본 연구에서는 날갯짓 비행체 날개의 유체-구조 연계를 고려한 설계나 날갯짓 비행체의 비행 동역학 및 제어 시뮬레이션에 적용 가능한 효율적인 공력모델을 제안하고, 풍동 실험을 통해 공력모델의 특성을 검증하고자 한다. 날갯짓 비행체는 저 레이놀즈 수 영역의 비정상 유동장의 지배를 받기 때문에, 이 영역에서 날개 운동에 따른 공력을 효과적으로 측정할 수 있도록 풍동실험장치를 설계 및 개발하였다. 본 연구의 실험장치 특성상 힘을 측정하는 2축-로드셀은 비관성계에 있기 때문에, 순수한 날개의 공력을 측정하기 위해서는 관성력을 보정해주어야 하며, 이에 대한 방법론을 수립하였다. 최종적으로 유동속도, 날개의 운동 주파수 및 고정 받음각에 따라 날개에 작용하는 양력 및 항력의 평균값 및 평균 제곱근 값을 비교함으로서 실험결과와 공력모델의 특성을 비교 검증하였다.
본 연구에서는 날갯짓 비행체 날개의 유체-구조 연계를 고려한 설계나 날갯짓 비행체의 비행 동역학 및 제어 시뮬레이션에 적용 가능한 효율적인 공력모델을 제안하고, 풍동 실험을 통해 공력모델의 특성을 검증하고자 한다. 날갯짓 비행체는 저 레이놀즈 수 영역의 비정상 유동장의 지배를 받기 때문에, 이 영역에서 날개 운동에 따른 공력을 효과적으로 측정할 수 있도록 풍동실험장치를 설계 및 개발하였다. 본 연구의 실험장치 특성상 힘을 측정하는 2축-로드셀은 비관성계에 있기 때문에, 순수한 날개의 공력을 측정하기 위해서는 관성력을 보정해주어야 하며, 이에 대한 방법론을 수립하였다. 최종적으로 유동속도, 날개의 운동 주파수 및 고정 받음각에 따라 날개에 작용하는 양력 및 항력의 평균값 및 평균 제곱근 값을 비교함으로서 실험결과와 공력모델의 특성을 비교 검증하였다.
In this study, an efficient ornithopter aerodynamic model, which is applicable to ornithopter wing design considering fluid-structure interaction or ornithopter flight dynamics and control simulation, was proposed and experimentally validated through the wind tunnel experiments. Due to the ornithopt...
In this study, an efficient ornithopter aerodynamic model, which is applicable to ornithopter wing design considering fluid-structure interaction or ornithopter flight dynamics and control simulation, was proposed and experimentally validated through the wind tunnel experiments. Due to the ornithopter aerodynamics governed by unsteady low Reynolds number flow, an experimental device was specially designed and developed. A part of the experimental device, 2-axis loadcell, was situated in the non-inertial frame; the dynamic calibration method was established to compensate the inertial load for pure aerodynamic load measurements. The characteristics of proposed aerodynamic model were compared with the experimental data in terms of mean and root-mean-square values of lift and drag coefficients with respect to the flow speed, flapping frequency, and fixed angle of attack.
In this study, an efficient ornithopter aerodynamic model, which is applicable to ornithopter wing design considering fluid-structure interaction or ornithopter flight dynamics and control simulation, was proposed and experimentally validated through the wind tunnel experiments. Due to the ornithopter aerodynamics governed by unsteady low Reynolds number flow, an experimental device was specially designed and developed. A part of the experimental device, 2-axis loadcell, was situated in the non-inertial frame; the dynamic calibration method was established to compensate the inertial load for pure aerodynamic load measurements. The characteristics of proposed aerodynamic model were compared with the experimental data in terms of mean and root-mean-square values of lift and drag coefficients with respect to the flow speed, flapping frequency, and fixed angle of attack.
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문제 정의
하지만, 이 MST-Low 모델은 날개의 운동이나 국부적 변형이 작은 경우에 적용이 가능하며, 공력 증대 메커니즘과 같은 저 레이놀즈 수 영역의 비정상 유동 특성이 포함되어 있지 않다. 김대관[6] 등은 큰 진폭을 갖는 날갯짓 운동에 적용 가능하도록 MST-Low를 수정 및 보완하였으며, 본 연구에서는 [6]에서 개선된 MST (이하 MST-Stall)의 특성을 큰 진폭을 갖는 날개 운동이 있는 경우에 대하여 풍동 실험을 수행함으로써 공력모델의 타당성을 실험적으로 검증하고자 하였다.
본 연구에서는 2.1절에서 기술된 날갯짓 비행체 공력모델 MST-Low와 MST-Stall을 풍동실험을 통해 획득된 공력데이터와 비교함으로서 상기 공력모델의 특성을 실험적으로 검증하고자 한다.
