Handling Qualities Evaluation of Flight Control System for Lift-Cruise type eVTOL Aircraft

Lift-Cruise형 eVTOL 항공기 제어시스템 조종성 평가 연구

Abstract

To ensure stable urban flight of electric vertical take-off and landing(eVTOL) aircraft, securing handling qualities and stability is essential. However, clear handling qualities standards for eVTOL aircraft, which have different characteristics from conventional manned aircraft, have not yet been established. Therefore, this paper identifies handling qualities evaluation criteria suitable for eVTOL aircraft based on the handling qualities standards for manned aircraft and designs a control system that meets the predicted handling qualities criteria through evaluation. simplified vehicle operation(SVO) control laws and stability and control augmentation system(SCAS)-based control laws were applied to the lift-cruise configuration eVTOL aircraft. Using control designer's unified interface(CONDUIT), it was confirmed that the level 1 standard was met, and to validate the system, assigned handling qualities evaluation was performed using handling qualities task elements(HQTE) in an X-Plane based simulation environment, resulting in the design of a control system that ensures handling qualities.

eVTOL (electric vertical take-off and landing) 항공기의 안정적인 도심 비행을 위해서는 조종성과 안정성 확보가 필수적이다. 하지만 기존 유인항공기와 다른 특성을 가진 eVTOL 항공기에 대한 명확한 조종성 규격이 마련되지 않았다. 따라서, 본 논문에서는 기존 유인 항공기의 조종성 규격을 바탕으로 eVTOL 항공기에 적합한 조종성 평가항목을 식별하고, 평가를 통해 예측 조종성 기준을 만족하는 제어시스템을 설계하였다. Lift-Cruise 형상의 eVTOL 항공기에 SVO (simplified vehicle operation) 조종 법칙과 SCAS (stability and control augmentation System) 기반 제어 법칙을 적용하였다. CONDUIT (control designer's unified interface)을 활용하여 level 1 기준을 충족하는 것을 확인하였고, 검증을 하기 위해 HQTE (handling qualities task elements)를 바탕으로 X-Plane 기반의 시뮬레이션 환경에서 할당 조종성 평가를 수행하여 조종성이 확보된 제어시스템을 설계하였다.

Ⅰ. 서론

Lift-cruise(LC), multicopter(MC), thrust-vector(TV)와 같은 다양한 형상의 eVTOL 항공기는 차세대 교통수단으로서 전 세계적으로 활발히 개발되고 있다. eVTOL 항공기는 기존 항공기와 달리 도심 내에서 이착륙할 수 있는 유연성을 제공하며, 저소음, 환경 친화적인 전기 추진 시스템을 기반으로 하여 미래의 도시 교통 시스템에서 중요한 역할을 할 것으로 기대된다[1]. 특히 도심 내의 복잡하고 위험한 비행 환경, 예를 들어 건물 사이에서 발생하는 난기류 등의 영향을 고려했을 때, eVTOL 항공기는 기존 항공기보다 더욱 높은 수준의 조종성과 안정성을 요구받는다. 이러한 조종성과 안정성을 보장하기 위한 비행제어 시스템의 설계는 필수적이며, 안전하고 효율적인 도심 항공 모빌리티(UAM; urban air mobility) 환경 구축을 위해 반드시 고려해야 할 요소이다[2]. 기존 항공기에서는 조종업무 부하를 줄이고, 비행 훈련에 소요되는 비용과 시간을 절감하기 위해 SVO(simplified vehicle operation) 개념이 도입되어 사용되고 있다. EZ-fly와 unified-control과 같은 시스템이 대표적인 사례이며, 이는 조종사의 부담을 줄여 더 안전하고 효율적인 비행을 가능하게 한다. 최근에는 이러한 SVO 개념이 eVTOL 항공기에도 적용되기 시작했으며, 다양한 비행 모드에서의 안정성과 조종성을 개선하는 연구가 활발히 진행 중이다. SVO는 조종사의 작업량을 감소시킴으로써 비행 안정성을 향상시키는 동시에, 도심 항공 모빌리티와 같은 차세대 교통 시스템의 핵심 요소이다[3]-[4]. eVTOL 항공기가 도심에서 안정적으로 운용되기 위해서는 기존 항공기와 마찬가지로 조종성과 안정성을 보장하는 비행제어시스템 설계가 필수적이다. 그러나 eVTOL 항공기의 비행 모드와 환경은 다양하기 때문에, 이를 위한 추가적인 연구와 조종성 평가 기준의 확립이 필요하다. 특히, 조종성(handling qualities)과 안정성은 필수적인 설계 요소임에도 불구하고, eVTOL 항공기에 적합한 조종성 평가 방법은 아직 확립되지 않았다. 최근 미연방항공청(FAA; Federal Aviation Administration)과 미항공우주국(NASA; National Aeronautics and Space Administration)과 같은 기관들에서는 eVTOL 항공기 조종성 평가 기준을 마련하기 위한 연구를 진행하고 있다[5]-[10]. 이러한 연구는 향후 eVTOL 항공기의 상용화를 위한 기반을 다질 것으로 예상되며, 다양한 비행 모드에 적합한 조종성 평가항목의 개발은 안전하고 신뢰성 있는 UAM 운용을 위해 반드시 필요하다.

