공기력 측정 실험 시 기류는 등류로 한정하였다. 등류는 난류 강도가 낮고 공간적인 변동이 적은 기류를 의미하며, 본 연구에서의 고려한 기류조건은 난류강도가 1.5% 미만이다. 풍동 유로내 턴테이블 하부에 있는 수직축이 관통 할 수 있도록 만들어진 차량 모형을 먼저 턴테이블 바닥에 설치하고 수직축을 안테나 위치까지 올려 수직축 위에 공기력을 측정하기 위한 로드셀과 안테나 모형을 설치하였다. 안테나 구동에 따른 바람 입사각은 차량과 안테나 각각 0-180도까지 45도 간격으로 유체역학적 상사에 따라 9.2 m/s에서 실험을 수행하였다. 풍동 유로 내 실험모형 설치 사진과 공기력 실험조건은 각각 Fig. 6과 Table 1에 나타나 있다.

Fig. 6 
Mode of aerostatic force test

Fig. 7 
Coordinate of structure

Fig. 8 
Coordinate of fluid

본 연구에서 공기력 실험 시 좌표계는 구조물 좌표계를 적용하여 실험을 진행하였으며, 바람입사각 변화에 대한 좌표계의 변환은 식(2)부터 식(5)와 같다.

공기력계수는 풍하중을 무차원한 계수로 다양한 공기 밀도 및 풍속에 대해서 하중을 얻어낼 수 있다는 장점이 있다. 또한 비슷한 형상의 단면이면 거의 같은 값을 사용 할 수 있다. 정적 공기력계수 C_D (Drag Force Coefficient), C_S (Side Force Coefficient), C_MR (Rolling Moment Coefficient), C_MP (Pitching Moment Coefficient), C_MY (Yawing Moment Coefficient)에 대한 정의는 식(6)과 같다.

여기서 F_D, F_S, F_L, M_R, M_P, M_Y는 각각 Drag Force, Side Force, Lift Force, Rolling Moment, Pitching Moment, Yawing Moment이고, ρ는 공기밀도, A는 실험모형의 면적, H는 실험모형의 높이, U는 평균 풍속이다.

축소 모형 실험이 실제 풍동실험의 결과를 반영하기 위해서는 먼저 레이놀즈수에 따른 풍하중 및 풍압의 변화여부를 확인해야한다. 이때 풍동 실험 결과가 실제 구조물 설계에 유용한 데이터가 되기 위해서는 반드시 레이놀즈수에 독립적인 범위 내에서 수행되어야 한다. 이에 기류 조건은 등류로 한정하고, 레이놀즈수를 1.5 × 10⁵-7.9 × 10⁵으로 달리하여 실험을 수행하였다. 실험 조건은 Table 2와 같고, 레이놀즈수에 따른 공기력의 변화는 Fig. 9와 같다. 실험 결과 레이더시스템은 레이놀즈수의 영향을 받지 않는 것으로 나타났다.

Fig. 9 
Aerostatic force coefficient according to reynolds numbers

레이더시스템에 작용하는 바람 입사각 변화에 따른 공기력 측정 실험 조건은 풍압 실험과 동일한 조건에서 실험을 수행하였다. 실험 결과는 Fig. 10에 나타나 있다. 공기력계수와 모멘트계수 모두 차량 바람입사각 135도, 안테나 바람입사각 0도에서 가장 크게 나타났으며, 그때의 공기력계수는 C_D (Drag Force Coefficient)로 1.430 ± 0.044(95% 신뢰수준)과 모멘트계수는 C_MR (Pitching Moment)로 1.032 ± 0.043(95% 신뢰수준)로 나타났다. 따라서 특정 바람입사각에서 차량으로 인한 기류의 변화가 공기력계수와 모멘트계수를 증가시킬 수 있음을 확인하였다.

Fig. 10 
Distribution of aerostatic force coefficient (U = 9.2 m/s)

풍압 측정을 위해 정면, 좌측면, 우측면, 평면 및 후면에 각각 77, 26, 26, 27, 54개 총 210개의 풍압공을 설치하였으며, 정확한 풍압 측정을 위해서 모형 내부에 ESP Module를 내장하였다. 풍압 측정 실험 시 기류는 등류로 한정하였으며, 안테나 구동에 따른 바람입사각은 실험풍속 9.2 m/s에 대해서 공기력실험과 동일하게 실험을 수행하였다.

