JP2006208395A

JP2006208395A - 動的風洞試験方法

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Publication number: JP2006208395A
Application number: JP2006078009A
Authority: JP
Inventors: Kazuhiro Horie; 和宏堀江; Yumiko Yamaguchi; 裕美子山口; Keita Goto; 敬太後藤
Original assignee: Japan Steel Works Ltd; Technical Research and Development Institute of Japan Defence Agency
Current assignee: Japan Steel Works Ltd; Technical Research and Development Institute of Japan Defence Agency
Priority date: 2006-03-22
Filing date: 2006-03-22
Publication date: 2006-08-10
Anticipated expiration: 2021-11-26
Also published as: JP4310440B2

Abstract

【課題】風試模型制御初期には風試模型を拘束しておき、模型の制御が成立後に、この拘束を速やかに離脱して拘束解除に伴う風試模型へ加わる外乱を小さくし、風試模型初期条件（風速、推力等）の設定を容易とし、離陸状態を制御することなく模型制御成立後の過渡現象を小さくすることができる動的風洞試験のフライトへの移行が可能な動的風洞試験方法を提供する。
【解決手段】風洞計測部７１内で立設した支持棒２０２の先端により風試模型５０の重心部５１を支持して風試模型５０を配置し、支持棒２０２先端で風試模型５０を支持した状態で風速等の初期条件を設定して風洞の運転を開始し、前記初期条件で運転が維持された後に支持棒２０２を下降させ前記風試模型５０からその支持棒２０２先端を離脱させ、風試模型５０を風洞計測部７１内でフリーフライトへ移行させる。
【選択図】図９

Description

本発明は、動的風洞試験方法に関し、回転運動に伴う位置変位量が大きい場合においても風試模型が風洞計測部から逸脱することがなく風試模型の大規模運動模擬を可能とし、また、フリーフライトへの移行もスムーズに行う構成も提供し、制御開始時の外乱を小さくすると共に、高精度な位置の保持を可能として試験人員も少なくすることができるものである。

従来の動的風試模型は、航空機の模型を風洞の計測部内の空間にケーブル等で配置し、風洞から発生する気流により空間に浮かせ、風洞内でフリーフライト状態を作り出し、動的風試模型の６自由度運動を模擬していた。図２６は動的風試模型のフリーフライトの状態を示す説明図であり、風試模型５０は気流６０により風洞内の計測部の空間に浮いており、機体の重心５１を中心としてピッチＰ、ヨーＹ、ロールＲ、前後方向Ｆ、左右方向Ｌ、上下方向Ｕの６自由度の運動模擬を行い、航空機の動的模擬試験がなされている。

上記の６自由度運動模擬は航空機の機体の各種の空力的性能試験が可能であるが、回転運動に伴う位置変位が大きい場合には、狭い風洞計測部内の空間から模型が逸脱してしまい、回転運動模擬範囲には制限がある。即ち、風洞の計測部の空間は、一例として３．３ｍ×３．３ｍの空間であり、その中に飛行する模型は長さが１ｍ〜１．６ｍ程度、幅も１ｍ程度の大きさ、重さは１７ｋｇ程度であり、その移動範囲もおのずと制限があり、大きな変位量には対応できず、模型の風洞構造部への接触等により破損が生じてしまう。

上記の６自由度運動模擬は航空機の機体の各種の空力的性能試験が可能であるが、模型制御初期条件（風速、推力等）設定までの間の模型の挙動を何らかの方法で制御する必要があり、模型にケーブル、ひも等を取付けて模型挙動を拘束する場合には、フリーフライト移行時には、ケーブル、ひも等をゆるめる必要があり、この場合には大きな外乱が入る可能性が高い。また、積極的に飛行を制御する場合には、別途離陸専用の複雑な制御システムを検討しなければならず、簡略な方法では不可能である。

また、航空機の模型の動的風洞試験においては、風洞内に模型を配置し、気流を流して各種、空力試験を実施している。図２４は米国で行われている動的風洞試験設備の斜視図であり、風洞前部５２０と風洞後部５２１との間の計測部には気流６０により揚力を受けて航空機の風試模型５２２が自由飛行している。模型５２２には制御用の電線やセンサからの信号線を伝送するケーブル５２３の一端が接続され、ケーブル５２３の他端はコンピュータ５２５へ接続されている。また、模型５２２には安全ケーブル５２４が接続され、万一、模型５２２の挙動が不安定となっても、風洞外へ飛び出さないようにしている。

上記の風洞試験においては、試験時には、安全ケーブルのオペレータ５３０、風洞オペレータ５３１、ピッチ操作オペレータ５３２、推力操作オペレータ５３３、ロール操作オペレータ５３４等の多くのオペレータが試験を実施している。

図２５は従来の動的風洞試験設備の斜視図であり、主に国内で実施している例である。図において、風洞５４０内には航空機の風試模型５４１がケーブルで空間部に保持され、気流６０を受けるようになっている。模型５４１は前方ケーブル５４２の途中により前部が取付けられ、前方ケーブル５４２は一端が風洞内の固定部５４４に固定され、他端はプーリ５４３を介して基礎へ固定されている。また、模型５４１の後部には後方ケーブル５４５の一端が取付けられ、後方ケーブル５４５の他端はプーリ５４６を介して基礎に弾性力を付与して固定されている。模型５４１の風洞側面には２台のＴＶカメラ５４８ａ，５４８ｂが装備され、カメラからの信号は電線５４９で位置計測装置５５０へ接続されている。模型５４１には、模型の姿勢制御用の電線やセンサへ接続される電線からなるケーブル５４７の一端が接続され、ケーブル５４７の他端は制御用の計算機５５１へ接続されている。この例では模型５４１をケーブル５４２，５４５で支持して試験を行っているが、模型５４１を上下位置保持装置で支持し、ピッチ姿勢の変化を可能とした試験も行われている。

上記に説明した従来の動的風洞試験においては、図２４の例では試験人員が多数必要であり、操縦に熟練が必要となる。また、人の反応速度は遅く、模型、風洞が大規模になり、試験の再現性や試験効率も悪い。また、図２５の例では、ケーブルで模型を支持しているので、前後、左右の移動に対応できず、高い迎角の試験も難しくなる等の問題がある。

前述のように従来の航空機の動的風試模型による風洞試験では回転運動に伴う位置変位量が大きいと、狭い風洞計測部から模型が逸脱してしまい、その位置変位量が大きい回転運動には模擬範囲が制限されてしまい大規模な運動模擬ができなかった。また、計測部から模型が逸脱すると高価な模型が風洞の構造部へ接触して破損することもあり模型の取り換えが生じてしまい、効率的な風洞試験の障害となってしまう。

また、前述のように従来の航空機の模型による動的風試フリーフライトへの移行は、ケーブルやひも等により模型を拘束しておき、フリーフライト移行時にケーブルやひもをゆるめて模型のフリーフライトへの制御を開始しているが、このような方式では、ケーブルやひもをゆるめる際に模型の挙動に大きな外乱が加わってしまう可能性があり、模型制御初期における正確な試験結果が得られない、という課題があった。

また、前述のように、従来の動的風洞試験においては、自由飛行をさせる図２４の例では試験に多くの人員を必要とし、人員の熟練度も必要となる。また、ケーブルで模型を支持する図２５に示すような試験設備では、模型の動きに自由度がなく、前後、左右の動きに対応できず、高迎角の姿勢の保持ができず、試験の適用範囲が制限されてしまう。

そこで本発明は、風試模型制御初期には風試模型を拘束しておき、模型の制御が成立後に、この拘束を速やかに離脱して拘束解除に伴う風試模型へ加わる外乱を小さくし、風試模型初期条件（風速、推力等）の設定を容易とし、離陸状態を制御することなく模型制御成立後の過渡現象を小さくすることができる動的風洞試験のフライトへの移行が可能な動的風洞試験方法を提供することを課題としてなされたものである。

また、本発明は、模型制御の初期には模型を補助支持装置で支持して拘束しておき、初期条件を設定後に補助支持装置の拘束を解除して、模型運動模擬の制御を行い、初期条件と制御開始時の条件とをスムーズに一致させ制御開始時の外乱を小さくすることのできる動的風洞試験方法を提供するものである。

更に、本発明は模型の位置保持、姿勢保持、機体安定化、コマンド分配、推力発生の各機能を、それぞれの演算によって適正な指令値を求め、模型の姿勢を高精度に制御する駆動信号を出力し、模型の前後の位置保持も可能とし、高迎角にも対応でき、試験の手順を自動化して試験の再現性を向上させ、そのために試験人員も少なくできる動的風洞試験方法を提供することを課題としてなされたものである。

