저속 통제기 Head-Up-Display 지지구조의 진동 해석 및 시험 조기대 조창민 Vibration Analysis and Test of Head-Up-Display Supporting Structures of KO-1 Ki-Dae Cho, Chang-Min Cho Key Words : HUD(Head Up Display), HUD 지지구조, 모달 테스팅, 동특성, 유한요소해석, 비행 진동시험, 랜덤진동 해석 Abstract This paper describes the vibration analysis and test results of Head-Up-Display(HUD) supporting structures installed on KO-1. The random vibration analysis of HUD supporting structures was performed using a finite element model and the modal testing in order to validate the design of the supporting structure and the performance of HUD. The flight vibration environment around the HUD supporting structures was measured and its vibration environment spectrum was constructed through the flight vibration tests. The vibration characteristics of HUD and its supporting structures were analyzed using the random vibration analysis with the vibration spectrums of MIL-STD-810E and the measured data on KO-1. The results showed that the vibration levels at HUD was negligible and therefore the HUD was estimated as normal functioning during the flight. 1. 서 론 저속 통제기(KO-1)는 공군 전술 통제기 O-2 의 도태에 따른 교체 후속기로 기본 훈련기(KT-1)에 외부 장착물, 사격 통제 장치 등을 추가하고 항전 장비 등의 성능을 개량한 항공기이다(Fig. 1). 추가 된 항전 장비 중 HUD(Head-Up-Display)는 비행에 필요한 정보 및 무장 조준 심볼 전시, UFC(Up- Front Control)를 통한 임무 데이터 입력 그리고 카 메라를 이용하여 비행 상황을 녹화할 수 있는 장 비이다. 이스라엘 ELOP 사의 제품인 HUD 가 국내 개발 항공기에 장착되어 제 기능을 발휘하기 위해 서는 항공기 진동 환경 하에서 HUD 시스템의 물 리적 환경 요구조건[1]을 만족할 수 있도록 지지 구조가 설계되어야 한다. 그러므로 본 논문에서는 이러한 요구조건의 만 족 여부를 확인하기 위해 수행한 연구 결과를 수 국방과학연구소 록하였다. 수행된 해석 및 수행 절차를 요약하면 다음과 같다. HUD 를 포함한 지지 구조의 유한 요 소 모델링 및 모델 검증용 모달 테스팅을 통하여 동 특성 해석을 수행하고 나서, 확립된 동적 모델 에 외부 환경 진동 조건을 인가하여 HUD 에 전달 되는 진동 수준을 분석하였다. 외부 환경 진동 조 건은 HUD 제작사의 규격, 미 군사 규격 그리고 실제 비행 진동시험을 수행하여 측정한 자료를 이 용하였다. Fig. 1 KO configuration 1
2. 본 론 2.1 HUD 및 지지구조 검토 전방 조종석 계기판 중앙 상부쪽에 위치하는 HUD 시스템은 전시 장비인 PDU(Power Distribute Unit), 카메라 그리고 트레이(Tray)로 구성된다. 트 레이는 PDU 의 장 탈착을 용이하게 하는 일종의 게이스로써 HUD 전시정보의 얼라인먼트 작업을 수행한 후 HUD 지지구조와 볼트로 체결된다(Fig. 2). HUD 지지구조의 주 하중은 FS 2500 프레임과 Pedestal 을 통한 항공기 바닥으로 전달된다. FS 2500 프레임과 연결은 충분한 지지역할을 담당할 것이나, Pedestal 은 상대적으로 취약한 구조를 가 지므로 이 부분의 동 특성이 지지구조 전체 시스 템에 큰 영향을 미칠 것으로 예상된다. 특히 계기 판에서는 각종 전자 장비들이 장착되므로 이들에 의한 질량 효과가 전체 지지구조 시스템의 고유 진동수 저하를 유발할 수 있을 것으로 판단된다. 