Flight Environment Simulation Test for Reliability Improvement of Precise Guided Missile

◆ 특집 ◆ 방산제품 설계 및 시험

유도무기의 신뢰성 향상을 위한 비행환경 모사시험 방안 연구

Flight Environment Simulation Test for Reliability Improvement of Precise Guided Missile

최승혁^1,

Seung Hyuk Choi^1,

1 국방과학연구소 (Agency for Defense Development)

 Corresponding author: [email protected], Tel: +82-42-821-2231 Manuscript received: 2016.7.15. / Revised: 2016.9.11. / Accepted: 2016.9.12.

We introduce FEST (Flight Environment Simulation Test) procedures for precise guided missiles to reliably improve systems. Flight vibration specification was established based on power spectral density curves calculated from flight test data of a high speed precise guided missile. A FEST pre-profile was developed according to flight vibration specification and delivered to a precise guided missile assembly. Vibration responses were measured by installing accelerometers on electronic components vulnerable to dynamic forces. The FEST profile was adjusted by comparing the vibration responses and the flight vibration specification.

Subsequently, the FEST profile was repeatedly modified through trial and error, because the responses were similar to the flight environment. The modified FEST profile enabled performance testing of assembled precise guided missiles under simulated flight conditions on the ground, where unexpected errors could be corrected before the flight tests, leading to cost and risk reduction in the development of the precise guided missile system.

KEYWORDS: Flight environment simulation test (비행환경 모사시험), Power spectral density (파워스펙트럼 밀도), Precise guided missile (유도무기)

1. 서론

최근 개발되는 유도무기는 요구되는 작전 거리와 운용 고도가 늘어나고 비행 속도가 높아지면서 비행 진동환경이 점점 가혹해지는 추세를 보이고 있다. 이 러한 성능 요구조건과 외부환경의 변화는 유도무기 의 신뢰성에 영향을 주어, 기존의 방식인 구성품 단 위의 ESS (Environmental Stress Screening) 시험 및 환경

시험 이외에 유도무기 조립체 단위에서의 신뢰성 검 증시험 방안에 대한 필요성이 대두되고 있다.

유도무기 시스템의 신뢰성 향상을 위해서는 개 발 시 다양한 비행시험을 통한 데이터 축적과 분 석이 필요하다. 그러나 개발 기간과 비용의 제한, 국내 시험장 부족 등으로 인하여 비행시험의 횟수 를 늘리기에 어려움이 크다. 따라서 이에 대한 대 안으로 지상에서 수행하는 다양한 시험이 제안되 __________

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수행할 수 없었다.

최근 개발되는 유도무기는 진동에 민감한 정밀 전자부품을 다수 탑재하고 있으며, 중량 제한에 따른 경량 설계 구조로 인하여 랜덤진동 등과 같 은 외부의 동적하중에 취약한 특성을 가진다.^5,6 따 라서 지상에서 유도무기 조립체 단위에서의 진동 하중 시험의 필요성이 대두되었으며, 이 때에 인 가되는 진동 레벨은 실제 비행환경을 적절히 모사 할 수 있어야 한다. 이에 본 연구에서는 유도무기 의 비행 중 진동환경을 모사하여 추진제 및 폭발 계열이 포함된 유도무기 조립체에 인가함으로써, 비행환경 모사시험 (Flight Environment Simulation Test: FEST)을 수행한 절차를 제시하였다.

본 연구에서는 초고속 정밀 유도무기의 FEST 시험 방안 구축을 위해 먼저 실제 비행시험 중 계 측된 진동 데이터를 기반으로 비행진동규격을 설 정하였다. 설정된 비행진동규격을 활용하여 FEST 프로파일을 작성하였으며, 이때에 유도무기에 탑 재되는 핵심 구성품에 진동센서를 부착하여 실제 구성품의 진동 응답 특성을 고려한 FEST 프로파 일을 Tailoring 하였다. 설정된 FEST 프로파일을 기 반으로 유도무기 조립체에 비행 진동환경을 인가 하여, 가진 중 핵심 구성품의 기능 및 성능 점검 절차를 추가한 FEST 시험방안을 제안하였다.