本発明のその他の目的や新規な特徴は後述の実施の形態において明らかにする。

本発明は前述の課題を解決するために次の（１）〜（１０）の手段を提供する。

（１）風洞計測部内で立設した支持棒の先端により風試模型の重心部を支持して該風試模型を配置し、前記支持棒先端で前記風試模型を支持した状態で風速等の初期条件を設定して風洞の運転を開始し、前記初期条件で運転が維持された後に前記支持棒を下降させ前記風試模型からその前記支持棒先端を離脱させ、前記風試模型を前記風洞計測部内でフリーフライトへ移行させることを特徴とする動的風洞試験方法。

（２）前記支持棒は前記風洞計測部の気流流路の下方に配置したシリンダで上下動させることを特徴とする（１）記載の動的風洞試験方法。

（３）風洞計測部内で立設した支持棒により風試模型の重心部を互いに直交する３軸廻りに回転自在に支持して風洞試験を行う動的風洞試験方法であって、前記風試模型の制御開始初期条件設定時には前記風試模型の前、後を、立設した２本の補助支持棒で支持して初期条件を設立し、当該初期条件で運転を開始し、その後前記補助支持棒を下降させて前記補助支持棒先端を前記風試模型から離脱させて試験の制御を開始することを特徴とする動的風洞試験方法。

（４）風洞計測部内で立設した支持棒を風試模型の重心部へ貫通させ、該支持棒に沿って前記風試模型を上下動させて風洞試験を行う動的風洞試験方法において、前記風試模型の制御開始初期条件設定時には前記風試模型の前、後を立設した２本の補助支持棒で支持して初期条件を設立し、該初期条件で運転を開始し、その後前記補助支持棒を下降させて前記補助支持棒先端を前記風試模型から離脱させて試験の制御を開始することを特徴とする動的風洞試験方法。

（５）風洞計測部内で立設した支持棒で風試模型を支持し初期条件を設定し、その後前記支持棒を下降させて前記風試模型の支持を離脱させて前記風試模型をフリーフライト状態として風洞試験を行う動的風洞試験方法において、前記風試模型の制御開始初期条件設定時には前記風試模型の前、後を立設した２本の補助支持棒で支持して初期条件を設定し、該初期条件で運転を開始し、その後前記補助支持棒を下降させて前記補助支持棒先端を前記風試模型から離脱させると共に、前記支持棒も離脱させて試験の制御を開始することを特徴とする動的風洞試験方法。

（６）前記補助支持棒は前記風洞計測部の気流流路の下方に配置したシリンダで上下動させることを特徴とする（３），（４），（５）いずれかに記載の動的風洞試験方法。

（７）前記風試模型が前記風洞内の計測部の一定位置に留まるように、制御信号により姿勢を制御する制御装置と、前記風洞に設けられていて前記模型の位置を測定する少なくとも２台のカメラとを用い、前記制御装置は、前記カメラからの信号と位置指定信号とを入力する位置保持機能部により、前記模型を指定位置に変位させるためのピッチ姿勢角、ロール姿勢角、スピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令の各信号を出力し、前記位置保持機能部からの前記ピッチ姿勢角及びロール姿勢角の信号を受ける機体安定化機能部により、前記模型を回転させる信号を出力し、前記位置保持機能部からのスピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令の各信号を受けるコマンド分配部により、前記模型の変化を小さくするように各舵面の駆動信号を配分して出力することを特徴とする（１），（２），（３），（４），（５），（６）いずれかに記載の動的風洞試験方法。

（８）前記位置保持機能部は、推力作動指令信号を出力する機能を有し、該推力作動指令信号を受ける推力信号発生部は、高圧空気を噴出させる弁の開閉、弁の開度を調整する推力発生信号を出力することを特徴とする（７）記載の動的風洞試験方法

（９）前記位置保持機能部からのピッチ、ロール姿勢角の信号は姿勢保持機能部に入力され、該姿勢保持機能部は前記姿勢角を保持し、又は同姿勢角指令の直前の指令を維持し、又は出力を停止させる信号を前記機体安定化機能部へ出力することを特徴とする（７）又は（８）記載の動的風洞試験方法。

（１０）前記位置保持機能部は、出力する信号をトリム信号により変更し、又は出力する信号を保持し、又は出力を停止させる機能を有することを特徴とする（７）から（９）のいずれかに記載の動的風洞試験方法。

本発明の（１）の方法においては、フリーフライトの初期には、風試模型はその重心部が支持棒先端で支持され、拘束されている。この状態で風速、推力等の初期条件を設定し風洞の運転を開始し、初期条件で風試模型の試験が充分維持され、立ち上がると、支持棒先端を下降させて風試模型から支持棒を離脱させる。この状態では風試模型は気流によりフリーフライトの状態となりフリーフライトへスムーズに移行し、移行時の大きな外乱もなく、また、模型離脱時の制御もないので、正確なフリーフライトの試験が実施できる。

本発明の（２）では、支持棒の上下動はシリンダによりなされ、フリーフライト移行時の支持棒の操作が容易になされ、また、シリンダは気流流路の下方へ配置されているので、シリンダや支持棒が気流の流れの邪魔とならずに正確な制御を可能とする。

本発明の（３）においては、３自由度で運動を模擬する風試模型の風洞試験を行う場合に、制御開始時の風速や、推力等の初期条件を設定する際には風試模型は前後を２本の補助支持棒で支持して行う。初期条件が設定され、風洞の運転が行われ初期条件で運転が充分なされると、その後補助支持棒を下降し、制御開始が行われ、風試模型は３自由度の運動を行い、運転模擬が開始される。このような方法によれば、制御開始時の状態と初期条件とをスムーズに一致させることができ、制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生した場合には模型の拘束がなされているので、模型回収が安全になされる。

本発明の（４）では、補助支持棒を用いて模型を拘束し、初期条件を設定する風試模型は、支持棒が重心部に貫通し、支持棒に沿って上下動する運転の模擬を行うものであり、このような運転模擬の場合にも補助支持棒を用いることにより制御開始時の初期条件を設定することにより上記（３）の発明と同様に制御開始時の状態と初期条件とをスムーズに一致させることができ、制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生した場合には模型の拘束がなされているので、模型回収が安全になされる。

本発明の（５）では、補助支持棒を用いて模型を拘束し、初期条件を設定する風試模型は、支持棒が重心部を支持し、初期条件を設定後、この支持棒を下降させて風試模型をフリーフライト状態とするものであり、このような運転模擬の場合にも補助支持棒を用いることにより制御開始時の初期条件を設定することにより上記（３）の発明と同様に制御開始時の状態と初期条件とをスムーズに一致させることができ、制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生した場合には模型の拘束がなされているので、模型回収が安全になされる。

本発明の（６）では、補助支持棒の上下動はシリンダによってなされるので、補助支持棒の操作が容易となり、また、シリンダは風洞計測部の気流の下方へ位置しているので気流の邪魔にはならず、正確な風試模擬の実施がなされる。

本発明の（７）においては、制御装置の位置保持機能は風洞内のカメラから模型の位置信号を入力しており、位置指定信号が入力されると、指定された位置へ模型を変位させるためのピッチ姿勢角、ロール姿勢角、スピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令の信号を出力する。ピッチ、ロール姿勢角は機体安定化機能部へ入力し、模型の姿勢を安定して作動させる駆動信号として出力される。また、スピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令はコマンド分配部へ入力され、コマンド分配部において、前記模型の翼に設けた各舵面へ適正な駆動信号として出力される。このような本発明の（７）では、模型の前後、左右の変位に対しても位置の保持が可能となり、高迎角のバックサイド領域においても位置保持の制御が可能となり、位置保持の精度が向上する。また、試験手順が自動化され、試験効率が向上し、試験の再現性が高まり、試験人員も少なくできる。

本発明の（８）では、上記（７）の発明に推力信号発生部が付加され、高圧空気の弁を作動する駆動信号が出力されるので、上記（７）の発明の姿勢保持の制御性が推力発生による制御により、より一層向上するものである。

本発明の（９）では、上記（７）の発明に姿勢保持機能部が付加された場合、姿勢角の指令を保持したり、停止したりする機体安定化機能部へ出力するので模型の姿勢制御がきめ細かくなされ、上記（７）の発明において正確な位置保持を可能とするものである。また、上記（８）の発明に姿勢保持機能部が付加された場合、上記（８）の推力信号発生部の追加に加え、更に姿勢保持機能部が加わり、位置保持、姿勢保持、機体安定化の各機能部、コマンド分配部、推力発生部の５段階の手順により、上記（７）〜（８）の発明の作用、効果をすべて備え、模型の前後、左右の変化に対して位置保持を可能とし、高迎角のバックサイド領域でも位置保持を可能として位置保持の精度が一層高まるものである。また、試験手順も５段階の機能により自動化され、試験効率が向上し、試験の再現性が高まり、試験人員も少なくできる。

