LIPCA 작동기로 구동되는 날갯짓 기구의 설계 및 성능평가

이승식(Seungsik Lee),모 시아푸딘(Moh. Syaifuddin),박훈철(Hoon Cheol Park),윤광준(Kwang Joon Yoon),구남서(Nam Seo Goo) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.12

본 논문에서 LIPCA(Lightweight Piezoceramic Composite Actuator)를 이용한 날갯짓(flapping) 기구의 개발에 관한 최근의 연구진척 사항을 제시하였다. 날갯짓 기구는 여러개의 연결막대를 이용하여 LIPCA의 제한된 작동변위를 커다란 날갯짓 각(flapping angle)이 발생하도록 증폭시켰으며, 패더링 메커니즘(feathering mechanism)을 적용하여 날갯짓과 동시에 날개에 비틀림이 발생하도록 설계되었다. 이 날갯짓 기구의 고유 날갯짓 주파수는 약 9㎐로, 이때 최대의 날갯짓 각이 발생하였다. 제작된 날갯짓 기구의 작동성능을 평가하기 위하여 날갯짓 주파수를 4㎐에서 15㎐까지 변화시키면서 발생되는 양력과 추력을 측정하였으며, 최대 양력과 최대 추력은 고유 날갯짓 주파수 부근에서 계측되었다. In this paper, we present our recent progress in the LIPCA (Lightweight Piezo-Composite Actuator) application for actuation of a flapping wing device. The flapping device uses linkage system that can amplify the actuation displacement of LIPCA. The feathering mechanism is also designed and implemented such that the wing can rotate during flapping. The natural flapping-frequency of the device was about 9 ㎐, where the maximum flapping angle was achieved. The flapping test under 4 ㎐ to 15 ㎐ flapping frequency was performed to investigate the flapping performance by measuring the produced lift and thrust. Maximum Lift and thrust were produced when the flapping device was actuated at about the natural flapping-frequency.

서보모터 구동식 조류모방형 날갯짓 비행체의 설계 및 제작

이은혁,양현호,이상길,한재흥 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.3

날갯짓 비행체는 조류나 곤충처럼 날갯짓을 통해 비행하는 비행체이다. 기존의 일반적인 조류모방형 날갯짓 비행체는 DC 모터의 회전운동을 링크의 왕복운동으로 변환하여 날갯짓 동작을 만들어낸다. 그러나 기존 방식은 실제 조류의 날갯짓과 같이 다양한 날갯짓 동작을 구현하기에는 어려움이 있다. 또한 많은 날갯짓 비행체에서 사용되는 단일관절 날개의 경우, 비교적 간단한 구조로 인해 제작의 편리성을 갖지만, 효율적으로 공력을 발생시키지 못한다는 단점이 있다. 본 연구에서는 이러한 문제점을 개선하기 위해 양쪽 주 날개를 각각 제어하여 비행 상황에 따른 다양한 날갯짓 동작을 구현할 수 있도록 하고, 양력 효율 증대를 위한 날개 접힘 메커니즘을 설계한다. 서보모터를 이용한 날갯짓 동작과 날개의 접힘 동작 구현의 타당성을 검증하기 위해 비정상 공력 모델을 이용한 공력 해석과 비행 동역학 시뮬레이션이 수행되었고, 프로토타입을 제작하여 모든 동작의 정상 구동을 확인하였다. A flapping-wing air vehicle (FWAV) is an aircraft that flies by flapping its wings, like birds or insects. General bird-inspired FWAVs convert the rotational motion of the DC motor into reciprocating motion of the link to create flapping motion. However, these methods have difficulty in realizing various flapping motions like real birds. In addition, in the case of a single-joint wing used in many FWAVs, it has convenience in manufacturing due to its relatively simple structure, but has a disadvantage in that it does not efficiently generate aerodynamic forces. In this study, in order to solve these problems, both main wings are individually controlled to implement various flapping motions according to the flight situation, and a folding-wing mechanism is designed to increase lift efficiency. To verify the feasibility of flapping motion and folding motion implementation using servomotors, aerodynamic analysis using a unsteady aerodynamic model and flight dynamics simulation were performed, and a prototype was fabricated to confirm normal operation of all motions.