본 논문에서는 기존의 유인 회전익 및 고정익 항공기 조종성 평가 규격인 ADS-33E[11]와 MIL-STD-1797A[14]를 바탕으로, SVO 개념이 적용된 LC 형상 eVTOL 항공기의 Autopilot, SCAS를 포함한 비행제어시스템을 설계하기 위한 예측 조종성 평가항목을 식별한다. 또한, 이를 바탕으로 MATLAB/Simulink 기반 최적화 프로그램인 CONDUIT을 활용하여 요구 사항에 적합한 비행제어시스템을 설계하고, HQTE(handling qualities task elements)를 활용하여 시뮬레이션 상에서 비행 테스트를 통한 최적화된 제어시스템의 할당 조종성 평가를 수행하여 검증을 수행하고자 한다. 이를 위해 상용 시뮬레이션 소프트웨어인 X-Plane을 활용하여 비행 시뮬레이션 환경을 구축하고자 한다.

Ⅱ. 비행제어시스템 및 운동모델 설계

본 연구에서는 CONDUIT을 활용한 예측 조종성 평가를 수행하기 위해서는 사전에 비행제어시스템 및 운동모델에 대한 구성이 필요하다. 이를 위해 MATLAB/Simulink 기반의 SVO와 autopilot, PID 제어기법이 적용된 SCAS로 구성된 비행제어시스템, 비선형 운동모델을 개발하였다. 해당 비행제어시스템은 eVTOL 항공기의 다양한 비행 단계에서 안정적인 조종성을 확보하기 위한 구조로 설계되었다. 또한, 비선형 운동모델의 경우, eVTOL 항공기의 동적 특성을 반영하여 실제 비행 환경과 유사한 조건으로 시뮬레이션을 수행할 수 있게 구성하였다.

2-1 비행제어시스템 설계

본 논문에서 LC 형상 eVTOL 항공기의 비행제어시스템은 SVO, autopilot, SCAS로 구성되며, 그림 1과 같다. SVO는 속도, 가속도, 자세 제어 명령을 생성하여 autopilot에 전달하고, Autopilot은 이를 바탕으로 자세 제어 및 각속도 제어 명령을 생성한다. SCAS는 자세 및 각속도 제어 명령을 활용하여 토크와 추력 명령을 만들어 control allocator에 전달한다. Control allocator는 이를 바탕으로 모터와 조종면 명령을 생성하고, 최종적으로 운동모델에 전달하여 항공기의 상태정보를 계산한다.

그림 1. 비행제어시스템 구조도

Fig. 1. Control laws architecture.

조종 단순화를 위한 SVO 조종 법칙은 unified-control 개념[4]을 적용하였으며, 조종사로부터 입력된 inceptor 명령을 표 1과 같이 할당하였다. Hover mode는 회전익 비행 단계를 의미하며, forward flight mode는 천이 후 고정익 비행단계를 의미하고, 설계된 맵핑은 각 비행 모드에서 조종 명령이 상위 수준에서 할당되어 조종자의 부담을 줄이는 방향으로 구성하였다. inceptor 명령의 경우, 그림 2와 같이 비행속도 기반의 비행단계에 따라 변경되며, 이를 통해 조종사는 별도의 모드 전환 없이 LC 형상 eVTOL 항공기를 운용할 수 있도록 한다.