本発明の（１０）では、位置保持機能部は、その指令信号をトリム信号を入力することにより変更したり、指令信号を維持したり、停止する機能も有するので模型の姿勢制御の融通性が高まり広範囲な試験を効果的に実施できるものである。

本発明の（１）の動的風洞試験方法は、風洞計測部内で立設した支持棒の先端により風試模型の重心部を支持して該風試模型を配置し、前記支持棒先端で前記風試模型を支持した状態で風速等の初期条件を設定して風洞の運転を開始し、前記初期条件で運転が維持された後に前記支持棒を下降させ前記風試模型からその前記支持棒先端を離脱させ、前記風試模型を前記風洞計測部内でフリーフライトへ移行させることを特徴としている。

このような方法により、風試模型のフリーフライト開始時には離陸状態の制御をする必要がなく、模型制御成立後へのフリーフライトへの移行がスムーズになされ、移行時の過渡現象を小さくし正確なフリーフライトの試験が実施できる。

本発明の（２）の動的風洞試験方法では、支持棒の上下動はシリンダによりなされ、フリーフライト移行時の支持棒の操作が容易になされ、また、シリンダは気流流路の下方へ配置されているので、シリンダや支持棒が気流の流れの邪魔とならずに正確な制御を可能とする。

本発明の（３）の動的風洞試験方法は、風洞計測部内で立設した支持棒により風試模型の重心部を互いに直交する３軸廻りに回転自在に支持して風洞試験を行う動的風洞試験方法であって、前記風試模型の制御開始初期条件設定時には前記風試模型の前、後を、立設した２本の補助支持棒で支持して初期条件を設立し、当該初期条件で運転を開始し、その後前記補助支持棒を下降させて前記補助支持棒先端を前記風試模型から離脱させて試験の制御を開始することを特徴としている。

上記の方法により、制御開始時の風速や、推力等の初期条件を設定する際には風試模型は前後を２本の補助支持棒で支持して行う。初期条件が設定され、風洞の運転が行われ初期条件で運転が充分なされると、その後補助支持棒を下降し、制御開始が行われるので、制御開始時の状態と初期条件とをスムーズに一致させることができ、制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生した場合には模型の拘束がなされているので、模型回収が安全になされる。

本発明の（４）の動的風洞試験方法では、補助支持棒を用いて模型を拘束し、初期条件を設定する風試模型は、支持棒が重心部に貫通し、支持棒に沿って上下動する運転の模擬を行うものであり、このような運転模擬の場合にも補助支持棒を用いることにより制御開始時の初期条件を設定することにより上記（３）の発明と同様に制御開始時の状態と初期条件とをスムーズに一致させることができ、制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生した場合には模型の拘束がなされているので、模型回収が安全になされる。

本発明の（５）の動的風洞試験方法では、補助支持棒を用いて模型を拘束し、初期条件を設定する風試模型は、支持棒が重心部を支持し、初期条件を設定後、この支持棒を下降させて風試模型をフリーフライト状態とするものであり、このような運転模擬の場合にも補助支持棒を用いることにより制御開始時の初期条件を設定することにより上記（３）の発明と同様に制御開始時の状態と初期条件とをスムーズに一致させることができ、制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生した場合には模型の拘束がなされているので、模型回収が安全になされる。

本発明の（６）の動的風洞試験方法では、補助支持棒の上下動はシリンダによってなされるので、補助支持棒の操作が容易となり、また、シリンダは風洞計測部の気流の下方へ位置しているので気流の邪魔にはならず、正確な風試模擬の実施がなされる。

本発明の（７）は、上記各動的風洞試験装置において、前記風試模型が前記風洞内の計測部の一定位置に留まるように、制御信号により姿勢を制御する制御装置と、前記風洞に設けられていて前記模型の位置を測定する少なくとも２台のカメラとを用い、前記制御装置は、前記カメラからの信号と位置指定信号とを入力する位置保持機能部により、前記模型を指定位置に変位させるためのピッチ姿勢角、ロール姿勢角、スピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令の各信号を出力し、前記位置保持機能部からの前記ピッチ姿勢角及びロール姿勢角の信号を受ける機体安定化機能部により、前記模型を回転させる信号を出力し、前記位置保持機能部からのスピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令の各信号を受けるコマンド分配部により、前記模型の変化を小さくするように各舵面の駆動信号を配分して出力することを特徴としている。

上記の構成により、模型の前後、左右の変位に対しても位置の保持が可能となり、高迎角のバックサイド領域においても位置保持の制御が可能となり、位置保持の精度が向上する。また、試験手順が自動化され、試験効率が向上し、試験の再現性が高まり、試験人員も少なくできる。

本発明の（８）の動的風洞試験方法では、上記（７）の発明に推力信号発生部が付加され、高圧空気の弁を作動する駆動信号が出力されるので、上記（７）の発明の位置保持の制御性が推力発生による制御により、より一層向上するものである。

本発明の（９）の動的風洞試験方法では、上記（７）の発明に姿勢保持機能部が付加された場合、姿勢角の指令を保持したり、停止したりする機体安定化機能部へ出力するので模型の姿勢制御がきめ細かくなされ、上記（７）の発明において正確な位置保持を可能とするものである。また、上記（８）の発明に姿勢保持機能部が付加された場合、上記（８）の発明の推力信号発生部の追加に加え、更に姿勢保持機能部が加わり、位置保持、姿勢保持、機体安定化の各機能部、コマンド分配部、推力発生部の５段階の手順により、上記（７）〜（８）の発明の作用、効果をすべて備え、模型の前後、左右の変化に対して位置保持を可能とし、高迎角のバックサイド領域でも位置保持を可能として位置保持の精度が一層高まるものである。また、試験手順も５段階の機能により自動化され、試験効率が向上し、試験の再現性が高まり、試験人員も少なくできる。

本発明の（１０）の動的風洞試験方法では、位置保持機能部は、その指令信号をトリム信号を入力することにより変更したり、指令信号を維持したり、停止する機能も有するので模型の姿勢制御の融通性が高まり広範囲な試験を効果的に実施できるものである。

以下、本発明を実施するための最良の形態として、動的風洞試験方法の実施の形態を図面に従って説明する。

図１は本発明の基本となる第１の参考例であって、動的風洞試験装置における３自由度運動模擬機構の構成図である。図において、５０は風試模型であり、従来と同じく航空機の縮小模型である。風試模型５０は風洞前部７０と風洞後部７２との間の計測部７１内へ配設されている。風試模型の寸法の一例としては計測部７１の空間部が３．３ｍ×３．３ｍ、模型５０の長さが１．６ｍ、幅が１．０ｍ、重さが１７ｋｇ程度の大きさである。

１はジンバル機構であり、後述するように、互いに直交する３軸を中心として３自由度の回転が可能な構造であり、風試模型５０の重心５１に３軸の中心が一致するように取り付け配置されている。２は支持棒で、風試模型５０をジンバル機構１を介して支持する棒であり、支持棒２は下方支持装置４により基礎６１に支持され、垂直に立設している。３は力計測センサ（天秤）であり、支持棒２の途中に取付けられ、支持棒２に加わる上下方向、前後方向及び左右方向の力をそれぞれ計測する。

上記構成の動的風洞試験装置の３自由度運動模擬機構において、風洞前部７０からの気流６０は計測部７１へ向かって流れており風試模型５０は、その気流により受ける揚力と共に、図示省略の模型の主翼、尾翼の舵面操作により、それぞれジンバル機構１を中心としてロールＲ、ピッチＰ、ヨーＹの回転を行い動的風洞試験がなされる。この場合には風試模型５０は、支持棒２により下方支持装置４を介して基礎６１に固定されているので、移動することなくジンバル機構１を中心として３軸方向にのみ回転することになる。

また、支持棒２には力計測センサ３が取付けられており、この力計測センサ３は風試模型５０が３軸で回転した時に支持棒２が受ける上下方向、前後方向及び左右方向の力をそれぞれ計測し、図示していない制御装置へ送り、その時の模型が受ける力を推定することができる。なお、支持棒基部を固定支持する下方支持装置４は風洞前部７０と風洞後部７２とで形成される気流６０の流路よりも下方に設け気流の邪魔にならないような配置としている。