그러므로 세심한 유한 요소 모델링 및 실험을 통 해 동 특성을 정확히 파악할 필요가 있다. 2.2 HUD 지지구조 모달 테스팅 (a) PDU (b) PDU tray Fig. 2 HUD system 더미(dummy) HUD 를 장착한 HUD 지지구조에 대해 모달 테스팅을 수행하였다. 항공기 조립 일정 중간에 시험을 수행한 관계로 계기판에는 전자 장비들이 장착되지 않은 조건에서 시험이 이루어 졌다. 우선 HUD Tray 받침대 위에 PDU 트레이를 체결하고 직육면체 블록 형상의 더미를 조립하였다. 더미 중량은 PDU+카메라 중량과 동일하게 제작되었으나 조립시 간섭이 발생하여 현장에서 블록의 높이를 약 20 mm 정도 절단하여 중량은 약간 감소한 것을 고려하였다. 조립이 완료된 후, 9군데 위치에 총 15개의 가속도계를 부착하였으며 부위 위치는 Fig. 4와 같고 정확한 정보는 Table 1 에 표시하였다. 이러한 HUD 시스템을 지지하기 위한 지지구조 시스템은 총 6개의 단품으로 구성된다. 협소한 공 간에 각종 장비들이 장착되는 관계로 여러 가지 제약조건을 감안하여 최종 결정된 HUD 지지구조 의 전체 형상은 Fig. 3 과 같다. 4 6 11 10 2 5 1 3 8 7 9 Fig. 4 Accelerometer installation configurations Fig. 3 HUD support system 2
Table 1 Accelerometer Charts node Coord. Accelerometer Dir. model serial mv/g CK78 102.4 H01 451 68 75 CJ41 106.2 CH97 109.4 CK65 114.2 승 복소지수법(poly-reference Least Squares Comples Exponential Method)을 적용하여 모달 계수를 추출 하였다. 또한 모우드 형상은 주파수 영역에서 최 소자승법(Least Squares Method)으로 구하였다. 추정 된 비틀림 모드 및 굽힘모드의 각각 고유 진동수 는 173.28 Hz, 218.17 Hz 이다. 모드 형상은 Fig. 5 와 같다. H02 451-68 75 - CH76 114.0 H03 347 75 28 CL20 97.79 CK69 116.5 CH86 118.0 H04 347-75 28 CK13 102.0 H05 91 85 11 ENDEVCO 61A-100 CK75 117.4 CK58 114.3 H06 91-85 11 CK67 100.7 H07 255 95-261 CK52 116.5 H08 255-95 -261 - CK79 97.43 H09 236 95-421 CL15 114.9 H10 0 85 0 - - - - 2.3 유한 요소 모델링 및 검증 설계 형상 자료인 CATIA 파일을 전처리(Preprocessor)용 상용 프로그램인 MSC/PATRAN 으로 불러 들여 유한 요소 망을 구성하였다. Tray 받침 대는 3D (TRIA, HEA)요소, 그 외 나머지 부품 은 2D(QUAD4)요소를 이용하여 모델링 하였다. 더 미 HUD 는 관성 모멘트와 질량을 가지는 0D (CONM2) 요소를 이용하여 계산된 더미 HUD 의 질량 중심에 표현하였으며, 이를 강체 요소 (RBE2)를 사용하여 실제 장착 부위에 연결하였다. 모델링 된 전체 형상은 Fig. 6 과 같고 경계 조건 은 강체 요소(Rigid, Fixed)를 이용하여 표현하였다. H11 0-85 0 - - - - (a) 비틀림 모드 (b) 굽힘 모드 Fig. 5 Torsion and bending mode shapes 가진 신호를 발생시키기 위하여 PCB 사의 가격 망치 C86C05 (sensitivity = 0.23 mv/n)를 사용하여 더미 블록의 표면을 가진 하였다. 가격 신호 및 가속계의 응답 신호들은 테이프 레코드(KMT D 2/16)에 기록하였다. 기록된 측정 신호들은 LMS CADA- 소프트 웨어[2]의 모달 해석 모듈을 이 용하여 분석하였다. DIFA Measuring System 사의 SCADAS-II 를 Front-end 로 하여 테이프 레코드에 기록된 측정 신호를 불러 들인 후 주파수 응답함 수를 구하고 이를 시간 영역에서 다기준 최소 자 3 Fig. 6 Finite element modeling 동특성을 파악하기 위해 MSC/NASTRAN Solver (Sol 103)을 이용하였고, 고유치 추출은 Lanczos 법 을 사용하였다. 해석된 주요 비틀림 및 굽힘 모드 는 Fig. 7 ~ 8 에 표시하였다. 해석 결과는 실험 결 과와 상당히 일치하므로 유한 요소 모델 검증은 타당한 것으로 판단되었다.