그림 2. 비행 단계 정의

Fig. 2. Definition of flight phase.

표 1. SVO-inceptor 명령 매핑

Table 1. SVO-inceptor command mapping.

TRC : Translational Rate Command AH : Attitude Hold AC : Attitude Control DH : Direction Hold RC : Rate Control HH : Height Hold TC : Turn Coordination

그림 3과 같이 구성한 autopilot의 경우, SVO의 입력에 대해 PID 제어 기법을 기반으로 각 축에 대한 명령값을 생성하여 SCAS에 입력한다. 각 명령들은 비행 모드에 따라 도출된 자세, 각속도 명령이 변환되도록 구성하였다. Transition mode의 경우 SVO에서 천이 명령이 인가되었을 때 전환이 시작되며, 항공기의 안정성 문제로 조종사의 조종에 따른 입력값 명령이 아닌, autopilot에서 구성한 천이 알고리즘을 통해 수행된다.

그림 3. Autopilot 구조도

Fig. 3. Autopilot configuration.

그림 4는 PID 제어 기법을 적용한 SCAS 제어기 구조를 나타낸다. 각 속도 범위에 맞춰 최적화된 제어이득을 사용하기 위하여 1-D Lookup Table로 구성하였으며, 트림 포인트는 0 m/s에서 80m/s까지 10m/s 간격으로 설정하였다. 또한, 비행 단계에 따라 SCAS 출력 값이 전환되며, hover mode에서는 수직축 추력, 롤링, 피칭, 요잉 모멘트가 사용되고 transition mode에서는 수직 및 수평축 추력, 롤링, 피칭, 요잉 모멘트가 사용되는데, 이 때 회전익 가중치가 증가/감소하여 lift와 cruise 모터의 출력을 조절한다. Forward flight mode에서는 수평축 추력, 롤링, 피칭, 요잉 모멘트가 사용되며, lift 모터의 가중치가 0으로 수렴하도록 구성하였다. 최종적으로 설계된 SCAS를 통해 도출된 제어값은 비행 모드에 따라 lift 모터 또는 cruise 모터와 조종면 명령으로 입력된다.

그림 4. SCAS 구조도

Fig. 4. SCAS configuration.

2-2 운동모델 설계

LC 형상 eVTOL 항공기의 운동모델 구성도는 그림 5와 같다. 운동모델의 경우, SCAS 내의 control allocator로부터 입력된 모터 및 조종면 명령으로 추력 모델이 동작되며, 공력, 중력 모델을 통해 항공기의 동체 좌표계에 대한 각각의 힘과 모멘트를 계산하고, 이를 MATLAB/Simulink에서 제공하는 6-자유도(DOF; degrees of freedom) 운동방정식 모델로 입력하여 속도, 가속도, 각도, 각속도, 위치 등 항공기의 상태 정보를 도출한다.

그림 5. 6-자유도 시뮬레이션 모델 구조도

Fig. 5. 6-DOF Simulation model configuration.

조종성 평가에 활용되는 LC 형상 eVTOL 운동모델 항공기의 주요 제원은 표 2와 같다. 총 10개의 프로펠러와 모터에 대해 각각 8개는 양력을 담당하고, 2개는 순항 시 추진력을 제공하는 구조로 설계하였다.

표 2. LC 형상 eVTOL 항공기 제원

Table 2. LC type eVTOL aircraft specification.

Ⅲ. 조종성 평가

조종성 평가는 항공기의 성능과 안정성을 향상시켜 안전하게 항공기를 운용할 수 있도록 하는 것을 목적으로 한다. LC 형 eVTOL 항공기의 조종성 평가를 위해 해석적 평가 기반의 예측 조종성 평가를 수행하고, 해당 결과를 바탕으로 임무 기반의 할당 조종성 평가를 수행하여 조종성을 만족하는 제어기가 설계되었는지 확인하였다. 예측 조종성은 기존 유인항공기에 적용되는 규격 문서를 활용하였으며, 할당 조종성은 FAA에서 발표한 MOC(developing means of compliance for eVTOL vehicles : phase 1 final report)[5]와 Test Guide(handling qualities test huide for powered lift VTOL capable aircraft with indirect flight controls and operating in day time visual flight rules)[6]의 HQTE를 활용하였다.