図２は第１の参考例に係る動的風洞試験装置の３自由度運動模擬機構を用いた全体のシステム構成図である。図において、風試模型５０は図１に示したように計測部７１に配置され、支持棒２で下方支持装置４を介して基礎６１に支持されている。計測部７１の前後両側には基礎６１から柱を立設した架台４０が配設され、架台４０の上部にはコネクタ４２が設けられた配線・配管用支持台４１が取付けられている。コネクタ４２には風試模型５０への配線・配管からなるアンビリカルケーブル４３が接続されている。４４，４５，４６は拘束索であり、万一風試模型５０が支持棒２から外れた時の安全用の索で、通常はたるんでいる。４７はカメラであり風試模型５０の位置を２台のカメラで測定している。

また、コネクタ４２へはアンビリカルケーブル４３へ接続する空気供給管３０が接続され、空気供給管３０は制御バルブ３１、遮断弁３２、空気供給管３３を通して高圧空気源３４へ接続されている。また、コネクタ４２には、後述するようにアンビリカルケーブル４３へ接続される制御装置２１からの配線が接続されている。空気供給管３０からの空気は風試模型５０後部より噴出され、推力を得るものであり、また、制御装置２１からの電気信号は風試模型５０内のモータやアクチュエータを制御するものである。

上記構成の機構において、飛行制御装置２０は風試模型５０の各種飛行条件の指令を制御装置２１へ送る。制御装置２１は飛行制御装置２０からの指令に基づいてバルブ制御装置２３へ信号を送り、バルブ制御装置２３は遮断弁３２の開閉、制御バルブ３１の弁開度を制御して設定された飛行条件において空気の流量を制御し、また、制御装置２１はコネクタ４２を介して制御信号を送り、模型内部のモータやアクチュエータを制御し、これら空気と電気信号により風試模型５０の主翼、尾翼の可動翼（つまり舵面）を動かし、風試模型５０のロールＲ、ピッチＰ、ヨーＹの各回転を飛行条件に応じて制御する。また、制御装置２１は２台のカメラ４７が取り込んだ風試模型５０の位置信号を位置計測装置２２から受け、これを飛行制御装置２０へ送る。更に、制御装置２１は前述のように、力計測センサ３からの信号を取込み、この信号は支持棒２に加わる上下、前後及び左右方向の力の信号であり、これら信号を飛行制御装置２０へ送る。

図３は上記の風試模型５０に用いるジンバル機構１の一例を示す詳細図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）は正面図である。両図において、１１はピッチ軸であり、１２はロール軸、１３はヨー軸である。１４はブラケットであり、下面にヨー軸１３が固定され、ヨー軸１３は軸受１６内でヨー方向に回転自在に支持されている。１５は軸支持部であり、ロール軸１２を回転自在に保持し、ロール軸１２をロール方向Ｒに回転自在に支持すると共に、ブラケット１４内にピッチ軸１１を中心にピッチ方向Ｐへ回転自在に支持されている。支持棒２の先端は軸受１６に固定されヨー軸１３を介してジンバル機構１全体を支持している。前記ロール軸１２に模型５０が取り付けられる。

上記構成のジンバル機構１を風試模型５０の重心５１へ組み込んでピッチ軸１１とロール軸１２の中心に前記重心５１を一致させ、支持棒２で風試模型５０を支持し、動的風洞試験を行うと、風試模型５０は計測部７１内へ３自由度運動を可能にして固定、支持するので、風試模型５０の位置が拘束され、風試模型５０の計測部７１からの逸脱が防止され回転運動模擬範囲の制限の大幅な緩和がなされる。

以上説明の第１の参考例によれば、風試模型５０をジンバル機構１と支持棒２で支持することにより、風試模型５０の計測部７１からの逸脱が防止されて回転運動模擬範囲の制限が大幅に緩和される。また、力計測センサ３により風試模型５０に加わる上下方向、前後方向及び左右方向の力が測定されるので、これを飛行制御部２０（図２参照）に取込み、従来の風洞内フリーフライトでは風洞計測部７１からの模型の逸脱のため不可能であった大規模運動模擬が可能となる。

図４は本発明の第２の参考例に係る動的風洞試験装置の３自由度運動模擬機構を示す構成図であり、第１の参考例では風試模型を下から支持した構成から第２の参考例では風試模型を上方より吊り下げて支持する方式としたものである。

即ち、図４において、風試模型５０の重心５１には、ジンバル機構１が組み込まれており、ジンバル機構１は、支持棒８２により支持棒支持部８４を介して計測部空間の上方固定部としての架台４０に取付けられている。つまり、風試模型５０は架台４０上部から支持棒８２により垂直に懸吊される構成である。その他の構成は前述の第１の参考例と同様であり、同一又は相当部分に同一符号を付して説明を省略する。この第２の参考例においても、第１の参考例のものと同様の作用効果が得られるものである。

なお、上記の第２の参考例においては、図３に示すジンバル機構１を用いる場合には、ジンバル機構１を介して支持棒２から風試模型５０が懸吊するため、図３に示す軸受１６とヨー軸１３とは脱落防止のための係止部が必要となり、例えば、ヨー軸先端に軸径よりも大径となるフランジを設け、軸受１６の溝内に、拡大溝部を設けて、ヨー軸が回転自在に軸受と係合するようにすれば良い。

また、上記に説明の図３に示すジンバル機構１は、この構造に限定するものではなく、直交する３軸でそれぞれ回転可能とする構造であれば、どのような構造の機構でも良いものである。

図５は本発明の第３の参考例に係る動的風洞試験装置における上下運動模擬機構の構成図である。図において、風試模型５０は従来と同じく航空機の縮小模型であり、風洞前部７０と風洞後部７２との間の計測部７１内へ配設されている。風試模型５０の一例としては、計測部７１の空洞部が３．３ｍ×３．３ｍで、模型の長さが１．６ｍ、幅（主翼の長さ）が１．０ｍ、重さが１７ｋｇ程度の設備である。

１０１は上下に貫通する穴を有するインターフェイス部であり、その上下に貫通する穴を風試模型５０の重心５１に一致させて装着され、後述するように支持棒を貫通させるものである。１０２は支持棒であり風試模型５０が上下動可能にインターフェイス部１０１を介して貫通している。支持棒１０２は基礎６１面に下方支持装置４により垂直に立設して固定し、風試模型５０の上下動は許すが左右、前後の動きを拘束するものである。なお、インターフェイス部１０１には重心５１を中心としてロールＲ、ピッチＰ及びヨーＹ方向に回転可能なジンバル機構（第１の参考例のジンバル機構１と実質的に同じ機能のもの）を介して風試模型５０が取り付けられている。また、支持棒１０２の基部を固定支持する下方支持装置４は風洞後部７０と前部７１間の気流６０の流路よりも下方に配置し、気流の流れの邪魔にならないようにしている。

３は力計測センサであり、支持棒１０２の途中に取付けられ、支持棒１０２に加わる前後、左右の力を計測し、それらの信号を計測装置１０５へ送る。計測装置１０５では、これら計測値より風試模型５０に加わる前後、左右の力を推定して上下動以外の前後、左右の並進運動を推定することができる。なお、風試模型５０を支持する機構以外の装置は第１の参考例に示した図２の構成と同様である。

図６は第３の参考例におけるインターフェイス部を示し、（ａ）はその縦断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。図において、支持棒１０２には長手方向に２本のレール１１０ａ，１１０ｂが形成されている。また、インターフェイス部１０１には支持棒１０２の外径が自由に上下動できるように支持棒１０２の外径よりもやや大きな径の貫通穴１１３が設けられている。貫通穴１１３には支持棒１０２のレール１１０ａ，１１０ｂが係合し、摺動して支持棒１０２が上下動可能なようにレール１１０ａ，１１０ｂよりもやや大きな形状のガイド溝１１１ａ，１１１ｂが長手方向に形成されている。

上記構成の第３の参考例の上下運動模擬機構において、風洞前部７０からの気流６０は計測部７１へ向かって流れており、風試模型５０はこの気流を受け気流の状態により揚力が生じ、支持棒１０２のレール１１０ａ，１１０ｂに沿って上下動する。風試模型５０は支持棒１０２のレール１１０ａ，１１０ｂとはガイド溝１１１ａ，１１１ｂで係合し、ガイド溝１１１ａ，１１１ｂはレール１１０ａ，１１０ｂよりも大きな形状の溝であるのでレール１１０ａ，１１０ｂに沿って容易に上下動でき、風試模型５０の上下運動の模擬が容易に実現できる。風試模型５０は横方向への動きは支持棒１０２により拘束されているので計測部７１から逸脱することがなく、これにより試験範囲の制限が大幅に緩和される。

また、力計測センサ３により支持棒１０２に加わる横方向、前後方向の力を計測し、それらの信号は計測装置１０５へ入力されており、計測装置１０５において、風試模型５０の横方向、前後方向の並進運動の推定がなされるので、この第３の参考例の構成により風試模型５０の上下、左右、前後方向の運動の模擬が容易になされるものである。