본 연구에서는 날갯짓 비행체 공력모델(MST-Stall)의 특성을 실험적으로 검증하기 위해 풍동실험장치를 개발하였으며, 비관성계에 위치한 로드셀에 작용하는 관성력을 보정하기 위해 관성력 보정 방법론을 수립하였다. 정적 풍동실험을 통해 추출된 MST 공력모델의 공력계수는 저 레이놀즈 수 영역의 특성을 반영하여 효과적으로 동적 공력 예측에 적용 가능함을 확인하였다.
제안 방법
MST 공력모델은 정적 풍동실험 데이터로부터 저 레이놀즈 수 특성을 나타내는 공력계수(Table 1)를 추출하기 때문에 유동속도 4, 6, 8, 10, 15m/s (약 12,000 ~ 45,000의 레이놀즈 수 영역)에서 받음각 -10°에서 40°까지 양력 및 항력 계수를 측정하였다.
특히, 동적 실속/지연 실속 구간은 부착 흐름 구간의 최대 2배까지 확장될 수 있으며, 식(6)의 동적 실속 영역 계수 ξ에 의해 유동속도, 날갯짓 운동학적 변수에 따라 결정된다. 또한, MST-Low 및 MST-Stall은 circulatory force 이외에 저 레이놀즈 수 영역의 유동 특성을 반영할 수 있도록 non-circulatory force의 무 차원 공력 계수들을 날개의 정적 풍동 실험 데이터로부터 획득하여, 날개의 운동이 있는 동적 공력 계산에 사용되도록 하였으며, 자세한 내용은 2.3절에서 다루기로 한다. 보다 자세한 MST-Low, MST-Stall 공력 모델에 대한 내용은 참고문헌[5-6]을 참고하기 바란다.
본 연구에서 날갯짓 비행체 공력모델의 검증을 위해 개발된 실험장치는 크게 1) 날갯짓 운동 생성장치, 2) 저 레이놀즈 수 영역의 공력 측정을 위한 2축 로드셀 어셈블리로 나뉘며, 날개에 작용하는 순수한 공력을 측정하기 위해 가속 환경 하(비관성계)에서 로드셀에 작용하는 관성력을 보정하는 방법에 대해 설명하기로 한다. 최종적으로, 유동속도, 날개의 운동 주파수, 평균 고정 받음각에 따라 날개에 작용하는 양력 및 항력의 평균값 및 평균 제곱근 값을 비교함으로서 풍동실험결과와 MST-Low 및 MST-Stall 공력모델의 특성을 비교 검증하였다.
데이터처리
2.2절에 기술된 공력모델 검증 실험 영역(유동속도, 플런징 운동 주파수, 고정 받음각)에서 Fig. 8과 같은 결과를 획득하였으며, 플런징 운동 5주기에 해당되는 공력데이터의 앙상블 평균을 통해 양력 및 추력 계수의 평균값 및 평균제곱근 값을 계산하였다. 두 개의 실험변수, 유동 속도와 플런징 운동 주파수는 전진 비(advance ratio) J*를 통해 한 개의 물리적 변수로 표현할 수 있으며, 전진 비는 무 차원 진동수와 같이 비정상 유동의 특성을 나타내는 무 차원 수로 여기서는 유동속도와 플런징 속도의 비로 표현된다.
성능/효과
2) 동적 풍동 실험으로 나뉘어 수행 되었으며, 동적 풍동실험의 경우 관성력 보정을 위해 2-1) 유동이 0인 경우(U = 0)와 2-2) 유동이 0이 아닌 경우(U≠0)의 순으로 수행되었다.
식(7-8)을 통한 관성력 보정을 위해서는 몇 가지 조건을 만족해야 하는데 첫 번째는 관성력의 크기에 의해 로드셀 용량이 결정되는데, 지나치게 용량이 큰 로드셀을 선정할 경우, 관성력 보정에 의해 측정된 순수한 공력의 크기가 로드셀의 불확도보다 작을 수 있기 때문에 본 연구에서 사용된 로드셀과 같이 불확도가 충분히 작은 로드셀을 사용해야 한다. 두 번째로 로드셀 어셈블리의 첫 번째 고유진동수가 200Hz 이상이어야 하며, 양력 및 추력 방향의 로드셀 간의 구조 동역학적 연성이 200Hz 이하에서 나타나서는 안된다. 세 번째로 플런징 운동 주파수를 결정하는 구동 모터의 회전 속도는 0.
또한, θSA가 10°보다 작고, J* 값이 5이상인 경우에 대해 MST-Stall은 MST-Low와 비교하여 실험결과와 유사한 경향성을 가짐을 본 연구를 통해 알 수 있었다.
두 번째로 로드셀 어셈블리의 첫 번째 고유진동수가 200Hz 이상이어야 하며, 양력 및 추력 방향의 로드셀 간의 구조 동역학적 연성이 200Hz 이하에서 나타나서는 안된다. 세 번째로 플런징 운동 주파수를 결정하는 구동 모터의 회전 속도는 0.1rpm 이상의 정확도로 유지되어야 하며, 주파수의 불확도는 식(7)의 두 신호의 위상차를 야기하기 때문에 본 연구에서는 2kW급 AC 서보모터를 적용하여 속도 제어를 통해 위와 같은 조건을 만족하였다.
