무인항공기 체계의 구성은 Fig. 1과 같이 무인항공기, 데이터링크, 지상통제장비의 부체계로 구성된다^[4].

무인항공기는 비행조종 계통과 비행센서 계통, 항공전자 계통, 탑재데이터링크 계통 그리고 임무장비 계통으로 구분할수 있다.

비행조종 계통은 비행조종컴퓨터를 중심으로 하여 엔진, 추진제어장치, 연료량측정장치 등의 엔진계통과 조종면 구동기와 조종면 제어기로 구성된 구동계통, 그리고 착륙장치, 제동제어기, 조향제어기 등으로 구성된 착륙유압계통으로 구성된다.

비행센서 계통은 무인항공기의 위치, 속도, 자세 등의 정보를 획득해 주는 대기측정센서, 복합항법장치, 전파고도계, 정밀위치추적기로 구성되어, 비행조종컴퓨터로 획득정보를 제공한다.

비행조종컴퓨터는 비행센서 계통 정보를 사용하고 엔진계통, 구동계통, 착륙계통을 통제하면서 이륙, 비행, 착륙 임무를 수행한다.

항공전자 계통은 임무컴퓨터를 중심으로 무인항공기 내부의 온도와 습도를 제어해주는 환경제어장치, 지상체 조종사와의 교신을 위한 음성통신장치, 그 외에 전원감시장치, 외부주시카메라, 음성영상압축장치, 비행자료저장장치 등으로 구성된다.

무인항공기에 탑재되는 데이터링크 계통(Data Link System)은 가시선통신을 수행하는 탑재통신제어기와 가시선 안테나, 그리고 위성통신제어기와 위성안테나 등으로 구성되어, 지상데이터링크 계통으로부터의 상향채널을 통하여 지상통제장비의 조종사 명령을 전송하며, 무인항공기 상태정보와 외부주시카메라의 전방 시야 확보 영상과 임무장비에서 획득한 표적영상을 하향채널을 통하여 지상통제장비로 전송한다.

임무장비 계통은 외부의 영상정보를 획득하기 위해 EO/IR(Electro Optic/Infra Red), SAR(Synthetic Aperture Radar) 장비로 구성된다.

지상통제장비(Ground Control Station)는 주조종사/부조종사 운용장치, 임무계획장비, 센서운용사장치로 구성된다. 주조종사/부조종사 운용장치는 조종사가 무인항공기의 자동비행을 쉽게 통제할 수 있도록 그래픽 사용자 인터페이스를 갖추고 있고 외부주시카메라 영상을 화면에 도시하며, 자동운용이 기본 개념이지만, 긴급한 경우에 조종사 개입을 허용하기 위해 조종스틱과 쓰로틀레버, 그리고 제동 및 조향장치 제어를 위한 페달을 갖추고 있다.

임무계획장비는 무인항공기의 자동비행 시, 항로점 정보, 표적촬영 임무정보 등을 포함한 자동비행 및 촬영 계획을 작성하는 장비로서, 지상에서 작성한 임무계획 화일을 비행 전, 또는 비행 중에 무인항공기로 전송한다.

센서운용사장치는 임무장비가 획득한 영상을 실시간으로 분석하고 전시하는 장비이다.

Fig. 2는 무인항공기 체계 SIL의 구성 개념을 나타낸 그림이다. 무인항공기 체계 SIL은 실제 무인항공기 체계의 실 구성품들을 실험실로 옮겨 배치하여 무인항공기의 모의비행 환경과 체계운용 환경을 구축하고, 무인항공기, 지상체, 데이터링크 구성 실 장비로부터 생성되는 데이터들을 모니터링하고, 분석할 환경을 구축한 다음, 무인항공기의 모의비행 상황에서의 각종 체계운용 시험을 수행하면서 각 구성품 실장비들의 설계 오류, 구현 오류, 또는 체계 운용 시의 연동 오류를 찾아내어 보완할 수 있는 개발환경이다. 또한 무인항공기의 추진계통, 전기계통, 유압계통, 고출력 안테나 계통 등의 검증 시험을 위해 거대한 시설을 필요로 하는 경우에는 현실적 상황을 고려하여 제한적으로 구축할 수 있으며, 이로 인한 추가적인 검증 필요사항은 야외에서 수행하는 체계통합시험에서 수행한다.