실험 조건은 공기력실험(Table 2)과 동일하며 대표 풍압공의 레이놀즈수 변화에 따른 대표 풍압공의 풍압 변화는 Fig. 11에 나타나 있다. 풍속을 달리하여 레이놀즈수의 영향을 검토해본 결과 공기력 실험결과와 동일하게 레이놀즈수의 영향을 받지 않는 것으로 나타났다.

Fig. 11 
Effect on Reynolds number of pressure tap

본 연구에서는 다양한 바람입사각 조건에서의 풍압분포를 알아보기 위하여 풍속조건 9.2 m/s에서 실험을 수행하고 결과를 비교하였다. Fig. 12는 차량 바람입사각 0도에서 안테나 바람입사각에 따른 풍압계수 분포를 나타내고 있다. 최대 정압은 차량 바람입사각 0도, 안테나 바람입사각 90도에서 측면도 정중앙 위치에서 1.21로 나타났고, 최대 부압은 차량 바람입사각 0도, 안테나 바람입사각 90도에서 정면도 좌측 하단 위치에서 -2.06으로 나타났다. 최대 정압의 경우 바람 방향과 수직인 면의 정 중앙에서 가장 큰 값이 나타났으며, 최대부압은 안테나의 하단 모서리에 가장 인접한 풍압공들에서 나타났다. 이는 차량으로 인한 기류변화가 안테나에 국부적으로 더 큰 압력을 가할 수 있음을 의미한다. 풍압 실험의 경우 풍압공의 개수 및 위치가 적절하게 배치되지 않으면, 많은 오차를 포함하게 된다.

Fig. 12 
Distribution of pressure coefficient according to angle of attack (Angle of vehicle = 0°)

차량 바람입사각0도, 안테나 바람입사각 0도 조건에서 측정된 풍압 분포를 각각의 대표 면적으로 적분하여 얻어진 항력계수는 1.167으로 공기력 실험에서 6 분력계를 사용하여 측정된 값인 1.169와 약 0.2% 오차를 보이며 잘 일치하고 있다. 이는 풍압공의 위치가 대표성을 가지고 있으며, 압력측정을 위한 풍압공의 개수도 충분하다고 할 수 있다.

구동성능 시험을 위해 최대 운용풍속조건인 26 m/s 조건에서 풍하중을 인가하여 레이더의 방위각 구동성능시험을 수행하였다. 구동장치에 대한 요구되는 구동성능기준은 Table 3에 나타냈다. 바람토크는 앞서 실험을 통해 측정된 회전관성모멘트 C_MY (Yawing Moment Coefficient)으로 부터 계산되며, Fig. 13은 레이더 회전 각도에 따른 바람토크를 나타내고 있다. 풍하중은 레이더 방위각 회전에 따른 변동에 무관하게 최대 하중을 적용하였다. 이는 실제 레이더가 구동 간 회전에 따른 하중을 가변적으로 부여하는데 제한되기 때문이다. 반면 최대 하중을 부여하여 구조물의 안전율을 확인할 수 있다. 최대 하중은 바람토크로부터 식(7)을 적용하여 풍하중에 상당하는 무게로 변환 가능하다.

Fig. 13 
Wind torque according to angle of radar

여기서 W_mass는 풍하중에 상당하는 무게추의 무게이며, T_W는 바람토크, R은 링조립체와 레이더의 회전중심간의 거리, g는 중력 가속도이다. Fig 14는 변환된 무게를 나타내고 있으며, 본 구동성능시험에 있어서는 최대 무게인 75.8 kg을 적용하여 시험을 수행하였다.

Fig. 14 
Wind weight according to angle of radar

최대 풍하중이 인가된 상태에서 레이더의 구동시간과 구동에 대한 각도정확도를 확인하였다. 레이더의 구동시간은 구동장치를 구동할 수 있게 제작된 별도 시험 프로그램을 통해 구동명령 및 구동정지 신호를 받아 측정하였으며, 각도정확도는 구동장치의 설치된 각도검출기 (엔코더 : Zettlex사 INC-3-75)를 통해 확인하였다. Table 4는 구동성능시험 결과를 나타내고 있다. 레이더의 구동시간은 0도에서 +180도 회전 시 최대 31.4초가 걸렸으며, +180도에서 -180도까지 360도 회전 시 최대 69.6초로 요구규격인 40초와 80초를 만족하였다. 회전 시 각도정확도 결과는 최대 0.05도로 요구규격인 ± 0.2도를 만족하였다.