곤충 비행원리를 모사한 압전 작동기 구동형 날갯짓 기구의 평가

박훈철(Hoon Cheol Park),모하메드 샤이푸딘(Mohamad Syaifuddin),변도영(Doyoung Byun),구남서(Nam Seo Goo) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.8

본 논문에서는 단일층 압전 작동기로 구동되는 곤충 모방 날갯짓 기구의 실험적 평가의 결과를 제시하였다. 변위 증폭기구의 연결막대 길이와 힌지 위치를 조절하여, 말벌류 곤충의 상향 날갯짓 끝에 발생하는 날개 겹침 (clap)을 모방할 수 있도록 하였다. 또한, 실제 곤충 날개의 단면이 지그-재그형인 것을 모방한 날개를 제작하여 부착하였다. 이 두 가지 추가적인 고안으로 인하여 본 날갯짓 기구는 이전 날개에 비하여 면적이 절반 밖에 되지 않음에도 불구하고 더 큰 양력을 발생할 수 있었다. 본 연구에서는 날개의 겹침, 지그-재그형 단면, 인가전압 파형이 양력 발생에 미치는 영향을 조사하였다. 최종적으로는 디지털 고속카메라를 이용하여, 개선된 날갯짓 기구가 상향 날갯짓과 하향 날갯짓에서 와류를 발생함을 확인하였다. This paper presents experimental evaluation of an insect-mimicking flapping-wing device actuated by a unimorph piezoceramic actuator. Length of each rod and hinge point in the linkage/amplification system are carefully chosen such that the resulting wing motion can mimic clapping of wings in a real insect at the end of upstroke. In addition to this, a pair of corrugated wings are fabricated mimicking zig-zag cross section of a real insect wing. Thanks to the two additional implementation, the improved flapping wing device can generate a larger lift force than the previous model even though area of the new wing is about 50% less than that of the previous wing. In this work, effects of the wing clapping, the wing corrugation, and the input wave form on the lift force generation have been also experimentally investigated. Finally, the vortex generated by the flapping device has been captured by a high speed camera, showing that vortices are produced during up- and down-strokes.

Design of control moment generator for insect-mimicking flapping-wing micro air vehicle

Vu Hoang Phan(판 흐앙 부),Hoon Cheol Park(박훈철) 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

본 연구에서는 곤충 모방 날갯짓 비행체가 제어 모멘트를 발생할 수 있는 날갯짓면 변경 장치를 설계하고 검토하였다. 날갯짓 장치는 슬라이더-크랭크와 풀리-줄 메커니즘의 조합을 통하여, 장착된 모터의 회전운동을 큰 날갯짓 운동으로 변경할 수 있도록 설계하였다. 날갯짓면 변경 장치는 좌우 날개의 날갯짓 각도는 동일하게 유지하면서도 좌우 날개의 날갯짓면을 독립적으로 수평면에 대하여 7~10 도 정도 변경할 수 있도록 설계하였다. 이 장치는 각 날개의 공기력 방향을 변경할 수 있게 하여 자세 제어를 위한 제어 모멘트를 발생할 수 있다. In this work, we designed and investigated the stroke-plane-change (SPC) mechanism for control moment generation in our flapping-wing micro air vehicle (MAV). The flapping-wing mechanism was designed to transfer the rotational motion from the installed motor to large flapping wing motions through a combination of the slider-crank and pulleystring mechanisms. The SPC mechanism is able to independently modify the flapping stroke-plane up to 10° in the left and right wings while maintaining the same amplitude of flapping angle just like a real beetle. As a result, the direction of the resultant aerodynamic forces in each wing can be changed to generate suitable control moments for attitude control.