모드는 5, 6, 7, 9, 10 번째 모드에서 나타났다. Fig. 7 Torsion mode shapes Fig. 9 Modeling of HUD system Fig. 8 Bending mode shapes 2.4 HUD 지지구조 동특성 해석 Fig. 10 Mission equipment on instrumental panel 실제 HUD 지지구조 동특성 해석을 위해 사용된 모델은 더미 HUD을 이용한 모델링 검증용 모델과 대부분은 동일하고 다른 부분만 서술하면 다음과 같다. 검증용 모델에 더미 HUD를 제거하고 실제 HUD의 질량을 0D (CONM2) 요소 및 강체요소 (RBE2)를 사용하여 실제 장착 부위에 연결하였다(Fig. 9). 모델 검증을 위한 해석 및 실험 시 장착되지 않았던 계기판 및 pedestal의 전자 장비들을 또한 고려하였다. 계기판에 장착되는 각종 임무 장비들의 배치도는 Fig. 10과 같다. 주요 장비들의 위치 및 질량 정보를 가지고 0D (CONM2) 요소 및 강체 요소 (RBE2)로 실제 장착 부위에서 모델링된 형상은 Fig. 11과 같다. 동 특성을 파악하기 위해 MSC/ NASTRAN Solver (Sol 103)을 이용하였고, 고유치 추출은 Lanczos법을 사용하였다. 해석된 15번째 까지의 모드를 조사해 보면, HUD 지지구조의 굽힘 4 Fig. 11 Modeling of mission equipments 그리고 비틀림 모드는 14 번째에서 발생하였다. 그 외 나머지 모드들은 각 단품들의 국소
모드들을 의미한다. 계기판의 전자 장비들을 고려하지 않았을 때는 비틀림 모드가 먼저 발생하였으나, 전자 장비들의 질량 효과로 인해서 굽힘 모드가 먼저 발생하였다. 또한 굽힘 모드들은 계기판의 전자 장비들과 연성되어 여러 개로 발생하였다. 2.5 비행 진동 측정 외부 환경 진동 수준을 파악하기 위해 각종 기 동에 따른 진동 레벨을 측정하는 시험을 수행하였 다. 본 연구에서 언급되는 항공기는 진동 측정용 계측 장비들을 장착할 여유 공간이 거의 없고 항 공기에 내장된 가속도계용 앰프는 2000 Hz 까지 자료를 얻을 수 있으나 최대 채널이 4 개로 한정 되어 있다. 물론 telemetry 장비를 사용하면 20 ~30 채널까지 계측 신호를 받을 수 있으나 100 Hz 이 하로 샘플링이 제한되어 있다. 그러므로 항공기 내장 앰프를 이용하여 전방 조종석 페달 근처 바 닥면에 3축 가속도계, FS 2500 프레임에 방향으 로 단축 가속도계를 장착하였다. Table 1 Maneuvers for flight test # 시험 과목 형상 고도 속도 1 EAR CHECK CR 15K - 2 Max Power Take off CR 15K - 3 RPO (L/H, 2.5g) CR 15K Vh 4 RPO (R/H, 2.5g) CR 15K Vh 5 감속 및 수평 비행 CR 15K Vh 6 감속 및 수평 비행 CR 15K 150 7 감속 및 수평 비행 CR 15K 100 8 사격 연습 (20 ) CR 8K 180 9 사격 연습 (30 ) CR 8K 180 10 LD down, FLAP down LD 5K 130 11 증속 및 수평 비행 LD 5K 90 12 증속 및 수평 비행 LD 5K 125 13 증속 및 수평 비행 LD 5K 125 14 감속 및 수평 비행 LD 5K 125 15 감속 및 수평 비행 LD 5K 90 16 LD up, FLAP up CR 5K - 17 증속 및 수평 비행 CR 5K 100 18 증속 및 수평 비행 CR 5K 156 진동이 큰 기동들을 포함한 총 16 개의 기동을 선정하였고 이를 Table 1 에 표시하였다. 실제 비 행 시험에 사용된 항공기의 형상은 연료탱크, 무 장 등을 장착하지 않은 클린 형상으로 수행하였다. Table 1 에서 CR, LD 는 각각 Clean, Landing Down 을 의미한다. 조종석 페달 근처 바닥면에 부착된 3 축 가속도 값 중 -축 측정 신호는 센서 불량으 로 측정되지 않아, -축만 분석하였다.,, 그 리고 -축 각각은 항공기 동체 길이, 항공기 날개, 항공기 높이 방향을 각각 의미한다. 각 방향, 전 기동에서 측정된 결과를 동시에 표시하면 Fig. 12 와 같다. 0 200 400 600 800 1000 KO-01-04 clean Front cockpit floor_ Total maneuver : 18 (a) Vibration level measured in y-axis direction KO-01-04 clean front cockpit floor_ total maneuver : 18 0 200 400 600 800 1000 (b) Vibration level measured in z-axis direction Fig. 12 Vibration level measured during flight test 측정된 값들은 프로펠라의 주요 가진 주파수 및 장착 부위의 국소적 탄성 특성으로 인한 5