3-1 예측 조종성 평가

앞서 2장에서 설계한 SVO 및 SCAS에 대해 해석적으로 조종성을 평가하기 위하여 hover mode에서는 회전익 항공기 평가 규격인 ADS-33E를 기반으로 평가항목을 선정하였다. 표 3과 같이 ADS-33E는 비행 단계에 따라 평가항목이 나뉘며, 제자리 및 저속 비행 단계(hover and low speed)와 전진 비행 단계(forward flight)에 따른 종·횡축에 대한 항목을 선정하였다. transition mode의 경우 전진 비행 항목을 이용하였다.

표 3. 호버 모드 조종성 항목[11]

Table 3. Hover mode handling qualities list[11].

소진폭 자세 변화(small-amplitude attitude changes) 항목은 조종입력에 따른 항공기 자세 변화에 대해 단주기 응답(short-term response)과 중간 주기 응답(mid-term response)으로 나누어진다. 중간 진폭 자세 변화(moderate-amplitude attitude changes)는 항공기 자세 변화율을 평가하는 항목으로 현재 자세에서 얼마나 빠르고 정확하게 변화하는지 확인한다[11]-[13].

LC형 eVTOL의 forward flight mode에서 고정익 항공기 평가 규격 MIL-STD-1797A를 기반으로 평가항목을 선정하였다[14]. 항목 선정 시 물류와 승객 운송과 같은 UAM의 운용 목적을 고려하여 항공기 비행 단계 카테고리(aircraft flight phase category)와 항공기 등급(aircraft classification)을 정의하였다. 비행 단계의 경우 항공기의 다양한 비행 단계 카테고리와 수행 임무에 따라 요구되는 조종성 및 비행성을 평가하는 기준을 제공한다. 항공기 비행 단계 카테고리는 표 4와 같으며 category B로 선정하였다[14]. 항공기 등급은 항공기의 비행 특성이나 기술적 제원에 따라 구분되며, 크기, 무게, 속도 등의 요소를 고려하여 분류된다. 표 5는 항공기 등급을 식별하였고, LC형 eVTOL 항공기는 그 특성에 따라 class 2로 선정하였다[14].

표 4. 항공기 비행 단계 정의[14]

Table 4. Definement of aircraft flight phase category[14].

표 5. 항공기 등급 정의[14]

Table 5. Definement of aircraft classification[14].

정의한 항공기 비행 단계 및 등급에 따라 표 6과 같이 종·횡축에 대한 조종성 평가항목을 선정하였다. 조종입력에 대한 피치, 롤 반응(pitch-roll response to longitudinal-lateral control or position input) 항목은 피치, 롤 제어 입력에 따라 항공기가 얼마나 정확하게 반응하는지에 대한 요구도를 나타낸다. 추가로 롤 모드(roll mode)와 더치 롤(dutch-roll)에 대해 항공기 안정성과 관련한 항목을 식별하였다[14].

표 6. 전진 비행 모드 조종성 항목[14]

Table 6. Forward flight mode hanlding qualities list[14].

3-2 할당 조종성 평가

FAA의 MOC와 test guide에는 기체의 설계나 성능과는 상관없이 목적에 따라 특정 임무를 기반으로 HQTE를 활용해 기체의 조종성을 정량적으로 평가할 수 있다. precision hover, vertical eeposition and hold와 pitch attitude capture and hold 등 총 10가지의 HQTE 항목을 선정하였으며, hover mode와 transition mode, forward flight mode에 대한 HQTE 항목과 수행 목적은 각각 표 7부터 표 9와 같이 정리하였다[5]-[6]. 각 항목은 요구되는 항공기 움직임의 정확성과 신속성, 안정성, 각 축의 coupling 현상 여부에 대해 점검하는 목적을 갖고 있다.

표 7. 호버 모드 HQTE 항목[5]

Table 7. Hover mode HQTE list[5].

표 8. 천이 모드 HQTE 항목[6]

Table 8. Transition mode HQTE list[6].

표 9. 전진 비행 모드 HQTE 항목[5]

Table 9. Forward flight mode HQTE list[5].

