서 론
항공기 레이다는 항공기에 탑재되어 비행환경에서 운용되므로 개발과정에서 수많은 비행시험이 요구된다[1]. 하지만 비행시험은 감항인증, 공역확보, 표적기 운용, 날씨 등 제약조건이 많기 때문에 비행시험의 횟수가 한정적이다. 이러한 이유로 개발 및 시험 기간의 효율적 사용을 위해, 개발된 항공기용 레이다를 높은 건물 위에 올려놓고, 수백 미터 떨어진 곳에 원전계 조건을 충족하도록 설치된 비콘타워에서 표적을 모의하는 지상 Roof-lab을 사용하여 많은 시험을 수행한다. 항공용 전자장비 개발에서 지상 Roof-lab 시험은 비행시험의 좋은 보완수단이 되어왔다[2].
하지만 지상 Roof-lab 시험으로는 항공기의 교전 상황을 모사하는데 한계가 있다[3]. 전시(戰時)용 주파수 사용이 불가능하며, 같은 X-band 대역 외부장비에 의한 간섭을 받을 수 있다. 또한 비콘타워, 지형 클러터, Roof-lab 시설 천장과 기둥 등에 의한 강한 반사의 영향을 받는다. 그리고 비콘타워 위 에 표적재머 모의장치가 고정식으로 설치되기에, 고정된 각도에서의 표적이 모의되며, 클러터 또한 고정된다.
이러한 야외시험장의 한계를 극복하기 위해 근전계 영역에서 근전계 빔 접속 기법을 사용하는 기술이 ’90년대에 제안되었으며, 환경, 보안 등의 이유로 야외 시험이 제한되는 각종 전자장비의 시험을 위한 용도로 개발 및 활용이 꾸준히 진행되어 왔다. 본 논문에서는 외부영향성이 차단되는 무향챔버(anechoic chamber) 내 근전계 조건에서 항공기용 AESA 레이다의 비행 및 교전 상황을 모의하여 비행시험을 모의할 수 있는 HILS (Hardware-in-the-Loop Simulation)[7-9]를 구축하기 위한 연구를 수행한다.
AESA 레이다를 위한 HILS의 구조와 AESA 레이다의 연동 개념을 Fig. 1에 제시하였다. AESA(Active Electronically Scanned Array) 레이다[4-6]의 ERPU(Exciter Receiver Processor Unit)가 발생한 Tx 신호를 RF 모의신호 발생기(RF Simulated Signal Generator)로 입력받아 DRFM(Digital RF Memory)[7-9]을 이용하여 레이다 임무환경인 표적, 클러터, 재밍신호 등을 발생시키고, 제어기가 이 신호들을 타이밍에 맞춰서, 안테나소자 400개로 구성된 송신배열안테나(Tx Array Antenna)를 통해 선택적으로 방사한다. MIT 링컨랩에서는 안테나의 원전계 거리 조건을 만족하는 수백 미터 이상의 야외 시험장을 대신하기 위하여 근전계 영역에서 원전계를 모의하는 근전계 빔집속(NFBF, Near-Field Beam Focusing)기법[10-12]을 개념적으로 제안한 바 있는데, 본 논문에서는 송수신배열안테나가 방사한 신호를 근거리에서 AESA 레이다가 수신하기 위하여 근전계 빔집속을 이용한다. 그리고 소정의 비행 및 교전 시나리오에 따라 비행자세모의기(Flight Positioner)[13,14]가 AESA 레이다의 AAU(AESA Antenna Unit)를 시나리오에 맞춰 3축으로 회전시킨다. 이러한 과정을 통하여 AESA 레이다 HILS는 외부의 영향성 없이 항공기용 AESA 의 기능 및 성능을 시험하는데 필요한 임무환경을 모의한다.
빔집속을 이용한 원전계 모의
본 장에서는 근전계에서의 원전계 모의 가능성을 구현 측면에서 연구하고 검증하는 내용을 기술한다. AESA 레이다의 빔을 집속하기 위해서는 AAU의 송수신모듈(TRM, Transmit Receive Module)의 디지털 위상변위기(Digital Phase Shifter) 위상을 조절해야 한다.
다양한 방위각과 고각에서 빔집속을 가능하게 하는 LUT에 대한 내용은 사전연구[15]에서 상술하였다. 각각의 TRM의 위상값을 얻기 위하여 각각의 TRM의 위치를 기준으로 빔집속 위치의 거리를 아래의 식으로 계산한다.
위 식에서 x,y,z 는 TRM 각각의 좌표이며, xf, yf, zf는 빔집속하고자 하는 지점의 좌표이다. 이를 기준으로 근전계 빔 집속을 위한 각각의 TRM의 위상 값을 계산한다.
