공기역학적인 비행체의 설계 및 풍동시험은 비행체 형상의 개발 및 확정을 위한 기본 설계 단계, 공기역학적 특성의 확인 및 데이터베이스 구성을 위한 상세 설계 단계, 형상 변경 반영 및 추가 DB 자료구성을 위한 추가 시험 단계로 구분된다.

기본 설계 단계의 풍동시험 목표는 비행체의 공기역학적 형상의 확정이다. 유도무기의 경우, 카나드(canard)나 꼬리날개 등의 조종면 형상 결정이 이루어진다. 성능 요구도 만족을 위한 확장날개 등 다양한 형태의 날개 형상이 시험된다. 공력 모델링(modeling) 시험은 동체와 꼬리날개 조합 또는 동체와 주날개 조합 등의 시험을 통하여 형상 변화에 따른 데이터베이스의 최신화가 가능하도록 형상 합성법(component build up method)을 적용하여 시험한다. 힌지 모멘트(Hinge moment) 시험은 비행 영역 전체에 걸쳐 힌지축 위치에 대한 모멘트 분석 등이 수행된다. Fig. 2는 전투기 형상의 기본 설계 단계에서 수행된 소형 아음속 풍동시험 모형이다^[2].

상세 설계 단계의 풍동시험은 비행체의 공기역학 특성의 확인 및 데이터베이스 구성 시험이 수행된다. 유도무기의 경우 네 개의 조종날개를 계측 날개로 구현하여 자료의 획득을 다변화한다. 조종날개의 형상이 확정된 후, 힌지 모멘트 모형에 내장형 밸런스를 사용한다. 모형은 자료의 정확도를 높이고 레이놀즈수의 영향을 최소화하기 위하여 많은 횟수의 형상변화 시험을 수행해야 하므로 날개의 각 변화를 자동으로 구현하기 위한 조종날개 각변위 위치제어기의 도입이 바람직하다.

공력 데이터베이스 구성 시험은 표준화 되어있으며, 총 개발 시험의 약 70 %를 차지하는 것이 조종 안정성(stability and control) 시험이다. 조종 안정성 시험은 대부분 힘과 모멘트(force & moment) 측정 시험이다. 형상 확정 전까지는 풍동시험 자료를 비행체 설계에 빠르게 반영하는 것이 필수적이므로 풍동 모형의 설계에도 시간 단축이 필요하다. 또한 형상 요소별 조합 구성이 용이하도록 모듈형 설계 방식을 채택한다. 일반적인 조종면 모형의 설계는 각 변위당 한 개의 부품으로 설계하고 조종면이 제거된 형상도 고려하여 설계한다(Fig. 3)^[2]. 유도탄의 경우는 대부분 십자 날개 형태를 가지므로 4개의 날개를 제작한다. 날개의 위치 변경, 날개폭의 변경 등 추가 날개 형상도 필요한 경우에는 반영하여 설계한다.

초기 공기역학 데이터베이스 모형은 힌지 모멘트 시험 이후 확정된 조종면 반영, 페어링 추가, 날개 장착점 시험 결과 반영 등을 포함한 형상 개발용 모형을 재사용한다. 조종면 변경의 브라켓은 예상되는 피치-요우-롤(pitch-yaw-roll) 각도에 따라 제작한다. 조종면의 각도 변경 시간 절약 및 시험 자료의 일관성 유지, 보조 자료의 동시 획득 등을 위한 방법으로 수동 클러치 페이스(clutch face) 장치 등이 사용되기도 한다. 수동 클러치 페이스 장치는 Fig. 4와 같다^[2].

공기역학 데이터베이스를 구성하기 위한 시험은 수행해야할 시험의 횟수가 많아 일일 시험 용량이나 생산성이 높은 대형 연속식 풍동에서 수행한다. 큰 크기의 모형은 외부 형상의 모든 세부 사항을 나타낼 수 있으며 필요한 모든 장비를 갖추고 시험할 수 있다. 모형 변경에 많은 시간을 요하는 조종면 각변위 변경에 조종면 원격제어 시스템을 사용하여 시험 비용을 낮출 수 있다. 조종날개의 원격제어 자동화를 위해서는 모터의 정격, 각변위의 정밀도를 위한 각변위 속도, 반복성, 이동 범위 등의 사양을 결정하여야 한다. 풍동시험 생산성 향상을 위해 국외 풍동에서 적용한 항공기 모형 주날개 조종면 구동기 예는 Fig. 5와 같다^[3].

전 절의 필요성 및 국방과학연구소 풍동시험 조건을 만족하는 풍동 모형 내부에 장착될 수 있는 소형의 자동 조종면 각변위 장치의 설계 요구조건은 다음과 같다.