Ⅳ. 조종성 평가 수행 및 결과

4-1 예측 조종성 평가 수행

예측 조종성 평가 수행을 위하여 ADS-33E와 MIL-STD-1797A 등에 기술되어 있는 성능 요구도를 내장하고, 제어시스템의 제어이득을 최적할 수 있는 통합 최적화 프로그램인 CONDUIT을 활용하였다. 각 속도 구간별 SCAS의 제어이득을 최적화하기 위하여 설계한 운동모델을 속도 구간별 트림 지점을 선정하고, 선형화한 상태공간 방정식을 도출하여였다. 그림 6과 같이 SVO, SCAS, 선형 상태공간 방정식 등으로 CODNUIT을 활용한 평가 환경을 구성하였으며, 표 1과 같이 SVO 매핑이 적용된 inceptor 명령 모델 입력값에 대한 SCAS 최적화를 수행하였다.

그림 6. CONDUIT 평가 환경

Fig. 6. Evaluation environment using CONDUIT.

예측 조종성 평가항목에 대하여 Level 1이 파란색 영역, level 2와 level 3이 각각 마젠타색, 빨간색 영역을 나타내며, level 1 영역에 화살표가 위치할 경우 가장 좋은 조종성을 갖는 것을 나타낸다. 그림 7과 그림 8은 hover mode에서 제자리 비행, 0m/s의 전진 비행과 천이 비행의 예측 조종성 결과를 도시하였다.

그림 7. LC형 eVTOL 예측 조종성 결과 : Hovering

Fig. 7. LC type eVTOL predicted handling qualities results : Hovering & 10 m/s.

그림 8. LC형 eVTOL 예측 조종성 결과 : 10m/s & Transition

Fig. 8. LC type eVTOL predicted handling qualities results: Transition & 70 m/s.

각 축에 대하여 계단(step)이나 임펄스(impulse), 가진(doublet) 등 명령 입력에 따라 도출된 대역폭 (damping ratio), 각속도(peak angular rate) 및 자세변화 최대값 (peak attitude change)의 비율, 고유진동수(natural frequency) 등의 매개변수가 각 요구도에 설정된 level 1 범위를 만족하는 것을 확인하였다. Forward flight mode에서 70 m/s의 순항 비행에서 각 축에 대하여 계단 제어 입력 또는 위치입력 등 조종사의 입력에 따른 각 요구도의 결과를 도시한 것이며, 항공기 반응에 따른 대역폭, 고유진동수와 감쇠비 등 매개변수들이 level 1 범위에 만족하는 것을 확인하였다. 이를 통해 2장에서 구성한 SVO가 적용된 SCAS에 대한 속도 구간 별 CONDUIT으로 최적화된 제어이득을 도출하여 비행제어시스템 설계를 수행하였다.

4-2 할당 조종성 평가 수행

예측 조종성 평가 수행을 통한 최적화된 SCAS의 검증을 위하여 시뮬레이션 환경에서 HQTE 기반의 할당 조종성 평가를 수행하였다. HQTE 수행을 위해 그림 9 및 그림 10과 같이 VR기기, inceptor, MATLAB/Simulink와 X-Plane 기반 시뮬레이션 환경을 구축하였다.

그림 9. HQTE 시험 시뮬레이션 환경 구성도

Fig. 9. HQTE test simulation environment configuration.

그림 10. HQTE 시험 시뮬레이션 환경

Fig. 10. HQTE test simulation environment.​​​​​​​

시뮬레이션 시험 환경 구축을 위해 데이터 통신을 기반하여 외부 운동모델의 가시화가 가능한 상용 시뮬레이션 소프트웨어인 X-Plane을 활용하였다. 운동모델에서 도출되는 각도, 속도, 위치 등과 같은 상태정보를 X-Plane 내의 UDP 데이터 통신 기능을 활용하여 가시화를 수행하였다. 또한, 조종사가 VR 기기를 활용하여 주변 환경에 대해 실시간으로 시점 전환이 가능하여, 호버보드, 래퍼런스 심볼 등의 참조물 확인이 가능하도록 구성하였다.

HQTE 비행 환경의 경우 그림 11과 같으며, (1)-(3)번 그림은 지항참조물로 구현된 HQTE 코스를 나타낸다. HQTE 비행 환경 구성 시 그림 11과 같이 X-Plane에서 제공하는 scenery에 대하여 3D 그래픽 디자인 프로그램인 blender와 X-plane world editor 툴을 활용하여 지상참조물을 배치하였다[15]. HQTE 수행을 통한 조종성 요구 성능 기준은 adequate performance와 desired performance로 나누어진다. adequate performance는 항공기가 안정성을 보장할 수 있는 최소한의 수용 가능한 성능을 의미한다. desired performance는 조종사가 최소한의 조작으로 달성할 수 있는 성능을 의미하며, adequate performance보다 엄격한 성능이 요구된다[5]-[6].