2. 유도무기 비행진동규격 설정

유도무기는 발사부터 목표물에 유도되기까지 추진기관, 가스발생기, 단분리장치, 구동장치 등 다양한 가진원 으로부터 진동하중을 받는다. 유도 무기의 비행 진동환경을 모사하기 위해, 핵심 구 성품에 진동센서를 설치하여 비행시험 중 진동 레 벨을 측정하였다. 이를 기반으로 작성한 PSD (Power Spectral Density) 선도를 통해 주파수 분석을 수행하여 비행 진동환경을 정량화 하였고, 비행 진동규격 설정에 참고하였다.

Table 1 Performance and environmental specification of PCB accelerometer 356A02

Specification Value Sensitivity (± 10%) 10 mV/g

Measurement Range ± 500 g pk Frequency range (± 5%) 1 to 5000 Hz

Resonant frequency ≫ 25 kHz Overload limit (Shock) ± 7000 g pk Temperature range (Operating) - 54 to + 121℃ 2.1 비행진동환경 계측

유도무기의 비행 중 진동환경을 분석하기 위해 Fig. 1과 같이 유도무기에 탑재되는 주요 구성품 A 부터D 에 진동센서를 부착하여 유도무기 비행시험 중 진동환경을 계측하였다. 주요 구성품 별 진동 레벨이 가장 높을 것으로 예측되는 방향을 선택하 여, 구성품 A와 B는 Azimuth 방향, 구성품 C와 D 는 Elevation 방향을 측정하였다. 진동센서는 PCB Piezotronics 사의 356A02 모델을 이용하였으며, 일 부 주요 사양은 Table 1과 같다.⁷

2.2 비행진동환경 정량화

진동 스트레스로 인한 피로 손상을 평가하기 위해서는 시간영역 (Time Domain)에서 측정된 랜덤 진동신호를 주파수영역 (Frequency Domain)으로 변 환하여 관찰하는 것이 유리하다.^8-14 일반적으로 시 간영역의 신호를 주파수영역으로 변환하는 방법으 로는 FFT (Fast Fourier Transform)가 활용되며, 아래 와 같이 나타낼 수 있다.

1 2

0

1

0, 1, 2, ..., 1

N i kr

k r N

r

X x e

N

k N

π ⎛ ⎞

− − ⎜ ⎟⎝ ⎠

=

=

= −

∑ (1) 여기서 xr은 시간영역에서 측정된 데이터의 r번째 샘플을 의미하며, Xk는 주파수영역으로 변환된 데

이터의 k번째 샘플을 의미한다. N은 주파수영역을 변환된 데이터의 샘플 개수이며, 분석을 원하는 주파수 특성에 따라 적절히 설정해야 한다. 이때 에 특정 주파수에 포함된 평균 에너지 (Power)를 나타내는 PSD를 다음과 같이 정의할 수 있다.

( ) (² )²

2

k s k k

X = L ⎡⎣ real X + imag X ⎤⎦ (2)

여기서 Gk ( f )는 양의 주파수의 파워 스펙트럼을

나타내는 one-sided PSD를 나타내며, Ls는 측정 시 간을 의미한다. 양의 주파수와 음의 주파수의 PSD 가 0 Hz를 중심으로 대칭인데 이를 one-sided PSD 로 나타내기 위해 2를 곱해 보상한다.

위의 방법을 통해 각 구성품 별 계측 데이터 중 진동레벨이 큰 초기 추진구간과 공력제어 구간 을 추출하여 PSD 선도를 산출하였다. 구성품 별 작성된 PSD는 Figs. 2부터 5와 같다. 공력제어 구 간에 비해 추진구간의 PSD 레벨이 저주파 대역에 서 높은 경향을 보였으며, 추진기관의 연소 전/후 유도무기의 고유 주파수에서 공진으로 인한 피크 를 확인할 수 있었다.