생체 모방 날갯짓 비행체 개발에 필요한 기술적 이슈들

한재흥(Jae-Hung Han),이준성(Jun-Seong Lee),이진영(Jin-Young Lee),이동규(Dong-Kyu Lee) 대한기계학회 2008 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2008 No.5

This paper addresses key technical issues in the development of bio-inspired flapping-wing aircrafts. 350 million years of adaptation of nature's flyers deliver us the insights for optimal solutions of How to make artificial flappers fly. However the complexities of flapping-wing motions and aerodynamics cause the difficulties of systematic development of flapping-wing aircrafts. Even though some studies have been performed for the hypothesis of high lift mechanism of flapping-wings and the principles of nature's flyers' flight principle, we do not have well-established design procedures to assemble a stable and controllable flapping-wing aircraft. Hereby we introduce some key technology issues such as optimal flapping-wing and flight controller designs to develop artificial flappers.

인장스프링을 이용한 모터 직접 구동형 곤충 모방 날갯짓 비행체의 동작 시험

정승희,박정근,강태삼 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.12

본 논문에서는 인장스프링을 이용한 곤충 모방 모터 직접 구동형 날갯짓 비행체를 제안하고 날갯짓 비행체의 동작을 위한 제어시스템 보드를 설계 및 제작하였다. 제안된 날갯짓 비행체는 프레임, DC 모터, 스퍼 기어, 피니언 기어, 날개 프레임, 날개, 인장스프링으로 구성된다. 비행체의 부품들의 관성모멘트, 기어비, 회전 스프링 상수를 이용하여 비행체의 공진주파수를 유도할 수 있고, 인장스프링의 오프셋 길이를 조절하여 공진주파수 값을 변경할 수 있다. 제어보드는 마이크로컨트롤러, IMU, 전압 레귤레이터로 구성된다. 날갯짓 비행체 구동을 위한 제어 신호는 기본적으로 사인파의 형태 신호이며, PWM으로 구동된다. 제어보드는 양쪽 날개 구동 신호에 진폭을 서로 다르게 변화시키거나, 오프셋을 주어 날갯짓 중심을 옮기거나, 날갯짓의 업스트로크와 다운스트로크의 속도를 변화시켜, 롤, 피치, 요를 각각 제어한다. 실험을 통하여 롤, 피치, 요 제어입력 신호에 맞추어 PWM 제어 신호가 바뀌는 것을 확인하였다. 제안된 날갯짓 비행체에 제어보드와 모터드라이버를 연결하여 기본 추력이 발생되는 것과 롤, 피치 명령에 따라 모멘트가 발생되어 기체의 자세가 바뀌는 것을 확인하였다. In this paper, we proposed an insect-mimicking motor-directly driven Flapping Wing Micro Air Vehicle (FWMAV) using extension springs and designed and manufactured a control system board for the operation of the FWMAV. The proposed FWMAV consists of a frame, DC motor, spur gear, pinion gear, wing frame, wings, and extension springs. The resonant frequency of the FWMAV can be determined using the moment of inertia, gear ratio, and rotational spring constant. The resonance frequency can be changed by adjusting the offset length of the tension spring. The control board consists of a microcontroller, IMU, and voltage regulator. The control signal for driving the flapping device is basically a sine wave signal and is driven by PWM. The control board controls roll, pitch, and yaw by changing the amplitude of both wing drive signals differently, moving the center of wing flapping by giving an offset, or changing the speed of the upstroke and downstroke of wing flapping. Through experiments, it was confirmed that the PWM control signals are changed according to the roll, pitch, and yaw control input signals. By connecting the control board and motor driver to the proposed FWMAV, it was confirmed that basic thrust for hovering was generated. And also it was checked that moments for attitude control were generated according to roll and pitch commands, changing the FWMAV's attitude.