무인항공기 체계 SIL은 비행조종 HILS(Hardware In-the-Loop Simulation)^[5-7], 항공전자 SIL, 데이터링크 탑재부 및 데이터링크 지상부 장비 랙, 임무장비, 지상통제장비, 그리고 실시간 자료분석장비(Flight Data Analysis System: FDAS)로 구성된다(Fig. 3).

비행조종 HILS는 무인항공기의 속도, 자세, 고도 등의 항공기 거동을 제어하는 두뇌에 해당하는 핵심 장비인 비행조종컴퓨터의 OFP(Operational Flight Program)와 제어법칙을 검증하기 위한 시험환경으로, 비행조종컴퓨터를 중심으로 복합항법장치, 대기자료센서, 전파고도계, 정밀위치추적기로 구성된 비행센서계통 장비들과 통합추진제어모니터링장치, 조종면구동장치, 조향제어기, 제동제어기로 구성된 비행조종계통 장비들, 임무컴퓨터, 그리고 비행환경을 모의하기 위한 실시간 비행시뮬레이터, 입출력모의장비, 모의영상생성장비로 구성된다.

실시간 비행시뮬레이터는 무인항공기의 6자유도 운동역학 모델을 사용하여 무인항공기가 지상에 정지되어 있을 때나, 또는 비행 중인 상태를 모사해 주어 지상통제장비와 데이터링크 계통을 통한 무인항공기와의 정적, 동적 통합연동 상태를 검증할 수 있으며, 비행조종센서 계통, 비행조종계통 장비들의 모델들이 구현되어 있어, 실 장비들과 선택적으로 전환시켜 사용할 수 있어 유연한 연동점검이 가능하다.

입출력모의장비는 비행조종컴퓨터와 연동되는 무인항공기 장비와의 모든 입출력 신호를 모사해 주는 장비로, 1553B, CAN, Ethernet, RS-232 통신 외에 Analog, Discrete 신호 인터페이스를 보유한다. 실시간 비행시뮬레이터는 VME 컴퓨터 기반으로 VxWorks 실시간 운영체제 기반의 소프트웨어 프레임 RTNgine을 사용하였으며, 비행조종 HILS 모델을 실행한다.

모의영상생성장비는 관심 지역에 대하여 위성영상지도 데이터베이스를 내장하고 있어, 실시간 비행시뮬레이터에서 출력되는 무인항공기 상태정보를 사용하여 무인항공기 모델을 위성지도 기반의 화면에 중첩하여 표시하거나, 이륙, 착륙 시 외부주시카메라의 이륙, 착륙 영상을 표시한다.

항공전자 SIL은 임무컴퓨터의 OFP를 검증하기 위한 시험환경으로, 비행조종컴퓨터, 데이터링크제어기, 음성통신장치, 환경제어장치, 전원감시장치, 외부주시카메라, 음성영상압축장치, 임무장비 등과 연동하여 구성되며, 이러한 장비들의 모델이 구현되어 있어, 실 장비들과 선택적으로 전환시켜 사용할 수 있어 유연한 연동점검이 가능하다.

데이터링크 장비는 가시선데이터링크 장비들과 위성데이터링크 장비의 실장비들 구성되며, 실험실 제한으로 인하여 안테나 장비들은 제외하고, 대신 RF(Radio Frequency) 유선케이블로 연동한다.

지상통제장비는 체계 운용로직 검증에 필요한 실 장비들을 그대로 사용한다.

실시간 자료분석장비는 시험 중에 무인항공기 탑재장비 간의 통신에서 얻어지는 모든 비행 자료와 지상통제장비에서 발생되는 모든 자료를 ICD(Interface Control Document) 기반으로 실시간으로 획득, 저장, 분석 기능과 후처리 분석 기능을 갖는다(Fig. 4).

무인항공기의 활주, 비행, 이륙, 착륙과 같은 동적 상태에서 체계운용 로직의 검증을 위해서 비행센서계통 장비들과 비행조종계통 장비들은 UAV SIL 환경의 실시간 비행시뮬레이터에서 등가의 실행모델 또는 수학모델로 대체된다. 이러한 등가모델들은 조종면구동장치 모델, 추진모델, 착륙장치모델, 대기자료센서 모델, 복합항법장치 모델 등의 기능 및 성능모델들로서 중력모델, 중량모델, 공력모델, 바람모델 등의 수학모델과 함께 무인항공기 6자유도 운동모델에 통합되어 무인항공기 체계의 동적 검증에 사용된다^[6].