図７は本発明の第４の参考例に係る動的風洞試験装置のインターフェイス部を示し、（ａ）は縦断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＢ−Ｂ断面図である。この第４の参考例においては、第３の参考例における支持棒のレールはインターフェイス部へ、インターフェイス部のガイド溝は支持棒へ、それぞれ設けるようにしたもので、その他の構成は第３の参考例のものと同じである。

即ち、図７において、支持棒１０２へはガイド溝１２１ａ，１２１ｂが長手方向に形成され、インターフェイス部１０１には支持棒１０２の外径よりもやや大きい貫通穴１２３を設ける。貫通穴１２３には支持棒１０２のガイド溝１２１ａ，１２１ｂに係合し、ガイド溝１２１ａ，１２１ｂの溝形状よりもやや小さな形状のレール１２０ａ，１２０ｂを形成する。このような構造のインターフェイス部１０１と支持棒１０２のガイド溝１２１ａ，１２１ｂとレール１２０ａ，１２０ｂとを組み合わせても、風試模型５０は支持棒１０２に沿って容易に上下動可能となり、第３の参考例と同じ効果が得られるものである。

図８は本発明の第５の参考例に係る動的風洞試験装置の構成図である。この第５の参考例では、図５に示す第３の参考例の支持棒下部を基礎で支持する方式から、支持棒は上方より懸吊し、風試模型を上方から吊るす方式としたものである。その他の構成は図５に示す第３参考例のものと同じである。

即ち、図８において、支持棒１３２は支持棒支持部１３３から下方へ垂直に吊り下げられており、支持棒支持部１３３は架台４０に支持固定されている。架台４０は風洞前部７０と風洞後部７２の両側において柱を立設して架台を構成し、上方で支持棒支持部１３３を支持する。支持棒１３２は風試模型５０をインターフェイス部１０１において貫通しており、風試模型５０は第３及び第４の参考例と同じく、インターフェイス部１０１において上下動可能に支持棒１３２に挿通されている。支持棒１３２には力計測センサ３が取付けられ、支持棒１３２に加わる横方向、前後方向の力を測定し、計測装置１０５へ入力している。

上記構成の第５の参考例によれば、支持棒１３２を上方の架台４０から懸吊し、先端で風試模型５０をインターフェイス部１０１を介して上下動可能に貫通させて横方向、前後方向の動きを拘束するので、計測部７１からの風試模型５０の逸脱が防止され、試験範囲の制限が大幅に緩和され、また、力計測センサ３の計測信号により風試模型５０の横方向、前後方向の並進運動の推定も可能となり、第３及び第４の参考例と同様の効果が得られる。

図９は本発明の第１の実施の形態に係る動的風洞試験方法におけるフリーフライトへの移行方法を実施する装置の構成図である。図において、風洞前部７０と風洞後部７２との間の計測部７１には風試模型５０が配置されている。これらの寸法の一例を示すと、計測部が３．３ｍ×３．３ｍ、風試模型５０の長さが１．６ｍ、幅が１ｍ程度で、その重さは約１７kg程度のものである。

２０１は風試模型５０の重心５１に装着されたインターフェイス部であり、後述するようにフリーフライトへ移行するまで風試模型５０を支持棒で計測部７１の空間に支持するものである。２０２は垂直に支持された支持棒であり、インターフェイス部２０１に先端が挿入されて風試模型５０を支持するためのものである。２０３は下方支持装置であり、内部にはシリンダ２０４が設けられ、シリンダ作動アーム２０５が上下動する。シリンダ作動アーム２０５の先端は支持棒２０２に接続されている。

シリンダ２０４は空気又は油圧のいずれかを用いても良い。２０６は制御装置であり、動的風試の開始時に、シリンダ２０４を作動させてシリンダ作動アーム２０５を上昇させ、支持棒２０２で支えている風試模型５０を計測部７１内へ配置し、フリーフライト移行時にはシリンダ作動アーム２０５を下降させ、支持棒２０２先端をインターフェイス部２０１から離脱させるように制御する。なお、風試模型５０を支持する機構以外の装置は第１の参考例に示した図２の構成と同様である。

図１０は第１の実施の形態においてフリーフライトへ移行し、風試模型５０のフリーフライト状態を示す図であり、上記したように、風試模型５０の風速、推力等の制御初期条件は図９に示す支持状態で設定しておき、図９の状態で風洞の運転を開始する。フリーフライト開始後に制御が成立すると、制御装置２０６の指令によりシリンダ２０４を作動させ、シリンダ作動アーム２０５を下げて支持棒２０２を図示のようにインターフェイス部２０１より離脱させて下方へ下げる。この状態では支持棒２０２は、計測部７１での気流２２０の流路の下方へ位置し、フリーフライト時の気流２２０を乱さないようにすることが好ましい。

図１１はインターフェイス部２０１の詳細を示し、（ａ）はその中心部の断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＣ−Ｃ断面図である。両図において、インターフェイス部２０１には中央部に係止穴２０１ａが設けられている。係止穴２０１ａの内径は支持棒２０２の先端部２０２ａの外径よりもやや大きく、支持棒２０２の先端部２０２ａが下方から容易に挿入可能とする隙間を保有している。

支持棒２０２の先端部２０２ａの基部にはフランジ２０２ｂが形成され、先端部２０２ａが充分に係止穴２０１ａに挿入された時には、フランジ２０２ｂの外周囲上面をインターフェイス部２０１底面に当接させ、全体を係止させて支持する構成である。このようなインターフェイス部２０１は図９，図１０に示すように風試模型５０の重心に中心部が一致するように取付けられる。なお、インターフェイス部２０１には重心５１を中心としてロールＲ、ピッチＰ方向に回転可能なジンバル機構を介して風試模型５０が取り付けられている。

図１２は上記に説明した動的風洞試験方法におけるフリーフライト移行の手順を示す説明図である。まず、（ａ）ではインターフェイス部２０１の係止穴２０１ａへ支持棒２０２の先端部２０２ａが挿入され、フランジ２０２ｂでインターフェイス部２０１を支持している状態である。この状態は図９に示すように、制御装置２０６がシリンダ２０４を作動させ、シリンダ作動アーム２０５を伸張して風試模型５０を計測部７１の中央部に位置させる。

図１２（ｂ）は、風試の制御初期条件が設定され、模型の制御が開始されて支持棒２０２での模型の支持を離脱させる時の状態を示し、まず、制御装置２０６はシリンダ２０４を少し作動させ、支持棒２０２の先端部２０２ａが少し下がり、フランジ２０２ｂがインターフェイス部２０１の底面よりΔＬだけ下がり、この状態でインターフェイス部２０１との摩擦力を解除する。

その後、図１２（ｃ）に示すようにシリンダ２０４を連続して作動させ、支持棒２０２及び先端部２０２ａを急速に下降させ、その時は風試模型５０は気流２２０によりフリーフライトの状態となり計測部７１内の空間でフリーフライトを行う。これら一連の作動は制御装置２０６によりシリンダ２０４を作動させ自動的になされる。

以上説明の本発明の第１の実施の形態の動的風洞試験方法によれば、風試模型５０を制御初期には下方支持装置２０３内のシリンダ２０４を作動させて支持棒２０２の先端部２０２ａをインターフェイス部２０１の係止穴２０１ａに挿入して風試模型５０を計測部７１内にセットし、風速、推力等の初期条件を設定し、風洞の運転を開始する。初期条件が設定され、模型制御が成立すると、シリンダ２０４の作動アーム２０５を下降させて支持棒２０２の先端部２０２ａをインターフェイス部２０１から離脱させて支持棒２０２及び先端部２０２ａを下方へ降ろし、風試模型５０は計測部７１においてフリーフライトを開始する。

このようなフリーフライトの移行方法により、風試模型５０でのフリーフライト開始時の離陸状態を制御する必要がなく、模型制御成立後の過渡現象を小さくし、正確な模型のフリーフライトを実施することができる。

図１３は本発明の第２の実施の形態に係る動的風洞試験方法における模型保持方法を実施する装置の構成図である。図において、風洞前部７０と風洞後部７２との間の計測部７１には風試模型５０が支持棒２と補助支持棒３２０，３２１とで支持されている。風試模型５０は航空機の縮小模型である。これらの大きさの一例を示すと、計測部７１が３．３ｍ×３．３ｍ、風試模型５０の長さは１．６ｍ，幅が１．６ｍ，重さが１７kg程度の規模のものである。