겹 날개를 사용하는 곤충 모방 비행체의 날개 형상에 대한 파라메트릭 연구

박희태(Heetae Park),김동민(Dongmin Kim),모혜민(Hyemin Mo),김남수(Lamsu Kim),이병주(Byoungju Lee),김인래(Inrae Kim),김승균(Seungkeun Kim),이재하(Jaeha Ryi),최종수(Jong-Soo Choi) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.9

본 논문에서는 곤충 모방 날갯짓 비행체의 가장 중요한 설계 변수 중 하나인 날개에 대한 파라메트릭 연구에 대해 서술하였다. 추력, 피칭모멘트, 소비전력, 추력 대 전력비의 비교 및 분석을 통해 날개 형상에 대한 실험적 연구를 진행하였다. 힘과 모멘트는 2축 밸런스를 이용하여 측정되었으며 날갯짓 주파수는 홀센서를 이용하여 측정되었다. 날개 형태는 겹 날개 형태를 채택하였으며 이를 통해 Clap and fling 효과를 구현하였다. 기준 날개 형상으로 잠자리의 날개를 선정하였고, 이를 기준으로 가로세로비 및 면적에 대한 실험을 진행하였다. 결과적으로, 가로세로비와 면적이 증가할수록 추력, 피칭모멘트, 소비전력이 증가하는 것을 확인하였다. 또한, 일정 수준 이상의 가로세로비 혹은 면적을 가지는 날개를 메커니즘에 적용하였을 때 메커니즘이 정상적으로 구동되지 않는 것을 확인하였다. 최종적으로 날개 형상 선정은 필요한 최소추력을 만족시키는 날개 중에서 추력 대 전력비를 비교함으로써 이루어졌다. 하지만 추력선과 무게중심의 불일치로 인한 모멘트의 발생으로 안정성을 확보할 수 없었다. 이에 안정성을 확보하기 위해 상단과 하단에 댐퍼를 부착한 실내 비행시험을 통해 날개의 파라메트릭 연구 결과에 대한 간접적인 성능 검증을 수행하였다. This paper conducts parametric studies on flapping wing design, one of the most important design parameters of insect-mimicking aerial vehicles. Experimental study on wing shape was done through comparison and analysis of thrust, pitching moment, power consumption, and thrust-to-power ratio. A two-axis balance and hall sensor measure force and moment, and flapping frequency, respectively. Wing configuration is biplane configuration which can develop clap and fling effect. A reference wing shape is a simplified dragonfly’s wing and studies on aspect ratio and wing area were implemented. As a result, thrust, pitching moment, and power consumption tend to increase as aspect ratio and area increase. Also, it is found that the flapping mechanism was not normally operated when the main wing has an aspect ratio or area more than each certain value. Finally, the wing shape is determined by comparing thrust-to-power ratio of all wings satisfying the required minimum thrust. However, the stability is not secured due to moment generated by disaccord between thrust line and center of gravity. To cope with this, aerodynamic dampers are used at the top and bottom of the fuselage; then, indoor flight test was attempted for indirect performance verification of the parametric study of the main wing.

곤충 모방 날개의 스팬방향 유연도에 관한 PIV 연구

김대우,한종섭,장조원 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

스팬방향의 유연도에 따른 날갯짓 날개 주위의 흐름구조와 와류강도를 조사하기 위해 PIV 실험을 진행하였다. 이번 PIV실험은 수조에서 PMMA 파티클을 이용하여 레이저와 고속카메라를 사용해 촬영하였다. 가장 좋은 공력특성을 보였던 0.8mm 두께의 유연날개와 3mm의 강체날개로 진행하였다. 두개의 날개를 날개뿌리로부터 스팬방향 50%, 65% 위치의 단면을 스트로크 중간에 촬영하였다. 양력계수가 0.8T 날개에서 더 크게 나타났음에도, 예상과 다르게 강체날개보다 먼저 뒷전와류가 발생하였다. 이로 인해 뒷전와류가 먼저 발생하는 것과 더불어 다른 메커니즘이 적용된다는 것을 예상해 볼 수 있다. An experimental PIV study was carried out to investigate the flow structure and intensity of volticity around spanwise flexible wing. 0.8mm and 3.0mm thickness were used as a flexible and rigid case, respectively. Image pairs were taken at 50%, and 65% spanwise locations from wing root at the middle of stroke. In contrast to the measurement results, which showed that the flexible wing had better aerodynamic performances than the rigid one, trailing edge vortex (TEV) was solely found on the flexible wing case. Such TEV indicated the advanced tip vortex generation on the flexible wing, and may imply that there would be other mechanisms that can induce the better aerodynamic performances, except the tip vortex reduction.