그림 11. 지상참조물 구현 절차

Fig. 11. Ground reference objects visualization procedure.

표 7, 표 8과 표 9의 각 HQTE 항목에 대하여 MOC[5]와 Test Guide[6]에 기술된 HQTE 별 수행 절차에 따라 시뮬레이션 비행을 수행하였으며, 표 10부터 표 16에 각 HQTE에 대한 시뮬레이션 비행 결과를 도시하였다. Precision Hover의 결과는 표 10과 같으며, 호버보드, 고도, 헤딩, 지상 속도 결과를 도시하였다. 호버링 지점에 도달한 이후 30초 동안 호버링을 종·횡방향으로 ±3ft의 거리오차 이내에서 유지하였고, 고도와 헤딩 오차도 desired performance 기준을 만족하였다. 표 11에 도시화한 vertical eeposition and hold의 결과 또한 호버링 지점 기준 종·횡방향 거리 오차 ±3ft 이내, 고도 오차 ±3ft 이내, 헤딩 오차 ±5deg 이내의 성능을 만족하여 desired performance 기준을 충족하였다. 이 외의 나머지 항목들에 대한 시뮬레이션을 수행한 결과, 표 12부터 표 16에 도시된 결과와 같이 모든 HQTE에서 조종사의 inceptor 조작에 따른 조종 명령을 항공기가 적절하게 추종하여 기술된 절차를 정상적으로 수행하였고, 요구되는 desired performance 기준을 만족하는 것을 확인함에 따라 예측 조종성 평가를 통해 최적화된 제어이득이 적용된 SCAS가 조종성을 만족하도록 적절히 설계되었음을 확인하였다.

표 10. Precision hover 결과

Table 10. Precision hover test result.

표 11. Vertical reposition and hold 결과

Table 11. Vertical reposition and hold result.

표 12. Hover turn and hold 결과

Table 12. Hover turn and hold result.

표 13. Lateral reposition and hold 결과

Table 13. Lateral reposition and hold result.

표 14. Depart/abort & pirouette 결과

Table 14. Depart/abort & pirouette result.

표 15. Transitoin & reverse transition 결과

Table 15. Transition & reverse transition result.

표 16. Bank angle & pitch attitude capture and hold 결과

결과 Table 16. Bank angle & pitch attitude capture and hold result.​​​​​​​

Ⅴ. 결론

안정적인 항공기 운용을 위해 조종성을 평가하는 것은 중요한 요소 중 하나이다. 그러나 eVTOL 항공기에 대한 조종성 기준 및 규격이 명확히 수립된 것이 없어 기존 유인항공기 규격을 기반으로 조종성 평가항목을 식별하고 평가를 수행하였다. 평가에 앞서 LC 형상의 eVTOL 항공기에 SVO 개념을 적용하고, PID 제어기법을 활용한 SCAS, control allocator와 운동모델을 구성하였다. 예측 조종성 평가항목 수립 시 회전익 및 고정익 항공기에 대한 조종성 규격 문서를 통해 복합형 eVTOL 항공기의 운용을 위한 조종성 평가항목을 식별하였고 MATLAB/Siumlink 기반의 최적화 프로그램인 CONDUIT을 통해 평가를 수행하여 식별한 모든 항목에 대하여 level 1을 만족하는 것을 확인하였으며, 그 결과로 최적화된 제어이득이 적용된 SCAS를 설계하였다. 해당 비행제어시스템을 검증하기 위해 X-Plane 기반의 검증 환경을 구성하였으며, HQTE 항목을 수행한 결과 모든 항목에 대해 desired performance를 갖는 것을 확인함으로써 최적화된 비행제어시스템의 검증하였다. 본 연구를 통해 기존의 유인항공기에서 사용하던 평가 기준을 eVTOL 항공기에 적용하였으며, 도심 운용을 위한 eVTOL 항공기의 조종성 평가항목 식별 및 방법 등의 연구를 수행하고, 안정적인 비행제어 시스템을 개발하는데 기여할 수 있을 것으로 기대된다.