성분이 주로 나타난다. 실제 측정 결과와 HUD 제작사 및 미 군사규격[3]에 제시된 진동 수준(Fig. 13)을 비교하면 HUD 지지구조에 유입되는 진동 수준은 크게 높지 않음을 알 수 있다. 0.30 measured data at floor_y spectrum for random analysis 0.1 HUD specification MIL-STD-810E 10 100 1000 0.01 Fig. 14 Applied -spectrum for random analysis 10 100 1000 Fig. 13 Standard vibration profile 0.30 measured data at floor_ spectrum for random analysis 2.6 랜덤 진동 해석 MSC/NASTRAN의 Enforced Motion 기능을 이용하여 랜던 진동 해석을 수행하였다. Enforced Motion을 구현하기 위해 임의 절점에 Large mass를 생성하고 이 절점과 HUD 지지구조의 경계조건을 만족하는 절점들 간에 강체로 연결하였다. 그리고 large mass 절점에 3 종류의 랜덤 진동을 입력하여 HUD 질량 중심 절점에서의 RMS(Root Mean Squre) 값을 구하였다. HUD 제작사 및 미 군사규격 (MIL-STD-810E) 그리고 실제 측정 결과를 커브-피팅하여 생성된 Fig. 14~15를 입력 진동 스펙트럼으로 사용하였다. HUD 제작사 및 미 군사규격의 경우는 3축 방향 각각에 대해서 동일 스펙트럼을 인가하고 이때의 RMS 값 및 벡터 합을 각각 Table 2~3에 표시하였다. 실제 측정 스펙트럼은 y 및 z-축 값만 가지고 있으므로 이 값을 입력 스펙트럼으로 하여 랜덤 해석을 수행하고 RMS 벡터 합 계산은 축 가진에 대한 결과는 축 가진 결과와 동일하다고 가정하여 구하였다. 이는 Table 2~3에서 축 가진과 축 가진 결과가 매우 유사함을 이용하여 측정되지 않은 축 결과를 가정하였다. 3 종류의 진동 스펙트럼을 입력으로 하여 랜덤 해석을 할 때 구조물의 구조 감쇠는 1 % 및 3 % 인 경우를 각각 고려하였다. Fig. 15 Table 2 10 100 1000 Response / Excitation Direction Applied -spectrum for random analysis Response for HUD specification profile RMS at HUD c.g. 4.138 e-4 3.130 e-4 4.562 e-4 5.496 e-5 4.039 e-4 4.792 e-5 3.073 e-5 1.719 e-4 2.122 e-5 3.048 e-4 8.688 e-5 3.309 e-4 2.663 e-5 2.366 e-4 2.376 e-5 1.444 e-5 1.022 e-4 9.791 e-6 Vector sum of RMS 6.909 e-4 4.105 e-4 1.759 e-4 4.582 e-4 2.393 e-4 1.037 e-4 비 고 ζ c = 1% ζ c = 3% 6
Table 3 Response for MIL-STD-810E profile Response / Excitation Direction RMS at HUD c.g. 3.534e-4 2.233e-4 3.797e-4 5.908e-4 4.815e-4 4.664e-5 2.659e-5 1.949e-4 1.933e-5 2.913e-4 6.669e-5 3.068e-4 3.614e-5 3.793e-4 2.880e-5 1.672e-5 1.520e-4 1.285e-5 Vector sum of RMS 5.648e-4 4.874e-4 1.976e-4 4.283e-4 3.821e-4 1.535e-4 비 고 ζ c = 1% ζ c = 3% 환경 진동에 의해 HUD 지지구조에 전달되는 진동은 미미한 수준인 것으로 분석되었다. 또한 HUD를 장착하고 비행시험을 수행한 결과 진동으로 인한 문제점은 발견되지 않았으므로 저속 통제기의 운용 조건에 HUD 지지구조의 설계는 타당한 것으로 평가되었다. 참고문헌 (1) ELOP Document, PS4518-1000-00 (2) CADA- User s Manual, LMS International, 2001 (3) MIL-STD-810E, Department of Defense Test Methods Standard for Environmental Engineering Considerations and Laboratory Tests, 1989 (4) MSC/NASTRAN Handbook for Dynamic Analysis, MSC/NASTRAN Version 63, The MacNeal- Schwendler Corporation, 1983. Table 4 Response for measured vibration profile Response Vector sum of RMS 비고 6.158e-4 7.345e-4 3.021e-4 4.519e-4 4.592e-4 1.900e-4 ζ c = 1% ζ c = 3% HUD 질량 중심의 피치, 롤, 요 각의 RMS 값은 2e-3 [Radian] 을 초과해서는 안 된다고 HUD 제작사에서 권고하였다. 실제 측정 스펙트럼 및 이보다 큰 진동 조건인 미 군사규격 및 HUD 자체 규격서의 조건에서도 이를 만족함을 해석 결과로부터 알 수 있다. 3. 결 론 저속 통제기에 장착된 HUD 지지구조에 대한 진동 해석 및 시험을 통하여 지지구조 설계를 검증하였다. 모달 시험 결과를 반영한 유한 요소 동 특성 모델을 기본으로 하여, 제작사와 MIL- STD-810에서 제시한 스펙트럼 및 측정된 진동 스펙트럼을 부가하여 동 특성 및 랜덤 진동 해석을 수행하였다. 그 결과, 저속 통제기의 비행 7