Fig. 5는 비행조종 HILS 환경에 사용된 모델과 비행조종컴퓨터 간의 연동도이다.

조종면구동장치 모델은 조종면 변위명령에 대한 조종면구동장치 반응특성을 계산하는 2차식, 또는 3차식의 전달함수 모델로써 12개의 조종면에 대한 각각의 모델로 구성된다. 공력모델은 풍동시험 결과로 획득한 공력계수 테이블로, 받음각, 옆미끄럼각, 속도, 고도, 조종면변위각, 쓰로틀, 날개하중배수를 입력변수로 하고, 무인항공기형상, 착륙장치 전개형상, 자세변화율, 받음각변화율, 조종면변위, 추력, 지면효과, 날개부하효과 등 공력 형상변경에 따라 양력계수, 항력계수, 측력계수, 롤모멘트계수, 피치모멘트계수, 요모멘트계수를 출력한다.

추진모델은 온도, 고도 등의 환경변수 및 추력조종명령에 대한 엔진출력과 프로펠러에 의한 무인항공기 추력을 제공한다. 착륙장치모델은 무인항공기의 지상 이착륙 시 항공기 자세, 지면에 대한 반발력, 조향 및 제동명령에 의한 무인항공기의 3축 방향의 힘과 모멘트를 출력한다.

대기모델과 중력모델은 각각 국제표준대기모델과 WGS84(World Geodetic System 84) 기준 중력모델을 사용하였다.

중량모델은 무인항공기 탑재장비의 장착유무, 착륙장치의 전개 유무, 연료소모에 따른 무인항공기 총 중량, 무게중심, 관성모멘트의 변화를 산출하는 모델로써 설계자료를 기반으로 하여 생성된다.

비행조종 HILS 모델들은 Matlab-Simulink 환경에서 C-코드로 생성한 다음, VME용 SBC(Single Board Computer) 기반의 비행 시뮬레이션 목적의 실시간컴퓨터에서 실행될 수 있도록 VxWorks 실시간운영체제 기반의 응용소프트웨어를 사용하여 포팅된다.

Fig. 6은 Matlab-Simulink에서 작성한 모델의 한가지 예로서 랜딩기어의 Wheel-Dynamics 모델이다.

Fig. 6의 랜딩기어 모델은 실제 항공기의 활주데이터를 활용하여 랜딩기어 모델을 튜닝하였고, Fig. 7은 튜닝한 랜딩기어 모델을 적용한 HILS 시험 결과와 실제 활주시험 결과를 비교한 자료로서, 튜닝된 랜딩기어 모델을 적용한 HILS 시험 결과와 실제 활주시험을 통해 활주한 각속도 결과 값이 매우 유사하여 모델 튜닝이 잘되었음을 알 수 있다. 랜딩기어 모델 중 타이어 마찰력 등은 대표적인 비선형 함수이며 모델링이 매우 힘든 분야로 실제 저속 활주시험으로 확보한 자료를 활용하여 튜닝하여야 한다^[7].

무인항공기 체계 SIL 시험은 정적 연동시험, 정상 운용시험, 비정상 운용시험, 비상 운용시험의 네 가지로 구분한다(Fig. 8).

정적 연동시험은 계통장비 별, 또는 부체계장비 별 기본 기능을 점검하는 시험으로 지상에서 무인항공기가 정지 상태에 있을 때 ICD를 기반으로 장비별 연동 기능을 점검한다(Table 1).

정상 운용모드 시험은 무인항공기의 활주, 이륙, 착륙, 비행 등의 체계 운용 과정에서 상태에서의 명령전달 및 상태응답을 점검하는 통합 운용시험으로, 활주이동, 고속활주, 조종기모드, 점항법모드, 노브모드, 자동임무모드 등의 비행조종방식과 임무장비의 촬영기능을 점검하는 시험이다(Table 2).