이 때,k0는 전자파 상수이다. 위상 값을 각각의 TRM 에 디지털 위상변위기(Digital Phase Shifter)에 넣기 위해 최소 위상 비트로 양자화한다.
여기서 φLSB는 디지털 위상변위기의 최소 위상 값이다. 양자화된 최소 위상 비트를 LUT로 만들어 빔을 집속한다. 본 논문에서는 이 내용을 실제로 구현하는 측면을 상술한다.
2.1 근전계 빔집속거리 선정
안테나 빔집속 성능은 안테나의 지름에 의하여 결정되지만 유일한 빔집속거리에서만 가능한 것이 아니라 다수 개의 거리에 집속시키는 것이 가능하다. Fig. 2는 지름이 약 0.7 m인 AESA 레이다 안테나의 빔을 1 m와 1.5 m에서 모두 집속시킬 수 있다는 것을 보여준다. 그럼에도 불구하고 빔집속거리는 중요한 설계파라미터가 된다. 빔집속거리가 짧으면 송신배열안테나 등의 시스템이 차지하는 전체공간이 작아지는 장점이 있어서 챔버내 시험공간, 케이블 손실 등에서 유리한 면이 있다. 하지만 빔집속거리가 짧으면 송신배열안테나의 소자간 간격이 좁아져서 간섭이 발생할 수 있다. 또한 송신배열안테나 뒤에는 신호제어와 분배를 위해 Fig. 3처럼 많은 장비와 케이블이 장입되어야 하는데 이를 위한 공간이 부족해진다. 그리고 AESA 레이다와 송신배열안테나 간격이 좁아지면 다중경로에 의한 반사영향이 커질 수 있다. 이러한 이유로 빔집속거리를 레이다의 지름 2배에 가까운 1.5 m로 정하였다.
2.2 근전계 빔집속 유효거리
근전계 빔접속을 위해서는 빔을 돋보기와 같이 하나의 초점(focal point)을 모은다. 그렇기 때문에 조금만 벗어나도 빔집속 특성이 심하게 변화한다고 판단될 수 있다. 구현과정에서 송신배열안테나와 비행자세모의기간 정렬 및 제작 오차가 발생할 수 있으며, AESA 레이다와 비행자세모의기간 장착오차가 발생할 수 있으므로, 근전계 빔집속의 초점에서 벗어남에 따라 어떠한 특징을 보이는지 확인하기 위하여 Fig. 4와 같이 빔집속초점을 기준으로 방위각과 고각에서의 offset 패턴을 확인하였다. 최대 정렬오차가 ± 25 mm 발생하더라도 방위각과 고각에서 빔집속 성능이 유지된다는 것을 확인할 수 있었다.
2.3 원전계 빔패턴과 근전계 집속된 빔패턴 비교
근전계 빔집속의 유효성을 확인하기 위하여 원전계 빔패턴과 근전계 빔집속패턴을 비교한다. Fig. 5는 원전계 빔패턴과 1.5 m 근전계에서 빔을 집속한 방위각과 고각 빔패턴을 보여준다. 각각 상응하는 패턴이 잘 일치하는 것을 볼 수 있으며, 이를 통하여 상대적으로 협소한 공간이 무향챔버내에서 근전계조건에서 원전계 모의가 잘 되었음을 알 수 있다.
Fig. 5.
Comparison of far-field and near-field 1.5 m focused simulation beam pattern (a) far-field Az-cut pattern (b) near-field Az-cut pattern (c) far-field El-cut pattern (d) near-field El-cut pattern
레이다에서 모노펄스는 각도 정확도 측면에서 중요하다. Fig. 6은 원전계 빔패턴의 모노펄스 곡선과 1.5 m 근전계에서 빔집속패턴의 모노펄스를 보여주고 있다. 방위각과 고각의 모노펄스 기울기가 0.28과 0.24 정도로 둘 사이의 차이는 매우 근소하다. 그러므로 레이다의 기능을 점검하는 데에는 충분하며 매우 유사한 팬턴을 가짐을 확인할 수 있다.
시스템 설계
본 장에서는 HILS 시험환경구축에 소요되는 구성요소들을 기술한다. 항공기용 AESA 레이다 HILS 시스템은 Fig. 1과 같이 3.1 항전모의부, 3.2 신호모의부, 3.3 전력분배부, 3.4 송신안테나부, 그리고 3.5 제어부로 구성된다.