Optimal Wing Rotation Angle for Maximum Thrust of Insect-mimicking Flappingwing Micro Air Vehicle

T.K.L. Au(아우 티 킴 로안),H.V.Phan(판 호앙 부),H.C. Park(박훈철) 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

본 논문에서는 날갯짓 초소형 비행체가 날개의 병진운동으로 최대 추력을 발생할 수 있는 최적의 날개 회전각을 발생하는 조건을 찾기 위한 설계인자 연구를 제시하고 있다. 병진 추력계수는 비정상 날개 깃 요소 이론과 모멘텀 이론에 의한 방정식을 적용하여 계산하였다. 이 방정식은 무차원 형태로 변형하여 무차원 변수가 추력계수에 미치는 영향을 조사하였다. 본 연구로부터, 주어진 날개 요소의 추력은 회전각과 시위에 비례하고, 날개길이와 날갯짓 각도의 곱에 반비례함을 확인하였다. 이러한 연구로부터, 최대 출력계수를 발생하는 최적의 날개 회전각을 결정할 수 있다. This paper provides a parametric study to find out the condition for optimal wing rotation angle for maximum translational thrust of flapping-wing micro air vehicle (FWMAV) in hovering. The unsteady blade element theory and momentum theory were used to obtain the equation from which translational thrust coefficient could be estimated. This equation was converted to non-dimensional form such that the effect of normalized parameters on the thrust coefficient could be analyzed. The research showed that the thrust coefficient for a given wing section depends on only two factors. These include the rotation angle and the ratio of chord over the multiplication of position along wing span and flapping angle range. For each investigated ratio, we could select an optimal rotation angle corresponding to a maximum thrust coefficient. This study provides guidance for design of flapping wings.

곤충 모방 날개의 스팬방향 유연도가 공력특성에 미치는 영향

김대우,한종섭,장조원 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

스팬방향의 유연도가 공력특성에 미치는 영향을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. 동역학적으로 상사된 박각시나방 모델과 초소형 힘/모멘트 센서가 실시간 공력생성을 측정하기 위해 적용되었다. 총 6개의 서로 다른 두께를 갖는 날개가 고려되었으며, 각 조건에서 생성된 공력을 비교하였다. 실험결과, 0.12mm과 0.37mm 두께의 날개에서는 양력 생성량이 미비하였고. 0.80mm 두께의 날개에서 가장 좋은 공력특성을 보였다. 본 연구 범위 내의 MAV 설계에 있어서 공력생성량 및 무게 등을 종합적으로 고려 할 때, 0.8mm 날개가 적합한 제원일 것이다. An experimental study was carried out to investigate the influences of spanwise flexibility of a flapping wing on the aerodynamic characteristics. Dynamically scale-up hawkmoth model and micro Force/Moment sensor were employed to measure directly the time-course aerodynamic force generation. Six different wing thicknesses of 0.12, 0.37, 0.50, 0.80 and 1.00mm were compared each other with 3.0mm thickness of the rigid wing case. As results, 0.12 and 0.37mm wings couldn"t generate sufficient lift force. In the case of 0.8mm wing, it showed the best aerodynamic characteristics. Considering aerodynamic performance, weight of wings, etc., the 0.8mm wing will be the best choice for MAV design within the range of this study.