무인항공기(이하 “무인기”, unmanned aerial vehicle)는 지상에서 원격으로 통제하여 임무를 수행하도록 개발된 항공체를 의미한다. 무인항공기는 조종사가 탑승하지 않은 채 비행할 수 있고 목적에 맞는 크기와 성능으로 제작할 수 있으며 화산 지역, 정글, 원자력 발전소 사고지역 등 다양한 곳에서 운용할 수 있는 장점이 있다. 이에 힘입어 시장의 수요는 가파르게 상승 중이며 필요한 공급은 10년 주기로 2배 이상 성장할 것으로 시장은 예측하고 있다. 민수용무인기의 개발 분야로는 감시, 통신, 영상정보 획득 등이 있고, 군사용무인기는 감시정찰 분야를 위주로 개발이 시작되어 정밀타격 분야로 그 영역이 확장되고 있다. 군사용무인기의 운용 목적은 전술급 위주의 개발에서 고고도 장기체공형 무인기로, 형태는 고정익 위주에서 헬기, 멀티콥터 및 복합형 무인기 등으로 발전하여 다양화되는 추세이다⁽¹⁾.

군사용무인기를 목적에 맞게 활용하기 위해서는 무인기 내/외부에 전자장비와 같은 구성품을 탑재하는 소요가 발생할 수 있는데 이런 경우 탑재 구성품에 대한 기계적·전기적 성능을 사전에 충분히 검증하여야 한다. 구성품 성능 검증을 위한 방법은 시뮬레이터를 활용한 방법과 실제와 유사한 환경을 모의하여 수행하는 방법이 있다. 성능 구현의 가능성을 확인하는 단계에서는 시뮬레이터를 활용하는 방법이 가능하지만 종래에는 실제 운용 환경을 모의한 조건에서 시험을 수행하여야 하므로 무인기와 동일한 크기로 등가 모델을 제작하여 시험 환경을 구축하는 과정이 필요하다. 이 연구에서 수행한 시험은 개활지에서 오랜 기간 진행하여야 하는데 개활지에서 시험을 수행하면 순간 돌풍을 포함한 풍하중이 등가 모델에 지속적으로 인가될 수 있다. 풍하중에 의해 발생하는 주익의 구조적 변위는 탑재 구성품의 성능 검증에 악 영향을 끼치는데 태풍과 같은 강풍이 발생하는 경우에는 안전 문제까지 추가로 발생할 수 있어서 시험 수행이 가능한 조건에 대한 검증이 필요하다. Ryu, H. G. et al.⁽²⁾은 대형 무인기를 고소작업대에 장착한 시험 시설이 강풍에 노출될 경우에 발생할 수 있는 상황을 가정하여 풍하중에 대한 시험 시설의 안전성을 검토하였다. 이와 같은 목적으로 시험 시설을 구성하는 무인기의 크기가 대형이면 풍하중에 대한 등가 모델 및 주익의 구조안전성도 검증하여야 한다.

등가 모델의 구조안전성과 주익의 동적 특성을 확인하여 풍속 조건이 시험에 미치는 영향을 분석하기 위해서는 우선 시험 지역에서 발생하는 풍속 조건을 검토하여야 한다. 국가에서 지정한 강풍주의보 발령 기준은 풍속 14 m/s이다⁽³⁾. 여기서 풍속은 24시간 동안의 평균 풍속을 의미하는데 순간 풍속은 평균 풍속을 상회할 수 있으므로 시험체에 가해지는 풍하중을 검토할 때에는 순간 돌풍에 의한 풍속 역시 고려하여야 한다. Yun, S. W은 무인항공기 운용 환경조건의 시험절차 수립에 대한 연구에서 미군사규격의 시험조건을 활용하여 무인기의 성능 충족 여부에 대해 검증할 것을 제안하였다⁽⁴⁾. MIL-STD-810G w/Change 1, method 506.6, 2.3.4 wind velocity를 보면⁽⁵⁾ 강우 시험에 동반되는 풍속 시험의 기준 조건이 18 m/s인데 순간 돌풍은 이 조건을 상회할 수 있으므로 이 연구에서는 20 m/s를 등가 모델의 성능 검증 규격으로 설정하였다. 등가 모델은 폭이 17미터에 달할 정도로 대형구조물이고 구성품 성능 확인을 위해 무인기와 지면의 각도를 최대 60°까지 기울여야 할 경우도 있으므로 등가 모델의 구조안전성을 검증하고 와류에 의해 발생하는 주익의 동적 응답을 분석하여 등가 모델 및 주익의 성능 충족 여부를 검증하도록 한다.

주익 탑재품의 성능을 검증하기 위하여 제작한 등가모델의 개략 형상은 Fig. 1과 같다. 등가모델의 구조를 확인하면 동체는 원형과 유사한 형태로 풍하중에 대한 영향을 적게 받지만 주익은 폭과 길이가 두께에 비해 긴 구조이므로 풍하중에 노출될 경우 정적 및 동적 하중에 의해 변위가 발생하고 일부 구간에 응력이 집중될 수 있다. 외란에 의해 발생하는 주익의 변위 및 응력 집중이 탑재품의 성능 검증에 끼치는 영향을 확인하기 위해 정적 및 동적 하중에 대한 응답을 분석하고자 Solid 186, Solid 187, Shell 181요소를 사용하여 주익의 유한요소 모델을 구축하였다. 그 결과는 Fig. 2, Table 1과 같고, 해석에 적용한 소재의 물성은 Table 2에 나타내었다.