각변위 장치는 외경 100 mm의 원통형 모형에 탑재 가능하여야 하며, 4개의 날개 각각을 개별적으로 제어할 수 있어야 한다. 또한 각변위 장치는 −25° ∼ +25°의 조종면 각도 설정이 가능하여야 하며, 최대 0.6 Nm의 토크가 작용하는 상태에서도 목표 각도 기준 ±0.1°의 범위 내에서 각도 설정을 할 수 있어야 한다. 이와 같은 조건들은 개발하고자 하는 각변위 장치가 일반 유도무기 풍동시험에 범용으로 사용할 수 있도록 국방과학연구소에서 실시된 유도무기 풍동시험들의 사례에서 도출하였다.

조종면(Control surface) 각변위 장치는 조종면 그리고, 조종면과 모터를 연결하는 기계구조, 조종각을 구현하는 모터, 조종 각을 피드백해 주는 각도 센서, 모터 제어기, 조종각 통합 원격 제어시스템으로 이루어진다. 조종면 각변위 장치 모듈은 Fig. 6에서 보이는 것과 같이 전방과 후방에 모형의 다른 구성품과 조립할 수 있는 인터페이스를 형성하였다. 각변위 장치의 구동장치 등은 외경에 대한 제한 조건뿐만 아니라, 모형의 내부로 이어지는 지지봉과, 모형과 지지봉의 접촉을 방지하기 위한 틈새를 고려해야 하는 내경 제한 조건에 따라 장착 가능한 공간은 그림에서 붉게 칠해진 영역으로 제한된다.

조종면 각변위 장치 모듈의 인터페이스와 외피 재질은 STS630으로 제작하였으며 국방과학연구소 풍동시험 모형의 제작 허용 공차를 동일하게 적용하여 가공 정밀도는 0.02 mm이다. 조종면을 제어하는 모터는 조종면과 기어 등을 통하여 조종면과 체결된다. 모형 동체의 내경은 지지봉 통과와 접촉방치 틈새를 고려하여 60 mm이며 모형 내부에는 스팅과 밸런스가 설치된다. 이 공간을 제외한 모터가 설치될 수 있는 모형의 두께는 20 mm이므로 모터의 최대 직경은 20 mm이다.

모터의 제어각 계측을 위하여 모터는 각도 센서와 연결한다. 모터 및 각도 센서를 위한 전원 및 계측 선들은 풍동 시험부 바깥쪽에서 제어 및 계측할 수 있도록 경로를 확보하여야 한다. 유도무기 형상의 공력을 측정하는 계측 장치인 밸런스는 측정된 힘과 모멘트를 mV 단위의 전압신호로 변환 전송하는 장치이므로 조종면 제어 모터의 전원 및 계측 신호로 인한 전자기적 간섭이 발생하지 않도록 전자기적 차폐를 실시해야 한다. 공기역학적 힘을 모사한 더미(dummy) 하중을 조종면에 인가할 수 있도록 기구 장치를 구비해야 한다. 그리고 더미 하중이 적용된 상태에서 구동 토크와 조종면 위치를 반복적으로 측정하여 조종면 제어기의 위치 제어 성능을 확인할 수 있어야 한다.

풍동시험 모형 조종면에 원격제어 기술을 적용함으로써, 시험 요구단계에서 선정된 각도로만 설정 가능했던 기존 조종면 수동 변위 방법의 한계를 극복하고, 공력 자료 획득과 시험 운용의 효율을 증대하는 풍동모형의 조종면 각변위 윈격자동제어 기술을 개발하였다. 조종면 각변위 장치는 제어 모터 하드웨어(Fig. 7) 와 제어/계측 장치 하드웨어(Fig. 8)로 구성되며 시스템 구성도는 Fig. 9와 같다.

