MUM-T 탑재 안테나 소형화/경량화를 위한 소요제원 최적화 설계 방안

2.1 시스템 설계목표 및 설계조건

현재 데이터링크 시스템의 안테나 소요제원은 시중에 출시되어있는 제품 등의 제원을 벤치마킹하여 선정되는게 대부분이다. 이는 불필요한 마진이 발생하여 시스템의 크기는 거대해지고 타겟 플랫폼에는 탑재 불가능한 경우도 종종 발생하고 있다. 이를 해결하기 위해 설계 초기부터 타겟 플랫폼을 선정하여 제원조건을 명확히하고, 이를 토대로 불필요한 마진을 최소화하여 유인기에 탑재되는 안테나의 소요제원을 최적화하는 것을 본 연구의 시스템 설계목표로 삼는다.

시스템 설계조건은 다음과 같이 설정하였다. 먼저, MUM-T 운용개념으로서 유인기는 소형무장헬기(이하 LAH, Light Armed Helicopter)를, 무인기는 중고도정찰무인기(이하 MUAV, Middle altitude UAV)를 타켓 플랫폼으로 선정하였다. LAH는 육군, MUAV는 공군 장비로서 함께 운용할 경우는 희박하지만, MUAV의 제원이 현재 가장 고사양이므로 설계기준으로 설정하였다. 다음으로, 유인기로부터 무인기 운용통제 레벨은 LOI(Level Of Interoperability) 4을 기준으로 하여, 공중에서 비행 및 임무장비 통제는 가능하지만, 이착륙제어는 불가능한 조건을 가정하였다.[6] 마지막으로, 데이터링크 시스템의 설계기준이 되는 링크버짓을 표 1과 같이 설정한다. 이를 바탕으로 유인기(LAH)에 탑재되는 MUM-T 안테나 시스템을 개발대상으로 삼아 기계적 및 전자기적 측면에서 소요제원 최적화 설계를 진행한다.

Table 1.

System link budget

표 1에서 중요한 것은 유인기 안테나의 이득이 21 dBi 이상이어야 한다는 것이다.

시스템 단위에서 합의된 링크버짓 수치는 반드시 설계 시 지켜야하는 규격으로서, 이 수치를 미달할 경우 전체적인 통신성능에 문제가 발생할 수 있다.

아울러, 유사체계의 데이터링크 탑재 안테나에 대한 제원표를 표 2에 제시하였다. 이는 개발장비의 최적화 결과를 수치로 평가하기 위한 레퍼런스로 활용될 예정이다.

Table 2.

Specifications of mounted antenna with a similar system

3.1 안테나 기계적 소요제원 최적화 방안

안테나의 기계적 소요제원에 대한 최적화를 진행하기 위해 구동부 관점에서 살펴보았다. 안테나 구동부의 핵심 기능은 상대 안테나와 일직선에 놓여 서로 바라볼 수 있도록 정렬하는 것이다. 이를 위해서는 개발장비인 자국 안테나가 탑재된 플랫폼(LAH)과 대국 안테나가 탑재된 플랫폼(MUAV)의 기동특성을 고려하여야 한다. 이후, 편의를 위해 유인기(LAH)에 탑재된 안테나를 자국 안테나, 무인기(MUAV)에 탑재된 안테나를 대국 안테나로 지칭한다. 두 플랫폼에 대한 기동제원은 표 3으로 제시하였다[7][8]. 표 3에서 조사 불가능한 수치는 N/A 처리 및 일부 추정치를 적용하였다.

Table 3.

Target platform movement specifications

최적화된 구동부 소요제원을 도출하기 위해, 역으로 LOS 정렬이 유지된다고 가정한다. 또한, 구동부에 가장 큰 부하가 적용되는 Worst Case를 설계기준으로 고려한다. 여기서, 표 3의 타겟 플랫폼 기동제원과 무인기 운용통제 레벨이 LOI 4인 점을 고려하면, Worst Case Layout을 그림 1와 같이 제시할 수 있다.

Fig. 1.

