보고서 정보
주관연구기관 |
건국대학교 KonKuk University |
연구책임자 |
박훈철
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보고서유형 | 최종보고서 |
발행국가 | 대한민국 |
언어 |
한국어
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발행년월 | 2016-12 |
과제시작연도 |
2015 |
주관부처 |
미래창조과학부 Ministry of Science, ICT and Future Planning |
등록번호 |
TRKO201700011351 |
과제고유번호 |
1711030086 |
사업명 |
중견연구자지원 |
DB 구축일자 |
2017-10-12
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키워드 |
곤충 모방.초소형 비행체.날갯짓 비행체.깃 요소 이론.제어 모멘트 발생장치.날갯짓 궤적.공기역학.제어 모멘트.힘/모멘트 측정.insect-mimicking.micro air vehicle (MAV).flapping-wing MAV.blade element theory.control moment generator.wing kinematics.aerodynamics.control moment.measurement of force/moment.
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DOI |
https://doi.org/10.23000/TRKO201700011351 |
초록
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□ 연구의 목적 및 내용
본 제안연구에서는 꼬리에 조종면이 없는 곤충 모방 날갯짓 비행체의 종방향 제어비행을 위하여, 날개의 날갯짓만으로 비행력과 종방향 자세제어를 위한 모멘트를 동시에 발생할 수 있도록 날갯짓 장치와 모멘트 발생 장치와 결합된 날갯짓 비행체의 구현을 연구목표로 한다. 상기 연구목표를 달성하기 위하여, 1차년도에는 날갯짓 각도의 범위,날개의 고정부 위치, 날갯짓 평면 각도를 변경하여 제어 모멘트를 발생할 수 있는 다양한 모멘트 발생장치를 고안하고, 각 제어 모멘트 발생 장치가 제어 모멘트를 적절히 발생하는지를
□ 연구의 목적 및 내용
본 제안연구에서는 꼬리에 조종면이 없는 곤충 모방 날갯짓 비행체의 종방향 제어비행을 위하여, 날개의 날갯짓만으로 비행력과 종방향 자세제어를 위한 모멘트를 동시에 발생할 수 있도록 날갯짓 장치와 모멘트 발생 장치와 결합된 날갯짓 비행체의 구현을 연구목표로 한다. 상기 연구목표를 달성하기 위하여, 1차년도에는 날갯짓 각도의 범위,날개의 고정부 위치, 날갯짓 평면 각도를 변경하여 제어 모멘트를 발생할 수 있는 다양한 모멘트 발생장치를 고안하고, 각 제어 모멘트 발생 장치가 제어 모멘트를 적절히 발생하는지를 실험을 통하여 검증한다. 2차년도에는 비정상 깃 요소 이론 프로그램을 개선하고, 수직방향으로 비행하는 날갯짓 비행체가 발생하는 공기력을 산출한다. 또한 제어 모멘트 발생장치의 구동으로 날갯짓 비행체가 발생하는 힘과 모멘트를 예측하고, 실험을 통하여 얻은 측정치 및 전산유체역학으로 계산한 값과 비교, 검토한다. 3차년도에는 상태변수를 이용하여 종방향 운동방정식을 표현하고, 안정미계수들을 구함으로써,날갯짓 비행체의 시스템 행렬과 제어 시스템 행렬을 구한다. 이 방정식에 대한 고유치 해석을 통하여, 날갯짓 비행체의 종방향 안정성과 자세제어 특성을 분석하고, 시연을 통하여 본 연구에서 개발한 곤충 모방 날갯짓 비행체가 종방향 제어비행이 가능함을 입증한다.
□ 연구결과
곤충과 같이 날갯짓만으로 제어 모멘트를 발생하기 위하여, (1) 좌우 날개의 날갯짓 각도의 범위를 동시에 변경하여 피칭 모멘트를 발생하는 장치, (2) 좌우 날개 고정부 끝전 위치를 독립적으로 위치 변경하여 피칭, 요잉 및 롤링 모멘트를 발생하는 장치, (3)날갯짓 평면의 각도를 변경하여 피칭 및 요잉 모멘트를 발생하고, 날개 끝단부 조절을 추가하여 롤링 모멘트를 발생할 수 있는 장치를 설계, 제작하였다. 각 제어 모멘트 발생 장치와 큰 날갯짓을 발생하는 날갯짓 장치를 결합하여 날갯짓 비행체를 구성하고,로드 셀을 날갯짓 비행체에 결합하여 각 장치가 제어 명령에 따라서 제어 모멘트를 발생할 수 있음을 검증하였다. 각 제어 모멘트 발생장치와 결합된 날갯짓 비행체를 무게중심으로 고정하고 날갯짓 비행체의 날갯짓과 제어 모멘트 발생 장치의 구동으로 종방향으로 자세가 변경됨을 확인하였다. 본 연구에서 개선한 비정상 블레이드 요소 이론기반 프로그램으로 계산한 평균 수직력과 평균 피칭 모멘트는 CFD(ANSYS-Fluent)로 계산한 값들과 약 10% 내외의 오차를 보였고, 한 주기 동안의 수직력과 피칭 모멘트의 시간 이력곡선도 매우 유사함을 확인하였다. 또한, 날갯짓 비행체를 제어 없이 수직 이륙시킨 경우 비행초기에 자세 안정성을 유지함을 실험적으로 확인하였다. 날갯짓 비행체가 이륙하는 시점을 초기 조건으로 하는 상태 운동방정식을 구성하고, 시스템 행렬의 고유치를 분석하였으며, 무제어 수직 이륙하는 날갯짓 비행체의 비행 궤적을 산출하였다. 이로부터, 날갯짓 비행체가 이륙 직후 제한된 수평이동을 하지만 주로 수직으로 안정되게 상승함을 확인하였다. 이로써, 궁극적으로는 자세제어가 필요하지만, 날갯짓 비행체가 이륙비행 초기 종방향 비행 안정성을 가짐을 이론적으로 입증하였다. 최종적으로는 날개 끝단 조절 방식의 제어 모멘트 발생장치를 장착한 날갯짓 비행체에 PID 되먹임 제어이론을 적용하여 무선 제어비행에 성공하였다. 20 gram급 곤충 모방 날갯짓 초소형 비행체로서는 세계에서 두 번째로 제어비행에 성공한 것이다.