風試模型５０の重心５１にはジンバル機構１が組み込まれており、ジンバル機構１は支持棒２の先端で支持され、支持棒２は垂直に下方支持装置４で基礎６１に固定されている。また、支持棒２の途中には力計測センサ３が取付けられている。この構成は図１に示すものと同じである。この第２の実施の形態では支持棒２に加わる上下方向、横方向及び前後方向の力を計測し、その計測した信号を制御装置３２６へ入力する。ジンバル機構１は支持棒２先端で支持され、直交する３軸を中心として回転可能な機構であり、これを組み込んだ風試模型５０は重心５１を中心にロールＲ、ピッチＰ、ヨーＹの各３軸方向に自由な回転運動が可能となる。

風試模型５０は、更に前後において補助支持棒３２０，３２１の先端で下方から支持され、その動きが拘束されている。垂直に支持される補助支持棒３２０，３２１は基部３２２，３２３内のシリンダ３２４，３２５の作動アームとなっており、シリンダ３２４，３２５は基部３２２，３２３で基礎６１に固定されている。従って、補助支持棒３２０，３２１はシリンダ３２４，３２５が作動することにより上下動し、下降することによりその先端は風試模型５０から離脱可能としている。補助支持棒３２０，３２１先端には力計測センサ３２７，３２８が取付けられ、先端と風試模型５０との接触時の力を計測し、その計測信号を制御装置３２６へ入力している。なお、風試模型５０を支持する機構以外の装置は第１の参考例に示した図２の構成と同様である。

補助支持棒３２０先端部は図１６の断面図に示すように、球状となっており、その表面には力計測センサ３２７が埋め込まれている。補助支持棒先端部が挿入される風試模型５０の前胴部には補助支持棒３２０の外径よりやや大きめの曲面形状の溝３２９が設けられ、その入口周辺には補助支持棒３２０先端が挿入されやすいようにテーパ状のガイド部３３０が形成されている。補助支持棒３２０先端が溝３２９内に充分に挿入され、先端が溝３２９の曲面に当接すると、その時の力は力計測センサ３２７で計測され、その信号は制御装置３２６へ入力される（図１３参照）。なお、風試模型側に溝３２９を設けたくない場合には、支持棒先端は平面とし、模型表面との摩擦力により模型を保持する。具体的には、前方支持棒３２０の場合、正面からみるとＹ字型にしてＹ字の内面と模型側面の摩擦で横方向を保持する。後方の補助支持棒３２１の場合、正面からみるとＴ字型とし、Ｔ字の右舷側及び左舷側の２ヵ所に突起を設け、突起上面と模型表面で模型を保持する。

なお、図１６では補助支持棒３２０で説明したが後胴部の補助支持棒３２１も同様の構成であり、その先端には力計測センサ３２８が埋め込まれている。これら両補助支持棒３２０，３２１が風試模型５０の溝３２９内に挿入され模型を支持すると、風試模型５０はその位置が完全に拘束される。また、上記に説明の補助支持棒３２０，３２１を下降させた時には補助支持棒が計測部７１の気流６０の流路の下に収納され、気流の流路の邪魔にならないように配置することが好ましい。

上記構成の第２の実施の形態において、風試模型５０は支持棒２及び下方支持装置４に支持され、そのジンバル機構１により３自由度を有する運動の模擬試験がなされ、その時の上下、前後、左右方向模型５０の動きは、力計測センサ３が計測する支持棒２の上下、前後、左右方向に加わる力の信号が制御装置３２６へ入力されており、この信号に基づいて風試模型５０の上下、前後、左右の動きを推定する。この時の試験において、模型を制御する初期においては次のような方法で開始する。

風試試験を開始する際には、まず制御装置３２６からの指令により基部３２２，３２３内のシリンダ３２４，３２５を作動させ、補助支持棒３２０，３２１を上昇させて補助支持棒３２０，３２１先端部を風試模型５０の前胴、後胴底面に設けられた溝３２９内へ挿入し、当接させる（図１６参照）。この状態では風試模型５０は、その動きが拘束される。

次に、風速、推力等の模型初期条件を設定後運転を開始し、初期条件が充分に成立すると、制御装置３２６はシリンダ３２４，３２５へ指令し、補助支持棒３２０，３２１を少し下げ、力計測センサ３２７，３２８からの信号により溝３２９から先端部が離脱し、摩擦力をなくし、先端が自由状態となったことを確認する。この確認は補助支持棒先端の力計測センサ３２７，３２８から制御装置３２６へ入力される信号により制御装置３２６で確認される。

その後、制御装置３２６は両補助支持棒３２０，３２１を同時に急速に下降させるように制御し、補助支持棒３２０，３２１を完全に下降させ、風試模型５０を支持棒２のみの支持とし、模型運動の模擬の制御を開始する。これにより風試模型５０はジンバル機構１により重心を中心として３自由度、即ち、ロールＲ，ピッチＰ，ヨーＹの方向の運動を行い風試模型の運動模擬が実施される。

上記の第２の実施の形態によれば、制御開始時には、風試模型５０は補助支持棒３２０，３２１の支持により初期条件が設定されるので、制御開始時の状態と初期条件とを一致させることができる。これにより制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生しても、風試模型５０は動きが拘束されているので、安全に模型の回収が可能となる。

図１４は本発明の第３の実施の形態に係る動的風洞試験方法による模型保持方法を実施する装置の構成図である。図１４の第３の実施の形態においては、風試模型５０は模型の重心５１に取付けたインターフェイス部１０１に支持棒１０２を貫通させて風試模型５０の上下運動を模擬する場合であり、図５に示す構成と同じである。第３の実施の形態では、更に補助支持棒３２０，３２１を適用したもので、符号３２０〜３２５，３２７，３２８の補助支持棒関連部分は図１３の第２の実施の形態と同じである。従って、これらの詳しい説明は省略する。

即ち、風試模型５０には、その重心５１の位置にインターフェイス部１０１が取付けられている。インターフェイス部１０１は支持棒１０２を上下に貫通させ、かつ支持棒１０２に沿って風試模型５０が上下に自由に移動できるようにする構造体である。支持棒１０２は下方支持装置４により垂直に支持され、基礎６１に固定されている。また、支持棒１０２には力計測センサ３が取付けられ、支持棒１０２に加わる横方向、前後方向の力を測定し、制御装置３３６へ入力している。補助支持棒３２０，３２１は第２の実施の形態で説明したように風試模型５０の前胴部、後胴部を支持しており、その支持部の構造は図１６のものと同じである。

上記構成の第３の実施の形態においては、風試模型５０は支持棒１０２が貫通して支持棒１０２に沿って上下動するように運動が模擬されるが、制御を開始する前において、まず制御装置３３６はシリンダ３２４，３２５へ指令を送り補助支持棒３２０，３２１を伸ばして上昇させ、先端部を風試模型５０の前胴、後胴底面に設けられた溝３２９内へ挿入し、当接させる（図１６参照）。この状態では風試模型５０は、その動きが拘束される。

次に、風速、推力等の模型初期条件を設定後運転を開始し、初期条件が充分に成立すると、制御装置３３６はシリンダ３２４，３２５へ指令し、補助支持棒３２０，３２１を少し下げ、力計測センサ３２７，３２８からの信号により溝３２９から先端部が離脱し、摩擦力をなくし、先端が自由状態となったことを確認する。この確認は補助支持棒３２０，３２１先端の力計測センサ３２７，３２８からの信号によりなされる。

その後、制御装置３３６は両補助支持棒３２０，３２１を同時に急速に下降させるように制御し、補助支持棒３２０，３２１を完全に下降させ、模型を支持棒１０２のみの支持とし、模型運動の模擬の制御を開始する。これにより風試模型５０は支持棒１０２に沿って上下動し風試模型の上下運動模擬がなされる。なお、補助支持棒３２０，３２１は第２の実施の形態と同様に、下降した時には計測部７１の気流６０の流路の下方になるように配置されることが好ましい。

上記の第３の実施の形態によれば、制御開始時には、風試模型５０は補助支持棒３２０，３２１の支持により初期条件が設定されるので、制御開始時の状態と初期条件とを一致させることができる。これにより制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生しても、風試模型５０は動きが拘束されているので、安全に模型の回収が可能となる。

図１５は本発明の第４の実施の形態に係る動的風洞試験方法における補助支持棒による模型保持方法を実施する装置の構成図である。図１５の第４の実施の形態においては、風試模型５０は模型の重心５１に取付けたインターフェイス部２０１に支持棒２０２先端を挿入し、風試模型５０を初期条件設定の間のみ支持し、初期条件設定後にシリンダ作動アーム２０５を下降させて支持棒２０２先端を模型から離脱させてフリーフライト状態とする場合であり、図９に示す構成と同じである。この第４の実施の形態では、更に補助支持棒３２０，３２１を適用したもので、符号３２０〜３２５，３２７，３２８の補助支持棒関連部分は図１３の第２の実施の形態と同じである。従って、これらの詳しい説明は省略する。