Worst case layout considering movement specifications of target platform

그림 1에서 분석 편의를 위해 방위각과 고각 평면으로 각각 분리하여 생각하면 그림 2, 3와 같이 제시할 수 있다.

Fig. 2.

Worst case layout of azimuth plane

Fig. 3.

Worst case layout of elevation plane

그림 2, 3의 방위각 평면과 고각 평면의 레이아웃은 서로 독립적이며 별개의 상황이라 정의한다. 또한, 두 기체는 최대 속도로 등속도 운동하며 수평 거리로는 40km, 수직 거리로는 13km부터 감소되는 상황을 가정한다. 이로부터 각 플랫폼의 위치 좌표는 식 (1) ~ (4)와 같이 제시할 수 있다. 이후, 수식에서 H는 LAH, U는 MUAV를 의미하며, Az는 방위각, El은 고각 방향을 의미한다.

< 방위각 평면 >

< 고각 평면 >

식 (1), (2)는 방위각 평면에서 각각 유인기(LAH)와 무인기(MUAV)의 위치좌표를 나타내며, 식 (3), (4)는 고각 평면에서 유인기와 무인기의 위치좌표를 나타낸다.

이제 위 좌표로부터 유인기(LAH)에 탑재된 자국 안테나에 소요되는 각도를 삼각함수를 이용하여 산출하고, 이 값을 미분함으로써 각속도와 각가속도를 식 (5) ~ (12)와 같이 얻을 수 있다.

< 방위각 평면 >

< 고각 평면 >

식 (5)는 그림 2에서 도출되어 식 (6)으로 정리되고, 식 (9)는 그림 3에서 도출되어 식 (10)으로 정리된다. 또한, 식 (6), (7), (8)은 각각 방위각 평면에서 각도, 각속도, 각가속도를 나타내며, 식 (10), (11), (12)는 각각 고각 평면에서 각도, 각속도, 각가속도를 나타낸다. 수식 기호의 의미는 그림 2, 3에 표시된 것을 참고한다.

다음으로 위 수식의 그래프를 Matlab SW를 사용하여 그리면 그림 4, 5과 같은 결과를 얻을 수 있다. 이때, 거리값(D_Az, D_El)은 상수로서 150m, 300m, 500m, 1000m를 각각 적용하여 그래프를 그린다.

Fig. 4.

Rotation driving graph of azimuth plane

Fig. 5.

Rotation driving graph of elevation plane

그림 4, 5에서 공통적으로 가장 위에 있는 그래프는 각각 두 기체의 수평거리와 수직거리 그래프이며, 그 밑으로 각각 방위각 및 고각 평면에서의 각도, 각속도, 각가속도 그래프를 나타낸다.

좀 더 자세히 살펴보면 아래와 같은 사실을 알 수 있다. 먼저, 간격 거리(D_Az, D_El)가 짧을수록 소요되는 각속도 및 각가속도가 더 높아지며, 이는 모터의 부하가 높아짐을 의미한다. 따라서, 운용개념을 고려하여 적절한 간격 거리를 선정하는 것이 중요하다. 다음으로, 두 기체가 서로 마주쳐 지나갈 때(Horizontal/Vertical Distance = 0일 때), 가장 큰 각속도와 각가속도가 필요하다. 이는 두 기체가 마주치는 순간 모터에 가장 큰 부하가 발생함을 의미한다.

결과적으로, 간격 거리가 제일 짧은 150m에서 두 기제가 서로 마주쳐 지나갈 때가 Worst Case이며, 이 순간을 기준으로 그림 4, 5에서 소요되는 구동제원 수치를 찾아보면 표 4와 같다.

Table 4.

Maximum values of angular velocity and angular acceleration on the graph

설계 편의상 목표 구동제원은 표 5와 같이 설정할 수 있다.

Table 5.

Target drive specifications

위 절차를 통해 획득한 각속도 및 각가속도 소요제원은 최적화된 모터를 선정하는데 활용되어 소형화/경량화에 기여하게 된다.