Fig. 9는 무인항공기 체계 SIL에서 무인항공기의 활주 중 활주 상태 정보를 전시한 화면으로 무인항공기 전면에 장착되어 있는 CCD 카메라를 통해 전시되는 전방 영상과 각종 무인항공기 상태정보가 전시되어, 조종사가 이 화면상에 전시된 상태정보를 보고 활주 상태 및 연동 상태를 판단할 수 있다.

Fig. 10은 무인항공기 체계 SIL에서 비행 중인 무인항공기의 실시간 위치와 비행항로 궤적을 전시한 화면으로, 해당 경로를 따라 EO/IR, SAR 장비의 촬영 기능을 정상적으로 수행하는지, 그리고 촬영 기능이 정상인지를 확인하는 시험이다.

무인항공기의 촬영 비행 구간에서 EO/IR 촬영 결과는 Fig. 11의 위 그림처럼 모든 블록이 영상으로 채워져 있지만, 오류가 발생하면, Fig. 11의 아래 그림처럼 비어 있는 블록(미수신 오류)이 발생한다. 이 오류의 원인은 EO/IR의 탑재부에서 촬영 영상을 데이터링크를 경유하여 지상통제장비 중 센서운용사장치로 송신할 때, EO/IR 영상의 수신 처리를 위한 준비 시간이 부족하여 발생한 오류로 분석되었고, 센서운용사장치의 소프트웨어를 수정하여 해결하였다.

비정상 운용모드 시험(Table 3)은 비행 중 탑재장비의 고장, 또는 데이터링크 두절 등과 같이 비정상 상황이 발생했을 경우에 대해 체계운용 로직을 확인하는 시험으로, 데이터링크 두절 운용시험, 주요 핵심장비 고장시 운용시험, 이중화 장비의 단일고장시험, 단일장비 고장시험 등의 무인항공기 탑재장비들의 고장 발생 시 체계의 운용 대처 능력을 시험한다.

비상 운용모드 시험(Table 4)은 비행 중 엔진고장, 또는 착륙장치 고장, 또는 비행능력상실과 같은 무인항공기의 기지 귀환과 착륙이 불가능한 경우에 체계운용 로직을 확인하는 시험이다.

비정상 운용시험, 비상운용시험은 비행시험으로 확인이 어렵거나 불가능한 경우이기 때문에 비행시험을 수행하기 전에 체계 SIL을 통한 검증이 필수적이다.

이와 같은 시험항목들의 결과는 성공, 실패로 나타나고, 실패인 경우에는 오류 원인을 찾아 분석, 수정후 재시험한다. 시험 결과의 분석은 실시간 자료분석 장비에 저장한 자료의 분석을 통해 확인한다.

Fig. 12는 정상 운용모드 시험 중 발생한 1553B 통신 오류 중 한 가지로, 1553B 통신 데이터에 포함된 Heartbeat 계수의 현재값과 이전값의 차이값 그래프이다. 이 차이값은 항상 ‘1’ 이어야 정상인데, 간헐적으로 ‘2’ 이상, 또는 ‘0’ 인 오류가 발생하였다. 분석 결과, 이 현상은 비행조종컴퓨터와 복합항법장치 내부에 사용된 각각의 수정발진자의 진동주파수 정밀도가 서로 다르며, 정확한 동기가 맞지 않기 때문에 20 msec 기준 통신주기에서 2∼6번 연속으로 주기성이 깨지는 것으로 확인되었다. 이 현상의 근본적 해결은 불가능하다고 판단하였고, 대처 방안으로 비행조종컴퓨터의 OFP에서 20 msec 주기의 10배인 200 msec 동안 연속적으로 Heartbeat 차이값이 ‘1’이 아닌 경우에만 통신오류(이 경우 이중화 비행조종컴퓨터 중에 오류 발생한 부분은 미사용)로 정의하여 비행조종컴퓨터의 통신오류 발생 가능성을 줄여 무인항공기 체계의 강건성을 확보하였다.

결과적으로, Table 1∼4에서 제시된 시험항목을 통하여 무인항공기, 데이터링크, 지상통제장비 구성품의 소프트웨어에 많은 결함을 검출하였고, 결함관리대장에 기록하여 관리하면서, 반복적인 재시험을 통하여 무인항공기 체계 소프트웨어의 무결성을 확보하였다.

추가적으로 비행시험 수행 전에 조종사들의 관숙훈련을 수행하여, 체계 SIL의 효용성을 배가하였다.