2.3 비행진동규격 설정

비행시험 중 계측한 각 핵심구성품의 진동 응 답을 기반으로 유도무기 비행진동규격을 설정하였 다. 계측한 데이터 중 통신 오류 등으로 인한 왜 곡된 데이터는 제외하였고, 유도무기 내부에 탑재 된 구성품의 내구도에 주된 영향을 미치는 주파수 영역 20 - 2000 Hz의 데이터를 활용하였다. 각 구성 Fig. 2 PSD curve for vibration of component A

Fig. 3 PSD curve for vibration of component B

Fig. 4 PSD curve for vibration of component C

Fig. 5 PSD curve for vibration of component D

Table 2 In-Flight vibration environment of a precise guided missile (Azimuth direction)

Frequency PSD Frequency PSD 10 Hz 0.0004 g²/Hz 200 Hz 0.1 g²/Hz 35 Hz 0.02 g²/Hz 220 Hz 0.04 g²/Hz 50 Hz 0.02 g²/Hz 480 Hz 0.04 g²/Hz 60 Hz 0.1 g²/Hz 500 Hz 0.02 g²/Hz 100 Hz 0.1 g²/Hz 660 Hz 0.02 g²/Hz 120 Hz 0.4 g²/Hz 800 Hz 0.05 g²/Hz 150 Hz 0.4 g²/Hz 1000 Hz 0.05 g²/Hz 170 Hz 0.05 g²/Hz 1350 Hz 0.015 g²/Hz 180 Hz 0.05 g²/Hz 2000 Hz 0.004 g²/Hz 190 Hz 0.1 g²/Hz

품 별 산출된 PSD를 바탕으로 작성한 비행진동규 격을 Tables 2와 3과 Fig. 6에 보였다. 비행시험 시 계측한 진동 데이터와 동일한 Azimuth 방향과 Elevation 방향에 대하여 비행진동규격을 정량화 하였다. grms값은 Azimuth 방향의 경우 약 8.49, Elevation 방향의 경우 5.44로, Azimuth 방향이 Elevation 방향 대비 진동환경이 가혹함을 확인하 였다.

3. FEST 가진 프로파일 작성

정량화된 비행진동규격을 참고하여 FEST 가진 프로파일을 작성하였다. 진동에 취약한 핵심 구성 품에 센서를 설치하여 진동 응답을 모니터링 하면 서 가진 프로파일을 Tailoring 하였다.

3.1 FEST 장비 및 시험 구성

FEST 시험장비는 Fig. 7과 같이 구성되었다. 가 진 장비로는 B&K 사의 V9 shaker를 사용하였으며,

Hydrostatic Bearing Table과 연동하여 전기적으로 절 연된 상태에서 유도무기 조립체를 가진할 수 있도 록 하였다. 가진 장비는 제어기와 증폭기, 전원공급 장치를 통하여 원하는 진동 프로파일을 적용 및 확 인할 수 있으며, 수냉식 냉각방식을 택하고 있다.

FEST를 적절히 수행하기 위해서는 시험 장비 와 유도무기 조립체 사이의 인터페이스 설계가 중 요하다. 인터페이스 치구는 유도무기를 강건하게 고정하여 가진 방향으로 진동이 정확하게 전달되 어야 하며, 이때에 감쇠 효과가 최소화되어야 한 다. 또한 인터페이스 치구 자체 공진이 FEST 가진 범위 밖에 있도록 설계하여야 한다. 인터페이스 치구는 이와 같은 사항을 고려하여 진동 해석과 Sweep 시험을 거쳐 설계되었다.

3.2 FEST 가진 프로파일 구축

FEST 가진 프로파일은 MWL (Minimum Work- Manship Level)과 비행진동규격을 고려하여 결정되 어야 한다.⁵ MWL은 전자부품, 전기/기계 조립체 등에 잠재적으로 존재하는 제작결함, 조립결함을 밝혀내기 위해 실시하는 가진 시험의 최소 진동레 벨이다. 무게가 50 kg을 넘지 않는 시스템에 대하 여 MWL 스펙트럼은 Table 4와 같이 제시되며, 무 게가 늘어남에 따라 식(3)과 식(4)를 통해 Fig. 8과 같이 보완된다.