即ち、風試模型５０には、その重心部にインターフェイス部２０１が取付けられており、支持棒２０２先端がインターフェイス部２０１を支持している。支持棒２０２はシリンダ作動アーム２０５に接続され、シリンダ作動アーム２０５はシリンダ２０４の作動アームであり、シリンダ２０４は下方支持装置２０３で基礎６１へ固定されている。補助支持棒３２０，３２１は第２の実施の形態で説明したように風試模型５０の前胴部、後胴部を支持しており、その支持部の構造は図１６のものと同じである。なお、この場合も補助支持棒３２０，３２１は下降した状態では計測部の気流６０の流路の下となり、気流の邪魔にならないように配置することが好ましい。

上記構成の第４の実施の形態においては、風試模型５０は支持棒２０２により支持され、風試模型で試験を行う際には、まず制御装置３４６の指令により風試模型５０を支持棒２０２先端で支持した状態でシリンダ２０４を作動させてシリンダ作動アーム２０５を伸ばして風試模型５０を計測部７１へ配置する。次に、制御を開始する前において、まず、制御装置３４６はシリンダ３２４，３２５へ指令を送り補助支持棒３２０，３２１を伸ばして上昇させ、先端部を風試模型５０の前胴、後胴底面に設けられた溝３２９内へ挿入し、当接させる（図１６参照）。この状態では風試模型５０は、その動きが拘束される。

次に、風速、推力等の模型初期条件を設定後運転を開始し、初期条件が充分に成立すると、制御装置３４６はシリンダ３２４，３２５へ指令し、補助支持棒３２０，３２１を少し下げ、力計測センサ３２７，３２８からの信号により溝３２９から先端部が離脱し、摩擦力をなくし、先端が自由状態となったことを確認する。

その後、制御装置３４６は両補助支持棒３２０，３２１を同時に急速に下降させるように制御し、補助支持棒３２０，３２１を完全に下降させる。同時にシリンダ２０４も作動させてシリンダ作動アーム２０５及び支持棒２０２も下降させ、風試模型５０を計測部７１内で支持をなくし、フリーフライトの状態として模擬の制御がなされる。

上記の第４の実施の形態によれば、制御開始時には、風試模型５０は補助支持棒３２０，３２１の支持により初期条件が設定されるので、制御開始時の状態と初期条件とを一致させることができる。これにより制御開始時の外乱を小さくすることができる。また、制御開始時に不備や不具合が発生しても、風試模型５０は動きが拘束されているので、安全に模型の回収が可能となる。

図１７は本発明の第５の実施の形態であって、第１〜第４の実施の形態の動的風洞試験方法における位置保持システムの全体構成図である。図において、風洞前部７０と風洞後部７２との間の計測部７１には航空機の風試模型５０が気流６０を受けて自由飛行している。風試模型５０にはケーブル４１４の一端が接続され、ケーブルの他端はコネクタ４１５に接続され、コネクタ４１５からケーブル４１５ａで制御装置、即ちコンピュータ４１８へ接続されている。また、風洞には２台のカメラ４１６，４１７が装備され、その信号はコンピュータ４１８へケーブルで入力されて姿勢制御に利用される。コンピュータ４１８では、後述のように位置保持の演算がなされ、ケーブル４１４の信号線により、その制御信号が風試模型５０に伝えられ、模型５０の位置保持の制御がなされる。

図１８は本発明の第５の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムのコンピュータ４１８で実施される機能部のブロック図である。図において、４０１は位置保持機能部であり、位置指定信号（Ｐ）と光学計測系４０４、即ち図１７のカメラ４１６，４１７からの信号が入力され、指定された位置へ風試模型５０を保持するために、風試模型５０が横に変位した場合はロール角指令（バンク角指令）、上下に変位した場合にはピッチ姿勢角指令、またはフラップ作動指令、前後に変位した場合にはスピードブレーキ作動指令をそれぞれ出力する。

上記の位置保持機能部４０１では、風試条件がフロントサイド領域の場合には、上下の変位に対しては、ピッチ姿勢角指令を機体安定化機能部４０２へ与え、前後の変位に対しては、コマンド分配部４０３へスピードブレーキ作動指令を与える。風試条件が高迎角などのバックサイド領域の場合には、上下の変位に対してはコマンド分配部４０３へフラップ作動指令を与え、前後の変位に対しては機体安定化機能部４０２へピッチ姿勢角指令を与える。

４０２は機体安定化機能部であり、位置保持機能部４０１からの指令信号に基づいて風試模型５０の姿勢を所望の姿勢に運動させる信号を制御デバイス駆動信号（Ａ）として出力する。４０３はコマンド分配部であり、位置保持機能部４０１から出力されるスピードブレーキ作動指令信号、フラップ作動信号を実現し、模型の動きの変化が極力小さくなるように制御デバイス駆動信号（Ｂ）として分配する。

上記第５の実施の形態によれば、位置保持機能部４０１から出力される風試模型５０の位置保持の指令信号により機体安定化機能部４０２で風試模型５０の姿勢を安定させて所望の運動を実施させる指令信号を制御デバイス駆動信号（Ａ）として各デバイスに出力し、コマンド分配部４０３において、スピードブレーキ信号、フラップ作動信号を運動の変化が最小となるように駆動信号（Ｂ）として各デバイスへ分配するので、模型の前後、左右の変位に対しても位置保持が可能となり、高迎角の姿勢にも対応でき、風洞試験の自動化を可能とし、少ない人員で実験が実施できる。

図１９は本発明の第６の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムのコンピュータ４１８で実施される機能部のブロック図である。図において、この第６の実施の形態では、図１８に示す第５の実施の形態における構成に推力信号発生部４０５を付加した構成であり、その他の構成は図１８と同じであるので共通部分の詳しい説明は省略し、第６の実施の形態の特徴部分を中心に説明する。

位置保持機能部４０１は位置指定信号（Ｐ）に基づいて現在の姿勢から指定された位置に風試模型５０を移動させるために推力作動指令を出力する。この推力作動指令信号により推力信号発生部４０５において推力発生器を作動させる推力発生信号（Ｃ）を出力する。この推力発生信号（Ｃ）は図示していない高圧空気を吹き出す推力発生器の弁を開閉し、また、弁の開度を調整して推力を発生させ、風試模型５０を所望の位置に保つように制御する。

上記の第６の実施の形態においては、図１８に示す第５の実施の形態の構成に、推力信号発生部４０５を加え、推力発生器を作動させるようにしたので、第５の実施の形態と同様に前後、左右の変位に対しても位置保持が可能となり、より一層確実に制御ができるものである。

図２０は本発明の第７の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムのコンピュータ４１８で実施する機能部のブロック図である。図において、この第７の実施の形態においては、図１８に示す第５の実施の形態の構成に姿勢保持機能部４０６を付加した構成であり、その他構成は図１８と同じであるので共通部分の詳しい説明は省略し、本発明の特徴部分を中心に説明する。

姿勢保持機能部４０６は、位置保持機能部４０１から出力される姿勢角指令信号を受け、所望の姿勢に模型を保持するように演算を行いピッチ姿勢角保持、ロール姿勢角保持の指令を出力し、機体安定化機能部４０２へ指令を与える。姿勢保持機能部４０６は、更に操作員によるトリム信号（操舵のための外部からの姿勢信号）（Ｄ）により風試模型５０の姿勢変更を可能とし、操作員からのトリム信号か、姿勢指令信号のいずれかに模型の姿勢を維持させる信号を出力する。

また、姿勢保持機能部４０６は、上記のモードの切り換え前の直前の状態を保持するように同保持した信号を継続して出力する指令を出す機能も有し、また、出力を停止させる機能も有する。

上記に説明の第７の実施の形態においては、図１７に示す第５の実施の形態の構成に、姿勢保持機能部４０６を加え、姿勢角信号から、それぞれ所望の姿勢角保持指令信号を作り出し、また、これら姿勢角保持の指令信号を変更したり、保持を継続したり、停止したりする機能を有するので、第５の実施の形態と同様に前後、左右の変位に対しても位置保持が可能となり、より一層確実に制御ができるものである。

図２１は本発明の第８の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムのコンピュータ４１８で実施する機能部のブロック図である。この第８の実施の形態においては、図１９に示す第６の実施の形態の構成に姿勢保持機能部４０６を付加した構成であり、その他構成は図１９と同じであるので共通部分の詳しい説明は省略し、第８の実施の形態の特徴部分を中心に説明する。