3.1 항전모의부(Avionics part)
항공기를 모의하는 항전모의부는 전력변환장치(Power Conversion Unit), 액체냉각장치(Liquid Cooling Unit), 항전모의기(Avionics Simulator), 그리고 비행자세모의기로 구성하였다(Fig. 1 참조). 항공기용 전원은 부피를 줄이기 위해 3상 115 Vac 400 Hz를 사용하는데, 이 전원은 일반건물에서 사용되는 3상 370 Vac 50/60 Hz 와는 다르기 때문에, 이를 변환하기 위한 전력변환장치를 설치하였다.
레이다는 공급되는 전력에 비해서는 방사되는 전력이 매우 적다. 특히 TRM내 GaN HPA(High Power Amplifier)의 효율은 약 40 % 정도로 낮아서, 손실 열이 많이 발생된다. 송신하지 않지만 대기전력으로 인한 열도 많이 발생하기 때문에, 액체냉각장치로 냉각액과 냉각공기를 공급해준다.
항공기내 연동을 위해서 임무컴퓨터 등의 항전장비와 통신하는데 사용되는 이산신호와 이더넷신호를 모의해준다. 제어부는 항전모의기를 통하여 레이다를 제어하고 탐지추적결과를 수신한다.
비행자세모의기는 시험시나리오에 맞춰서 항공기 비행자세를 고려한 레이다의 위치와 방향을 모의해준다. Fig. 7과 같이, 비행자세모의기는 동적 하중을 최소화하기 위해 레이다의 다른 장치는 뒤쪽에 고정 거치한다. 그리고 빔집속거리를 유지하기 위해 AAU 전면 중심을 기준으로, Roll, Pitch, 그리고 Yaw 3축이 구동된다. 제작된 비행자세모의기의 경우 Roll/Pitch/Yaw 각각 ± 5°, ± 45°, ± 45°의 구동범위를 가지며 15 °/sec, 15 °/sec, 15 °/sec의 구동속도를 갖는다.
3.2 신호모의부(Signal generation part)
신호모의부는 레이다의 ERPU로부터 Tx 신호를 받아서, 빠른 시간 안에, 레이다의 AAU가 수신할 신호를 만들어 공급해야 한다. 이를 위해 Fig. 1과 같이 EOP(End of Pulse)를 기준으로 시스템 전체를 동기화하며, 표적신호, 클러터신호, 재밍/기만신호, REG(Radar Environment Generator)을 구현한다. Fig. 8과 같이 DRFM #1과 #2는 표적신호와 MLC(Main Lobe Clutter)를 모의하여 1번 채널로 출력하며, DRFM #3는 SLC(Side Lobe Clutter)를 모의하여 2번 채널로 출력한다. 그리고 DRFM #4는 재밍신호를 모의하여 1번 채널로 출력한다. JEM (Jet Engine Modulation)은 사전에 REG에 저장해놓았던 데이터를 출력하는 방식으로 구현하였다. 노이즈 재밍은 노이즈소스를 통하여 광대역 또는 협대역 노이즈 재밍신호를 3번 채널로 출력하도록 구현하였다. Fig. 9는 신호모의부에서 모의된 신호를 보여준다. Fig. 9(a)는 근접하고 있는 표적에 VGPO(Velocity Gate Pull Off)[16] 재밍기법을 적용한 것을 보여주며, Fig. 9(b)는 JEM[17]에서 엔진주파수가 100 Hz와 200 Hz인 신호를 모의하는 것을 보여준다. 그리고 Fig. 9(c)는 10 MHz 협대역 재밍기법을 적용한 결과이다.
3.3 전력분배부(Power division part)
전력분배부는 Fig. 10과 같이, 신호모의부에서 출력되는 신호를 증폭기를 이용하여 증폭시킨 후, 1:20 전원분배기를 2단으로 사용한 1:400 전원 분배기를 통해 분배된다. 각각의 채널은 400개로 분배되어 송신안테나부의 개별모듈로 입력된다.
3.4 송신안테나부(Tx antenna part)
송신안테나부의 개별모듈들은 Fig. 11과 같이 송신 신호벡터변환기(Tx Signal Vector Modulator), 1:2 전력분배기(Power Divider), 그리고 안테나소자(Antenna Element)로 구성된다. 이런 개별모듈 400개가 모여서 송신안테나부를 이룬다. 전력분배부에서 분배된 3개의 채널(RF-Ch1, RF-Ch2, RF-Ch3)이 Fig. 12처럼 송신 신호벡터변환기에 입력되며, 각 채널은 수평편파와 수직편파로 나누어져서 가변감쇄기(Variable Attenuator)와 MFC(Multi Function Core)를 거치고, 3개의 채널이 합 쳐졌다가, 수평편파(H-POL)와 수직편파(V-POL)로 나뉘어 출력된다. 안테나소자는 Fig. 13처럼 수평편파 안테나 2개와 수직편파 안테나 2개가 결합되어 구성되기 때문에 송신 신호벡터변환기의 출력 신호를 1:2 전력분배기를 거쳐 분배한다. 분배된 수평편파 신호 2개와 수직편파 신호 2개는 TSAA(Tapered Slot Array Antenna) 형태의 안테나소자에 입력된다.