170 Hz 0.03 g²/Hz 1350 Hz 0.015 g²/Hz 220 Hz 0.03 g²/Hz 2000 Hz 0.004 g²/Hz

Fig. 6 PSD curve for in-flight vibration of a precise guided missile

Table 4 Minimum workmanship random vibration test levels (Less than 50 kg)

Frequency PSD 20 Hz 0.01 g²/Hz

20 to 80 Hz + 3 dB/oct 80 (FL) to 500 (FH) Hz 0.04 g²/Hz 500 to 2000 Hz - 3 dB/oct

2000 Hz 0.01 g²/Hz Overall Level 9.8 g_rms

Fig. 8 Mass attenuated workmanship vibration spectrum 80 50 ,

FL= × ⎜ ⎟⎛W⎞

⎝ ⎠ (3)

500 ,

50 FH= × ⎜ ⎟⎛W⎞

⎝ ⎠ (4) W: Mass of object system or component [kg]

여기서 FL과 FH는 MWL 스펙트럼에서 평평한 구 간이 시작되는 주파수와 끝나는 주파수를 의미한 다. 본 논문에서 FEST를 수행할 유도무기 조립체 는 약 135 kg 이므로 FL은 약 30 Hz, FH는 약 1350 Hz이며, 해당 주파수 대역에서의 PSD 값은 약 0.015 g²/Hz 이다.

FEST 가진 프로파일은 MWL과 비행진동규격 을 기반으로 구축하였으며, 과도한 시험 환경으로 인하여 구성품이 손상되지 않도록 다음과 같은 과 정으로 Tailoring 하였다. 먼저 FEST 시험장비에 유 도무기를 설치하고, 핵심 구성품에 진동센서를 설 치한 뒤 MWL 스펙트럼을 인가하였다. 각 구성품 에서 측정된 응답 데이터와 비행진동규격을 비교 하여 시행착오법을 통해 규격보다 응답이 작은 주 파수 대역에서는 가진 레벨을 높이고, 응답이 높 은 대역에서는 가진 레벨을 낮추었다. 유도무기의 구조형상 및 구성품의 체결 방식 등에 따른 전달 율의 차이로 인해 특정 주파수 대역에서 가진 레 벨을 조정하더라도 해당 대역에서의 응답이 선형 적으로 조정되지 않는다. 따라서, Fig. 9와 같이, 적 절성 평가 및 가진 프로파일 수정 과정을 반복하 여 최종적으로 각 구성품의 응답 특성이 비행진동 규격을 적절히 모사하도록 FEST 가진 프로파일을 Tailoring 하였다. Figs. 10과 11에 최종적으로 설정 된 가진 프로파일과 비행진동규격, 각 구성품의 응답신호를 보였다. 가진 프로파일 대비 높은 진 동응답 레벨을 보였으며, 비행시험 결과와 동일하 게 유도탄의 Azimuth 방향이 Elevation 방향 대비 진동 특성이 가혹한 것을 확인할 수 있었다.

Minimum workmanship

random vibration test level Vibration data acquisition from flight test

Development & tailoring of FEST profile

Data acquisition during FEST profile input

Similarity check between FEST profile response &

environmental vibration spec.

FEST profile tailoring completion no

yes

Fig. 9 Process for FEST profile tailoring

Fig. 10 FEST data for azimuth direction

Fig. 11 FEST data for elevation direction 4. FEST 점검 절차

FEST 점검의 목적은 유도무기에 탑재되는 전 자부품 및 구동부품 등이 초고속 비행 진동환경에 서 올바르게 동작하는지 여부를 확인하는 것이다.

유도무기의 조립/점검 과정에서 발생할 수 있는

작업 실수를 걸러내는 것이다. 이를 위해, 설정된 FEST 프로파일을 유도무기에 인가하여 각 구성품 의 성능 및 기능을 점검하였다.

유도무기에는 표적 탐지장치, 항법장치, 조종장 치, 구동장치, 통신장치, 전원공급 장치 등 다양한 전자부품, 구동부품이 탑재되며 추진제, 화약류 등 위험 물질 또한 포함된다. 따라서 유도무기 조립 및 점검에는 각별한 주의가 필요하며, FEST 점검 절차 또한 구성품 기능 및 성능 검증과 동시에 안 전을 고려하여 구성되었다.