제어 모터 하드웨어는 스킨(외피), BLDC(Brushless Direct Current) 모터조립체, 회로 카드 조립체(구동 드라이브), 프레임 조립체, 날개축 가이드, 위치 감지기 조립체, 크랭크 암으로 구성된다. 스킨(외피)은 외부 환경으로부터 구성품을 보호한다. BLDC 모터 조립체는 회전 운동을 직선 운동으로 변환하여 동력을 전달하는 방식으로 설계하였다. 회로 카드 조립체는 모터 제어와 데이터의 전송 및 원격제어를 가능하게 한다. 또한 조종면 각변위 신호 데이터를 계측하며 DSP (Digital Signal Processor)를 이용하여 조종면 동작을 제어한다. 프레임 조립체는 외부 환경으로부터 구성품을 보호하며, 각 구성품을 지지하고 고정하는 역할을 한다. 제한된 공간 내에서 구성품들의 배치가 가능하도록 설계하였으며, 알루미늄을 사용하여 가볍게 제작하였다. 날개축 가이드는 구동기 조립체와 날개를 연결하여 동력을 전달하며 공력 하중 및 모멘트를 버틸 수 있는 구조로 설계하였다. 다른 형상 날개를 교환 장착할 수 있도록 설계하였으며 재질은 STS630을 사용하였다. 가이드 부시는 구동축 지지 및 안정성을 제공하며 백래시(backlash)를 저감할 수 있도록 설계하였다. 볼 너트 회전을 규제할 수 있는 형상으로 설계하였다. 위치 감지기 조립체는 조종면 회전 각도를 정밀하게 측정해야 한다. 신뢰성이 입증된 제품으로 선정하였으며 센서 측정 방향 설정을 위한 공간을 설계에 반영하였다. 크랭크 암은 볼 스크류의 추력을 날개축에 전달하는 역할을 한다. 크랭크 암 돌출부를 프레임 측벽에 접촉하게 하여 물리적 구동 각 한계를 설정하며 구동 가능 각도는 ±28°이다. 크랭크 암의 재질은 STS630이다.

제어/계측 장치 하드웨어는 임베디드 컴퓨터, 전원공급기(SMPS), DC/DC CONVERTER, CAN 인터페이스 모듈로 구성되며 풍동 조종실 장비와 KVM으로 연결된다. 임베디드 컴퓨터의 CPU는 AMD 라이젠 5700G 이며, 메모리는 DDR4 32 GB, 저장장치는 M.2 1 TB, 전면은 USB-C, USB-A포트, 후면은 DP, HDMI, LAN, USB 2.0, USB 3.2포트로 구성된다. 전원공급기(SMPS)는 출력 100 W, 24 VDC, 4 A 효율 83 %를 선정하였다. DC/DC CONVERTER는 전원공급기 스위칭 노이즈 간섭 회피용으로 입력 9∼36 VDC, 출력 30 W, 24 VDC, 1.25 A, 효율 89 %로 선정하였다. CAN 인터페이스 모듈은 USB CAN 인터페이스 모듈로서 NI-XNET 드라이버를 지원하며 USB 2.0 High-Speed를 사용한다. KVM은 HDMI 거리 연장기로 최대 200 m까지 연장 가능한 장비를 선정하였다. 제어/계측 장치 하드웨어는 Fig. 10과 같이 구성하였다. 케이블 조립체는 제어/계측 시스템 하드웨어와 풍동 모형에 장착된 제어모터 하드웨어 사이를 연결한다. 풍동 모형의 힘과 모멘트 측정 센서인 밸런스의 출력 전압은 mV 레벨이다. 밸런스의 미세 전압 신호와의 전자기적 간섭을 회피하기 위하여 모터 하드웨어 신호 전송은 무선이 아닌 케이블을 사용한 유선 방식을 선택하였고, 케이블은 twisted pair, 2P shield 케이블을 사용하였다. 케이블 길이는 약 20 m로 풍동 시험부에 설치된 모터 하드웨어부터 시험부 하부에 위치한 제어계측 시스템 하드웨어까지 연결한다(Fig. 11). Fig. 11과 12는 회로 카드 조립체의 조립 확인 사진이며 협소한 공간에 설치된 시스템의 복잡도를 보여준다. Fig. 13은 제작 완료된 조종면 각변위 장치의 시스템 전체 사진이다. 제어/계측 장치 점검 화면은 시험 정보입력창, 제어기 상태 정보 표시창, 제어기 명령 전송창, 그래프 출력신호 선택창으로 구성하였다(Fig. 14). 트래킹 모드(tracking mode) 화면에서는 사인파(Sine wave), 사각파(Square wave), 톱니파(Sawtooth wave) 등 파형과 회전각, 주파수, 오프셋, 동작시간, 축을 선택하여 트래킹 시험을 수행할 수 있다.

제작이 완료된 조종면 각변위 장치에 대하여 Table 1의 항목별 검사를 실시하였다. Fig. 15는 성능시험 장치의 구성을 나타낸 그림이다. 정반 위에 모형을 고정하고, 각각의 구동기별로 성능시험을 위하여 날개를 분리한 후, 설치된 분동 걸이에 분동을 더하는 방식으로, 날개축에 정격토크를 가할 수 있도록 하였다. 또한, 분동 걸이 위쪽에 전자 각도계를 설치하여 실시간으로 날개축의 각도를 모니터링할 수 있도록 준비하였다. Table 1에 제시된 정격토크를 인가한 상태에서 조종면 피치각 ±25° 이상의 구동 범위 요구조건 달성을 확인하고, 5° 간격으로 순차적 명령을 주어 ±0.1° 이내 제어가 가능함을 확인하였다(Fig. 16). 측정 결과는 Table 2에 나타내었다.