분석 과정에서 최소 간격거리를 150m로 설정한 근거는 “군용항공기 운용 등에 관한 훈령 제2장 제4조 3항”의 내용이며, 방위각 방향과 고각 방향을 별도로 나누어 고려한 것은 국제민간항공기구(ICAO)의 규정 중 수직 및 수평 최소거리 조항에 근거하였다.

3.2 안테나 전자기적 소요제원 최적화 방안

안테나의 전자기적 소요제원에 대한 최적화를 진행하기 위해 방사체 관점에서 살펴보았다. 먼저, 표 1에서 살펴본 링크버짓으로부터 안테나 이득은 21 dBi 이상을 만족해야하므로, 방사체 이득도 21 dBi 이상을 설계규격으로 삼는다. 다음으로, 방사체의 소요 빔폭을 고려하기 위해 유인기에 탑재된 자국 안테나와 무인기에 탑재된 대국 안테나 간 일직선 정렬을 보상하는 방향으로 설계를 진행한다. 빔폭이란 용어는 안테나의 Boresight 최대 이득점에서 3dB가 감소된 위치까지의 각도 범위를 의미한다.(또는 3dB 빔폭)

지구상에서 두 안테나가 서로 마주보게 하는 추적방법으로는 GNSS 좌표에 기반한 추적기술과, 실제 입사되는 RF신호를 처리하여 방향을 탐지하는 모노펄스 추적기술이 있다.[9] 후자는 추가로 소요되는 장비가 많아 무겁기 때문에 지상안테나에 주로 사용되며, 소형화/경량화가 중요한 항공기에 탑재되는 안테나에는 전자가 적용된다. 따라서, 본 글에서는 GNSS 추적기술이 탑재된 두 소형 안테나를 기준으로 삼는다.

3.2.1 GNSS 추적기술 기반 3dB 빔폭 소요제원 계산

GNSS 추적기술을 지닌 두 안테나 간 기구적 정렬을 방해하는 요인으로는 크게 세 가지로, GNSS 센서 좌표의 오차거리, 유/무인기 IMU 센서의 자세오차각, 그리고 안테나 구동오차각이 있다. 위 세가지 오차값이 명확한 상태에서 안테나 설계를 시작하면 좋겠지만, 현실적으로 그러지 못하는 상황이 많다. 따라서, 본 논문에서는 표 6에 기재되어 있는 일반적인 값으로 가정하였다. 이후, 편의를 위해 GNSS 센서 좌표를 GPS로 특정하여 설명한다.

Table 6.

Typical error values of manned/unmanned vehicle

표 6를 살펴보면, 기본적으로 무인기의 GPS 및 IMU의 정확도 성능이 유인기보다 상대적으로 우수하다. 이는 원격 조종을 위해 무인기의 정확한 위치 및 자세값이 필요하기 때문이다. 또한, GPS의 특성 상 고도의 정확도가 위도 및 경도에 비해 떨어지기 때문에 GPS 오차거리에서 고각(수직)의 정확도는 방위각(수평)의 정확도보다 훨씬 밑돈다[10].

먼저, GPS 오차거리에 의한 비정렬을 보상하기 위한 소요 빔폭을 계산한다. 앞에서 유/무인기의 방위각/고각 평면에서 최소 간격거리를 150m로 선택한 것을 동일 적용한다. 유/무인기의 GPS 오차거리에 따른 CEP(Circular Error Probable) 를 각각 직경 (2G)m의 구체로 표현하고 이상적인 정렬직선을 기준선으로 그렸을 때, 이로인한 최대 오차각은 그림 6, 7과 같이 θ_E.Az와 ϕ_E.Az으로 나타낼 수 있다.

Fig. 6.

Maximum error angle due to GPS error (Azimuth plane)

Fig. 7.

Maximum error angle due to GPS error (Elevation plane)

그림 6, 7에서 최대 오차각(θ_E.Az, ϕ_E.El)을 산출하기 위한 수식은 아래와 같다.