유도무기의 발사 전과 후, 비행 중 각 구성품 의 동작 여부를 정리하여 설정된 FEST 가진 프로 파일을 인가하기 전, 중, 후의 시점에서 각 구성품 의 정상 동작 여부를 확인하였다. 여기에는 Fig. 12 에 보인 바와 같이, 각 구성품으로의 전원공급 정 상여부 확인, 유도무기 내/외부 통신 기능 확인, 항법장치의 기능 및 성능 확인, 구동장치의 정상 동작여부 확인, 표적 탐지장치의 상태 확인 등이 포함된다. FEST 점검 시 유도무기의 가진 시간은 실제 비행시간을 고려하여 설정하였다.

5. 결론

초고속 정밀 유도무기 시스템의 신뢰성 향상을 위해, 유사 무기체계와 비행시험 데이터를 기반으 로 비행 중 작용하는 진동을 모사하여 FEST 가진 프로파일을 작성하였다. 작성된 FEST 가진 프로파 일을 개발중인 유도무기에 인가하여, 탑재되는 핵

수 있을 것으로 예상한다.

REFERENCES

1. Department of Defense Test Method Standard,

“Environmental Engineering Considerations and Laboratory Test,” Report No. MIL-STD-810G, 2008.

2. Military Handbook, “Environmental Stress Screening (ESS) of Electronic Equipment,” Report No. MIL- HDBK-344A, 1993.

3. Military Handbook, “Environmental Stress Screening Process for Electronic Equipment,” Report No. MIL- HDBK-2164A, 1996.

4. Department of the Navy, “Navy Manufacturing Screening Program,” Report No. NAVMAT P-9492, 1979,

5. Nasa Technical Standard, “Payload Vibro-Acoustic Test Criteria,” Report No. NASA-STD-7001A, 1996.

6. Kim, J. H., Eun, W. J., Park, S. R., Shin, S. J., Lee, S.

G., et al., “Vibration Response Estimation of a High Speed Flight Vehicle Considering Acoustic Loads,”

Proc. of the Korean Society Aeronautical and Space Sciences Spring Conference, pp. 1010-1021, 2015.

7. PCB Plezotronics, “Model 356A02 ICP Accelerometer Installation and Operating Manual,”

http://www.pcb.com/contentstore/docs/PCB_Corporate /Vibration/products/Manuals/356A02.pdf. (Accessed 27 September 2016)

8. Piersol, A. G., “The Development of Vibration Test Specifications for Flight Vehicle Components,”

Journal of Sound and Vibration, Vol. 4, No. 1, pp. 88- 115, 1966.

9. Paris, C., “Vibration Tests on the Preloaded Lares Satellite and Separation System,” Aerospace Science and Technology, Vol. 42, pp. 470-476, 2015.

10. Jain, P. C., “Vibration Environment and the Rockets,”

Missile BIT

*BIT : Built in Test

check signal check

Shaker stop

Fig. 12 Process for FEST

Procedia Engineering, Vol. 144, pp.729-735, 2016.

11. Brummitt, M. L., “Development of CubeSat Vibration Testing Capabilities for the Naval Postgraduate School and Cal Poly San Luis Obispo,”

M.Sc. Thesis, College of Engineering, California Polytechnic State University, 2010.

12. Roberts, C. and Ewins, D., “Multi-Axis Vibration Testing of an Aerodynamically Excited Structure,”

Journal of Vibration and Control, pp. 1-11, 2016.

13. Wang, Z., Wang, Y., Wang, Q., and Zhang, J., “Fuzzy Norm Method for Evaluating Random Vibration of Airborne Platform from Limited PSD Data,” Chinese Journal of Aeronautics, Vol. 27, No. 6, pp. 1442-1450, 2014.

14. Kim, C. J., Bae, C. Y., Lee, B. H., Kwon, S. J., and Na, B. C., “Multi-Axial Vibration Test on MAST System with Field Data,” Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering, Vol. 16, No. 7, pp. 704-711, 2006.