Fig. 1 
The shape of the equivalent structure for UAV

Fig. 2 
The mesh shape of the main wing

등가 모델을 구성하는 품목 중에 스킨은 고강도 및 경량화를 위해 carbon fiber로 구성된 복합소재를 적용하였다. Fig. 3에 적층 구조를 도시하였는데 층별로 적층 방향을 달리하였음을 확인할 수 있다. 모든 층의 정보를 반영한 해석 모델을 구축하고 그에 대한 물성을 적용할 수도 있으나 효율적으로 해석을 수행하기 위해 점근적으로 계산하는 적층 carbon fiber의 식을 사용하여 복합소재의 등가 물성을 계산하였다. 유한요소 해석에 사용되는 carbon skin의 물성치는 다음의 변수로 계산할 수 있다. 적층 구조체의 carbon skin 계산은⁽⁶⁾ 식 (1) ~ (4)에 의해 결정된다. 식 (1)은 등가 영률이고 식 (2)에서 계산된 각각의 체적 분율에 대한 영률 곱의 합으로 정의된다. 식 (3)의 등가 푸아송비와 식 (4)의 등가 밀도도 동일한 방식으로 계산할 수 있으며 계산된 적층 carbon skin의 물성치를 Table 3에 나타내었다.

Fig. 3 
The lamination structure of the carbon skin

주익 해석 결과의 신뢰성을 확보하기 위해 제작된 등가 모델의 모달 테스트를 수행하였다. 모드해석에서 확인한 모드형상을 획득할 수 있는 위치에 Fig. 12와 같이 가속도센서를 부착하여 주익의 동적 특성을 확인하였다. 지면에 수직인 축 방향이 주익에 탑재되는 전자장비의 성능에 가장 영향을 끼치므로 해당 축에 대한 모달 테스트 수행 결과를 Fig. 13 및 Table 7에 나타내었다. 4차 모드까지의 동적 특성 분석 결과가 10.64 %의 오차를 보이지만 해석과 실험에서 발생 가능한 오차 범위인 15 %를 감안했을 때 신뢰할 만한 결과가 도출되었다고 판단된다.

Fig. 12 
Modal test of the main wing

Fig. 13 
Modal test results of the main wing

이 연구에서는 폭 길이가 17 m에 달하는 무인기 등가 모델이 풍하중에 대한 구조안전성을 보유하였는지 확인하기 위한 분석 기준을 제안하고 기준 조건에 대한 요구 성능의 충족 여부를 공학적 절차로 검증하는 방안을 제시하였다. 등가 모델을 활용하여 개활지에서 오랜 기간 성능시험을 수행하면 순간 돌풍을 포함한 풍하중이 등가 모델에 지속적으로 인가되므로 등가 모델의 구조안전성과 주익의 동적 특성을 분석하여 풍속 조건이 시험에 미치는 영향을 정의할 필요가 있다.

우선 시험을 수행하는 지역에 대한 최근 10년간 풍속 데이터를 분석해서 시험 운용을 위한 풍속 기준 조건과 등가 모델의 운용이 가능한 최대 풍속 조건을 제안하였다. 구조안전성을 해석적인 방법으로 분석하고자 등가 모델 주익의 유한요소 모델을 구축하였고 복합재로 구성된 주익의 소재별 물성 정보를 활용하여 등가 물성을 계산하는 방법을 적용하여 해석 시간을 효율적으로 단축하였다. 주익에 인가되는 정적 하중을 수치해석으로 분석하여 정적 하중에 대한 주익의 구조안전성을 분석하였다. 주익에 인가되는 동적 하중은 주익의 단면 형상과 풍속에 따른 스토로우홀 수의 변화를 분석하여 와류가 발생할 때 동적 하중이 인가되는 와류 주파수의 범위를 확인하였고 주익에 인가되는 하중은 유동해석으로 계산한 압력 결과값을 압력이 작용하는 면적에 입력하여 산출하였다. 이렇게 산출한 동적 하중과 와류 주파수에 대해 주익의 조화해석을 수행해서 최대 풍속 조건인 20 m/s에 대해 주익이 3.23의 안전율을 확보하였음을 확인하였다. 끝으로 해석 모델의 신뢰성을 검증하고자 제작된 시제의 모달 테스트를 수행해서 주익에 장착되는 전자장비의 성능에 가장 유효한 영향을 끼치는 지면에 수직인 방향에 대한 실험 결과가 해석과 10.64 %의 오차율을 보여 신뢰할 수 있음을 검증하였다.

대형 무인기가 강풍에 대해 구조적으로 안전한지에 대한 검증이 필요한 경우와 무인기에 장착되는 전자장비에 발생할 수 있는 구조적 변위를 반영한 성능 검증의 경계조건을 설정해야 할 경우, 이 연구의 결과가 성능 시험 조건과 검증 방안을 정립하는데 도움이 될 것으로 판단한다.