< 방위각 평면 >

$\[ \text{sin}{\theta }_{EAz}=\frac{G_{H\cdot Az}+G_{U\cdot Az}}{D_H} \]$

(13)

$\[ {\theta }_{E.Az}={\text{sin}}^{-1}\frac{G_{H.Az}+G_{U.Az }}{D_H}={\text{sin}}^{-1}\frac{2+1}{D_H} \]$

(14)

< 고각 평면 >

$\[ \text{sin}{\varphi }_{E.El}=\frac{G_{H.El}+G_{U.El}}{\sqrt{D_H^2+D_V^2}} \]$

(15)

$\[ {\varphi }_{E.El}={\text{sin}}^{-1}\frac{G_{H.El}+G_{U.El}}{\sqrt{D_H^2+D_V^2}}={\text{sin}}^{-1}\frac{10+5}{\sqrt{{150}^2+D_V^2}} \]$

(16)

위 식에서 표 6를 참고하여 변수를 상수로 입력하고, 고각 평면에서 D_H는 앞서 가정한 최소 간격거리 150m를 입력하였다.

식 14로부터 방위각 평면에서 유/무인기 사이 수평거리(D_H)를 X축으로 하고 최대 오차각(θ_E.Az)을 Y축으로 한 그래프는 그림 8이며, 식 16으로부터 고각 평면에서 유/무인기 사이 수직거리(D_V)를 X축으로 하고 최대 오차각(ϕ_E.El)을 Y축으로 한 그래프는 그림 9과 같다.

Fig. 8.

Azimuth maximum error angle according to horizontal distance

Fig. 9.

Elevation maximum error angle according to vertical distance

그림 8에서 D_H가 150m일 경우에 방위각 최대 오차각은 1.15deg.이고, 그림 9에서 D_V가 150m일 경우에 고각 최대오차각은 4.05deg.이다

다음으로 그림 8, 9에서 유/무인기 자세오차각 및 안테나 구동오차를 반영하여 최종 소요빔폭을 계산한다. 방위각 방향에서는 방위각 최대 오차각에서 유/무인기의 Yaw 오차각과 안테나 방위각 구동오차를 더하고, 고각 방향에서는 고각 최대 오차각에서 유/무인기의 Pitch 오차각과 안테나 고각 구동오차를 더한다. 표 6의 변수명을 사용한 최종 수식은 아래와 같다.

< 방위각 평면 >

$\[ {\theta }^{\mathrm{\text{'}}}{}_{H.E.Az}={\theta }_{E.Az}+I_{H.Y} \]$

(17)

$\[ {\theta }^{\mathrm{\text{'}}\mathrm{\text{'}}}{}_{H.EAz}={\theta }^{\mathrm{\text{'}}}{}_{H.E.Az}+A_{H.Az}={\theta }_{E.Az}+I_{H.Y}+A_{H.Az} \]$

(18)

< 고각 평면 >

$\[ {\varphi }^{\mathrm{\text{'}}}{}_{H.E.El}={\varphi }_{E.El}+I_{H.P} \]$

(19)

$\[ {\varphi }^{\mathrm{\text{'}}\mathrm{\text{'}}}{}_{H.E.El}={\varphi }^{\mathrm{\text{'}}}{}_{H.E.El}+A_{H.El}={\varphi }_{E.El}+I_{H.P}+A_{H.El} \]$

(20)

표 6의 수치를 참고하여 식 14, 16, 17 ~ 20로부터 D_H=D_V=150m일 때의 최대 오차각을 정리하면 표 7과 같다.

Table 7.

Maximum error angle based on GNSS tracking technology

그림 6, 7에서 최대 오차각으로 지향한 경우를 Shifting 하여 이상적인 안테나 정렬과 비교해보면 3dB 빔폭의 절반 안에 최대 오차각이 포함되어야 하는 것을 알 수 있다. 따라서, 안테나 방사체의 소요 3dB 빔폭은 GPS/IMU/안테나구동 오차를 모두 반영한 최대 오차각의 2배이며, 표 7에서 나타낸 바와 같이 방위각 방향 4.49˚ 이상, 고각 방향 9.31˚ 이상이라고 말할 수 있다. 하지만, 마지막으로 안테나 제작 단계의 한계도 고려하여 최종 소요 빔폭을 결정해야 한다.