양력이 0인 경우의 항력 계수, (CD)f는 레이놀즈 수가 커짐에 따라 그 값이 작아지는 것을 확인할 수 있으며, 실속 후 유동 특성을 나타내는 공력 계수, (CD)cf와 정적 실속각, α1은 유동속도가 증가함에 따라 커지는 경향을 가짐을 확인할 수 있다.
유동 속도가 클수록, 즉 레이놀즈 수가 높아질수록 정적 풍동실험 결과는 포텐셜 유동 특성을 따라가며, 유효 종횡 비 값은 기하학적 종횡 비에 가까워지며, 앞전 흡입 계수 (ηs) 역시 1에 수렴하는 것을 확인할 수 있다.
전진 비 J*값이 작아질수록 비정상 효과가 커진다고 할 수 있으며, 전반적으로 양력계수와 항력계수의 평균값 및 평균 제곱근 값은 고정 받음각 θSA가 증가함에 따라, J* 값이 감소함에 따라 커짐을 확인할 수 있다.
본 연구에서는 날갯짓 비행체 공력모델(MST-Stall)의 특성을 실험적으로 검증하기 위해 풍동실험장치를 개발하였으며, 비관성계에 위치한 로드셀에 작용하는 관성력을 보정하기 위해 관성력 보정 방법론을 수립하였다. 정적 풍동실험을 통해 추출된 MST 공력모델의 공력계수는 저 레이놀즈 수 영역의 특성을 반영하여 효과적으로 동적 공력 예측에 적용 가능함을 확인하였다. 최종적으로 유동속도, 날개의 플런징 운동 주파수, 평균 고정 받음각에 따라 날개에 작용하는 양력 및 항력의 평균값 및 평균 제곱근 값을 비교함으로서 실험결과와 공력모델의 특성을 비교검증하였으며, 높은 합성 받음각을 갖는 날갯짓 운동에 MST-Stall이 효과적으로 적용될 수 있음을 확인하였다.
정적 풍동실험을 통해 추출된 MST 공력모델의 공력계수는 저 레이놀즈 수 영역의 특성을 반영하여 효과적으로 동적 공력 예측에 적용 가능함을 확인하였다. 최종적으로 유동속도, 날개의 플런징 운동 주파수, 평균 고정 받음각에 따라 날개에 작용하는 양력 및 항력의 평균값 및 평균 제곱근 값을 비교함으로서 실험결과와 공력모델의 특성을 비교검증하였으며, 높은 합성 받음각을 갖는 날갯짓 운동에 MST-Stall이 효과적으로 적용될 수 있음을 확인하였다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
날갯짓 비행체의 날갯짓 운동은 날개 길이 방향의 특정 단면에서 어떤 운동들의 조합으로 나타낼 수 있는가?
날갯짓 비행체의 날갯짓 운동(flapping)은 Fig. 2에서와 같이 날개 길이 방향의 특정 단면에서 크게 플런징(plunging)과 피칭(pitching)운동의 조합으로 나타낼 수 있다. 일반적으로 이러한 날개의 운동에 준정상 공력 모델(Quasi-steady Thin-airfoil Theory)을 적용하기 위해서는 날개단면의 플런징(#) 및 피칭(#) 운동 속도, 및 유동 속도(U)로부터 합성 속도 성분(V)과 합성 받음각(#)을 계산할 수 있게 된다.
새 정도 크기의 자연계 비행체가 수평 순항 비행 시 겪게 되는 유동장의 레이놀즈 수는?
새 정도 크기의 자연계 비행체가 수평 순항 비행 시 겪게 되는 유동장은 104∼105정도의 저 레이놀즈 수 영역이며, 비행 유지를 위해 특정 주파수로 주기적인 날갯짓 운동을 함으로써 비정상 유동 특성을 갖는다. 비정상 유동 특성을 나타내는 무 차원 진동수 (reduced frequency), k는 0.
날갯짓 비행체 날개 익형 공력 예측에서 준정상 공력모델의 한계점은?
즉, 날갯짓 비행체 날개 익형은 얇은 평판이지만, 날개 전체 구조 동역학적 특성에 따라 생성되는 국부적인 피칭 운동 및 캠버의 특성을 반영 해줄 수 있도록 합성 받음각이 계산되어야 한다. 하지만, 날갯짓 비행체의 공력 예측에 있어 이러한 준정상 공력모델은 무 차원 공력계수(CF)가 익형의 정적 공력 특성만을 반영하는 한계점을 가지며, 합성받음각 계산에 있어 날개의 운동에 따라 생성되는 비정상 후류 효과 역시 고려하지 못하기 때문에 실제 물리현상과 동떨어지게 된다[7]. 날갯짓 운동에 의해 매순간 생성되는 shedding 및 tip vorticies 등은 날개에 작용하여 downwash 분포에 영향을 주며, 결과적으로 날개에 작용하는 합성속도의 크기와 방향을 바꾼다.
참고문헌 (11)
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