□ 연구결과의 활용계획
본 연구에서 개발한 날갯짓 초소형 비행체의 원천기술을 활용하여 자율비행이 가능한 곤충 모방 날갯짓 초소형 비행체의 연구를 계속할 예정이다. 또한 개발한 날갯짓만으로 비행력과 제어력을 발생하는 장치는 소형화를 통하여, 더 작은 곤충 모방 날갯짓 비행체의 연구에 활용하고, 점핑과 날갯짓이 결합된 메뚜기 모방 로봇의 연구에 적용하거나, 날치의 수중 유영과 공중의 비행을 모방한 로봇의 연구에도 활용할 예정이다.
( 출처 : 요약문 4p )
Abstract
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□ Purpose&contents
The goal of the proposed research is realization of an insect-mimicking tailless flapping-wing MAV, which is equipped with a flapping mechanism and control moment generator, so that it can produce flight force and control moment by only flapping wings for successful controlled
□ Purpose&contents
The goal of the proposed research is realization of an insect-mimicking tailless flapping-wing MAV, which is equipped with a flapping mechanism and control moment generator, so that it can produce flight force and control moment by only flapping wings for successful controlled longitudinal flight. To achieve the goal, for the first year, various control moment generators are designed, such that control moment can be generated by changing flapping angle range, position of the wing constraint, and the flapping stroke plane angle. Through measuring force and moment, the control moment generation of each moment generator is investigated. In the second year, the computer program based on the unsteady blade element theory is modified such that it can calculate aerodynamic force produced by the FW-MAV in the vertical flight. Using this updated program, the force and moment generation characteristics of the flapping-wing MAV upon the actuation of the pitching moment generator is estimated and compared with those predicted by computational fluid dynamics(CFD).
In the third year, the longitudinal equation of motion is derived in terms of the state variables, and fill out the system matrix and control matrix finding stability variables. Through the eigenvalue analysis of the system matrix, longitudinal stability and controllability are analyzed. Finally, controlled flight of the flapping-wing MAV is demonstrated to prove stability and controllability of the vehicle.
□ Result
To acquire devices that can produce control moment only by flapping wings, three control moment generators, (1) a mechanism that can change flapping angle ranges of the left and right wings, (2) a mechanism that can shift locations of trailing edges in the two wings, and (3) a mechanism that can tilt the flapping stroke plane, are designed and tested. Each control moment generator is combined with a flapping mechanism that can produce a large flapping angle. The vehicle is installed over a load-cell to prove that the control moment generator can produce control moments according to corresponding control input. It is also confirmed that the flapping-wing MAV can change the longitudinal attitude by operating control moment generator. The average vertical force and moment computed by the modified unsteady blade element theory program are in good agreement with those calculated by the CFD using ANSYS-Fluent within about 10% difference, and their time histories are close to each other. In the vertical flight test without control, the flapping-wing MAV can maintain stability without control for a short time right after takeoff. This characteristics is supported by the stability analysis based on the eigenvalue analysis of the system matrix and response analysis by solving for the state variables in the equation of motion. From the analyses, it is found that the vehicle can demonstrate short stable vertical flight with limited horizontal translation, which theoretically proves that the flapping-wing MAV possesses initial longitudinal stability, even though the vehicle eventually requires attitude control. Finally, by implementing the PID control into the flapping-wing MAV equipped with the trailing edge change mechanism, its wireless controlled flight is successfully demonstrated. This is the world second success in demonstrating controlled flight of a 20 gram class tailless flapping-wing MAV.
□ Expected Contribution
Using the key technologies developed for the flapping-wing MAV, a research on autonomous flight of the vehicle will be continued. Further miniaturized flapping-wing mechanism can be applied to an even smaller flapping-wing MAV, a jumping plus flapping flight robot mimicking locus jumping, and a robot mimicking flying fish that can swim underwater and flying in the air.
( 출처 : SUMMARY 5p )
목차 Contents
- 표지 ... 1목차 ... 2연구계획 요약문 ... 3연구결과 요약문 ... 4 한글요약문 ... 4 SUMMARY ... 5연구내용 및 결과 ... 6 1. 연구개발과제의 개요 ... 6 2. 국내외 기술개발 현황 ... 10 3. 연구수행 내용 및 결과 ... 14 4. 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ... 45 5. 연구결과의 활용계획 ... 47 6. 연구과정에서 수집한 해외 과학기술정보 ... 47 7. 주관연구책임자 대표적 연구실적 ... 47 8. 참고문헌 ... 48 9. 연구성과 ... 50 10. 국가과학기술지식정보서비스에 등록한 연구시설‧장비 현황 ... 59 11. 연구개발과제 수행에 따른 연구실 등의 안전조치 이행실적 ... 59 12. 기타사항 ... 59별첨1 ... 60별첨2 ... 75끝페이지 ... 99
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