3.2.2 방사체 제작 기반 3dB 빔폭 소요제원 계산

유인기(LAH)에 탑재되는 안테나의 방사체는 소형화/경량화를 위해 Patch Array 타입을 적용한다. 이때, 단일소자의 정수배 배열을 따라 빔폭이 표 8과 같이 단계적으로 변한다.

Table 8.

Patch array antenna specifications according to element arrangement structure

표 8에서 이득은 표 1의 링크버짓으로부터 선정된 설계규격으로서 21 dBi 이상으로 모두 동일한 조건이고, 배열에 따라 크기 및 빔폭이 변화된다. 여기서, 배열 선정 시 고려해야 할 조건은 총 3가지로 3dB 빔폭, 소형화, 경량화 부분이다.

표 7에서 GNSS 추적기술 기반 최대 오차각을 통해 소요되는 3dB 빔폭을 계산한 결과는 방위각 방향으로 4.49˚ 이상, 고각 방향으로 9.31˚ 이상이었다. 이로부터 고각 방향의 빔폭이 방위각보다 더 넓어야함을 알 수 있다. 이를 기반으로 표 8에서 가장 합리적인 선택은 Case 2의 빔폭이다.

또한, 소형화 측면에서 방사체의 크기는 외부 레이돔 크기에 관련이 있으며, 이는 비행체의 항력에 영향을 미친다. 레이돔 내부에서 방위각 0 ~ 360˚(Con.), 고각 –5 ~ 85˚ 범위로 안테나 구동 시 필요 공간을 최소화하고, 레이돔의 단면적을 줄여 항력을 최소화하기 위해서는 면적이 제일 작은 Case 2의 방사체 크기가 적절하다고 판단된다.

아울러, 배열 개수로부터 중량을 추정하면 Case 2, 3가 1보다 가벼운 것을 확인할 수 있다. 따라서, Case 2의 방사체가 경량화 측면에서도 유리하다.

결국, 위에서 살펴본 3가지 측면에서 최종적으로 Case 2로 선정하는 것이 합리적이다. 덧붙여, 구동부에서 구조적으로 방위각/고각 모터를 고려하면 고각 모터의 중량이 방위각 모터의 부하로 적용되기 때문에 고각 모터는 상대적으로 소형이며 용량이 작다. 이점을 보상하기 위해 고각(수직) 빔폭이 방위각(수평) 빔폭보다 상대적으로 큰 것이 유리하다.

정리하자면, 최종 MUM-T 지향성 안테나의 3dB 빔폭의 소요제원은 수평 6.5도 이상, 수직 12.5도 이상으로 선정할 수 있다.

3.3 안테나 소요제원 최적화 결과 평가

위 절차로부터 산출된 기계적/전자기적 소요제원으로 현재 개발 중인 제품(이하 PAU)과, 앞서 제시했던 레퍼런스 제품의 제원 비교 결과를 표 9와 같이 정리하였다.

Table 9.

Comparison of specifications of mounted antennas with a similar system

표 9에서 PAU를 REF와 비교하면 기계적 제원 부분에서는 최대 각속도가 방위각 방향으로 45.8% 감소, 고각 방향으로 33.0% 감소하였다. 전자기 제원 부분에서는 이득 및 빔폭이 동일하였다.

이를 바탕으로 기계적 제원 부분에서 감소된 소요제원을 토대로 REF의 모터보다 더 낮은 사양의 모터를 선정할 수 있었다. 이러한 최적화를 통해 부피는 48.8% 감소, 중량은 14.8% 감소라는 유의미한 소형화/경량화 수준을 달성할 수 있었다.

결과적으로, 안테나의 기계적/전자기적 소요제원을 MUM-T 운용상황 및 타겟 플랫폼을 고려하여 선택과 집중을 통해 최적화함으로써 불필요한 마진을 감소시키고 소형화/경량화를 실현시킬 수 있었다. 물론, 개발품인 PAU는 상세설계 단계이지만, 현재에서도 이론적으로 소형화/경량화 수준을 확인할 수 있단 사실은 추후 결과도 기대해볼 만함을 방증한다.