안테나소자는 3각 배열을 기준으로 하며 방위각/고각 방향으로 2.4°/3° 이격시켜서, 3개의 안테나소자가 하나의 빔 안에 들어올 수 있도록 하였다.
Fig. 13에서 볼 수 있듯이 레이다의 최대 고각과 방위각을 시험할 수 있도록 안테나소자를 십자구조로 배치하였으며, 보어사이트(boresight) 주변에 더 많은 표적을 모의하기 위하여 중앙 집중형태로 배열하였다. 비행자세모의기의 구동시 빔집속거리를 유지하기 위하여 Fig. 14에서 알 수 있듯이 안테나를 중심으로부터 일정거리를 유지하기 위해 구형상의 곡면으로 제작하였다.
각각의 안테나소자는 개별적으로 방사할 수 있으나, 3각 배열 내 이동을 모의하기 위해서 신호세기를 조절하기도 한다. Fig. 15는 삼각배열의 중심에서 고각으로 이동하기 위해서, 송신 신호벡터변환기에서 2번과 3번 안테나소자에 45 dB 감쇄를 주었고, 실제로 고각방향으로 1.486°도 방사중심이 이동된 예를 보여준다.
3.5 제어부(Control part)
제어부는 시험 시나리오 조정 및 전시기(Test Scenario Controller & Display)와 제어조립체(Control Assembly)로 구성된다. 시험 시나리오에 따라 시험을 운용하는 시험시나리오 조정 및 전시기(Test Scenario Controller & Display)는 항전모의기를 통하여 레이다를 운용하고 동작결과를 받으며, 제어조립체에 시나리오를 전달해준다. 제어조립체는 시나리오에 따라 신호모의부를 제어하며 신호모의부에 동기신호를 기준으로 송신안테나부의 출력을 선택적으로 제어한다. 또한 시나리오에 따라 비행체 내부의 레이다 위치를 고려하여 레이다의 자세를 모의하도록 비행자세모의기를 제어한다.
AESA 레이다와 연동결과
AESA 레이다를 비행자세모의기에 설치하고, 시험 시나리오 조정 및 전시기를 통하여 레이다 설정, 모의 표적 및 재밍 신호 설정 값에 대한 소정의 시나리오들을 입력하여 수행하였다.
본 논문에서 제시하는 것은 Table 1의 시나리오에 의한 모의결과이다(Fig. 16). 모의표적은 80 NM부터 생성되어 5 NM까지 이동 및 추적되었다. 기동 중간에 표적이 기만 신호를 발생하여 송신하여도, AESA 레이다의 전자전 보호기능을 가동하여 기만되지 않는 것을 확인하였다. 클러터 등에 대해 신호처리과정에서 제거되므로 화면상에도 표시되지 않는다.
Table 1.
Test scenario
시나리오를 수행하는 도중에 간헐적으로 표적이 중첩(Fig. 17)되거나, 시나리오에서 지정하지 않았던 위치에 표적이 표시되는 상황이 발생했다. 표적이 근거리에 있을 때 표시되었던 것으로 보아서는, 송신배열안테나와 레이다간 근거리에서 발생되는 다중경로에 의한 반사로 추정되며, 추가적인 연구를 통한 개선이 가능할 것으로 판단된다.
본 AESA 레이다 HILS는 개발중인 항공기용 AESA 레이다의 알고리즘 검증, 디버깅, 시나리오 사전 검증, 비행시험 결과와의 비교분석에 활용할 수 있다.
결 론
본 논문에서는 지상시험환경과 비행시험환경과는 차별화되는 무반향챔버 내에서 AESA 레이다 시스템을 다양하게 시험할 수 있는 HILS 시험환경 구축을 다루었다. 무향챔버의 제한된 거리에서 시험할 수 있도록 원전계 빔을 모의하는 근전계 빔집속을 분석하여 검증하고 구현하였다. 그리고 RF 모의신호 발생기에 레이다의 ERPU Tx 신호를 넣어 DRFM을 기반으로 레이다 임무환경인 표적, 클러터, 재밍신호 등을 모의하여 400개의 안테나소자에 선택적으로 방사하여 레이다가 근전계 빔집속을 이용하여 수신할 수 있도록 하였다. 그 결과로, 외부의 영향성 없이 소정의 시나리오 조건에서 임무환경을 모의할 수 있는 HILS 시험환경을 구축할 수 있었다.
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