姿勢保持機能部４０６は、位置保持機能部４０１から出力される姿勢角指令信号を受け、所望の姿勢に模型を保持するように演算を行いピッチ姿勢保持、ロール角保持の指令を出力し、機体安定化機能部４０２へ指令を与える。姿勢保持機能部４０６は、更に操作員によるトリム信号（Ｄ）により模型の姿勢変更を可能とし、操作員からのトリム信号か、姿勢指令信号のいずれかに模型の姿勢を維持させる信号を出力する。

この第８の実施の形態においては、位置保持機能部４０１、機体安定化機能部４０２、コマンド分配部４０３、推力信号発生部４０５、姿勢保持機能部４０６の５段階の機能を備えた構成とし、２台のカメラで光学的に計測した模型の信号と位置指定信号（Ｐ）とを位置保持機能部４０１に入力する。

機体位置保持機能部４０１は、光学的に計測された位置情報から、風試模型５０が横に変位した場合は姿勢保持機能部４０６に対しロール角指令を与える。上下、前後の場合は、風試条件がフロントサイド領域の場合は、上下に変位した場合は姿勢保持機能部４０６に対しピッチ姿勢角指令を与え、前後に変位した場合はコマンド分配部４０３に対しスピードブレーキ作動指令、または推力信号発生部４０５に対し推力作動指令の発生信号（Ｃ）を与える。風試条件が高迎角などのバックサイド領域の場合は、上下に変位した場合はコマンド分配部４０３に対しフラップ作動指令または推力信号発生部４０５に対し推力発生信号（Ｃ）を与え、前後に変位した場合は姿勢保持機能部４０６に対しピッチ姿勢角指令を与える。

機体安定化機能部４０２は風試模型の機体の安定化を図り、所望の運動を行わせる。姿勢保持機能部４０６は所望の姿勢に模型を保持するように機体安定化機能に指令を与える。

次に、上記第５〜第８の実施の形態に係る各機能部について詳細に説明する。まず、光学計測系４０４は２台のカメラ４１６，４１７で風試模型５０の特定位置、例えば風試模型５０に貼り付けたマーカーの位置を測定し風試模型５０の位置を測定する。

位置保持機能部４０１は、光学計測系４０４から得られた風試模型５０の位置情報をもとに、図２２に示すブロック図によってピッチ姿勢角信号、ロール角信号、スピードブレーキ信号、フラップ作動信号、推力発生指令を算出する。この際、操作者によるトリム信号により風試模型５０の位置の変更が可能であり、「開始」、「ＨＯＬＤ」、「停止」の３つのモードを持つ。「開始」は、位置保持を開始し位置指定信号とトリム信号に風試模型５０の位置を保持する。「ＨＯＬＤ」は、本モードに移行する直前指令を出力しつづけ、本位置保持機能の閉ループ回路の影響を下位の機能から切り離す。「停止」は出力をクリアする。

姿勢保持機能部４０６は、位置保持機能部４０１から出力された姿勢角指令信号をうけ、図２３に示すブロック図によって機体安定化機能部４０２に対する運動指令を算出する。この際、操作者によるトリム信号により模型の姿勢の変更が可能であり、「開始」、「ＨＯＬＤ」、「停止」の３つのモードを持つ。「開始」は、姿勢保持を開始し姿勢指令信号とトリム信号に模型の姿勢を保持する。「ＨＯＬＤ」は、本モードに移行する直前の指令を出力しつづけ、本姿勢保持機能の閉ループ回路の影響を下位の機能から切り離す。「停止」は、出力をクリアする。

機体安定化機能部４０２は、風試模型５０の安定化を行ない所望の運動を実施させる機能であり、一般の飛行制御則と同等のものである。コマンド分配部４０３は、位置保持機能から入力されるスピードブレーキ信号、フラップ作動信号を下記（２）式のように実現し、かつ、模型の運動の変化が極力小さくなるように下記（１）式における評価値Ｊを最小にするように分配する。この際の配分は、下記（３）式で与えられる。この際、スピードブレーキ専用舵面、フラップ専用舵面を装備する必要はない。

推力信号発生部４０５は、高圧空気を排出する弁を開閉して推力を発生する推力発生信号（Ｃ）を発生させるものである。この推力発生信号に併せて弁開度を開き所望の推力を発生させる。

以上、本発明の実施の形態について説明してきたが、本発明はこれに限定されることなく請求項の記載の範囲内において各種の変形、変更が可能なことは当業者には自明であろう。

本発明の第１の参考例に係る動的風洞試験装置であって、模擬機構の構成図である。本発明の第１の参考例に係る模擬機構を用いた風洞試験の全体のシステム構成図である。本発明の第１の参考例に係る模擬機構に適用されるジンバル機構を示し、（ａ）は側面図、（ｂ）は正面図である。本発明の第２の参考例に係る動的風洞試験装置の構成図である。本発明の第３の参考例に係る動的風洞試験装置の構成図である。本発明の第３の参考例に係る動的風洞試験装置のインターフェイス部を示し、（ａ）は縦断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。本発明の第４の参考例に係る動的風洞試験装置における動的風試模型上下運動模擬機構のインターフェイス部を示し、（ａ）は縦断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＢ−Ｂ断面図である。本発明の第５の参考例に係る動的風洞試験装置であって、動的風試模型上下運動模擬機構の構成図である。本発明の第１の実施の形態に係る動的風洞試験方法を実施するフリーフライト初期の状態を示す構成図である。本発明の第１の実施の形態に係る動的風洞試験方法を実施するフリーフライト時の状態を示す構成図である。図９，図１０の装置に適用されるインターフェイス部を示し、（ａ）は中心部の断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＣ−Ｃ断面図である。本発明の第１の実施の形態に係る動的風洞試験方法におけるフリーフライトへの移行方法を示す説明図で、（ａ）はインターフェイス部を支持している状態、（ｂ）は支持棒の離脱初期の状態、（ｃ）は離脱後の状態を、それぞれ示す。本発明の第２の実施の形態に係る動的風洞試験方法による模型保持方法を実施する装置の構成図である。本発明の第３の実施の形態に係る動的風洞試験方法による模型保持方法を実施する装置の構成図である。本発明の第４の実施の形態に係る動的風洞試験方法による模型保持方法を実施する装置の構成図である。本発明の第２〜第４の実施の形態において用いる支持棒先端の支持部構造の断面図である。本発明の第５〜第８の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムの全体構成図である。本発明の第５の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムの機能部のブロック図である。本発明の第６の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムの機能部のブロック図である。本発明の第７の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムの機能部のブロック図である。本発明の第８の実施の形態に係る動的風洞試験方法における位置保持システムの機能部のブロック図である。本発明の第５〜第８の実施の形態に係る位置保持機能部の詳細な内部のブロック図である。本発明の第７及び第８の実施の形態に係る姿勢保持機能部の詳細な内部のブロック図である。従来の風洞試験設備の一例を示す斜視図である。従来の風洞試験設備の他の例を示す斜視図である。航空機の動的風試模型の６自由度運動模擬の一般的な説明図である。

符号の説明

１ジンバル機構
２，８２，１０２，１３２，２０２支持棒
３，３２７，３２８力計測センサ
４，２０３下方支持装置
１１ピッチ軸
１２ロール軸
１３ヨー軸
１４ブラケット
１５軸支持部
１６軸受
２０飛行制御装置
２１，２０６，３２６，３３６，３４６制御装置
２２位置計測装置
２３バルブ制御装置
３０，３３空気供給管
３１制御バルブ
３２遮断弁
３４高圧空気源
４０架台
４１配線・配管用支持台
４２コネクタ
４３アンビリカルケーブル
４４，４５，４６拘束索
４７カメラ
５０，５２２，５４１風試模型
５１重心
６０，２２０気流
６１基礎
７０，５２０風洞前部
７１計測部
７２，５２１風洞後部
８４支持棒支持部
１０１，２０１インターフェイス部
１０５計測装置
１１０ａ，１１０ｂ，１２０ａ，１２０ｂレール
１１１ａ，１１１ｂ，１２１ａ，１２１ｂガイド溝
１１３，１２３貫通穴
１３３支持棒支持部
２０１ａ係止穴
２０２ａ先端部
２０２ｂフランジ
２０４，３２４，３２５シリンダ
２０５シリンダ作動アーム
３２０，３２１補助支持棒
３２２，３２３基部
３２９溝
３３０ガイド部
４０１位置保持機能部
４０２機体安定化機能部
４０３コマンド分配部
４０４光学計測系
４０５推力信号発生部
４０６姿勢保持機能部
４１４，４１５ａケーブル
４１５コネクタ
４１６，４１７カメラ
４１８コンピュータ
５２３ケーブル
５２４安全ケーブル
５２５コンピュータ
５３０安全ケーブルのオペレータ
５３１風洞オペレータ
５３２ピッチ操作オペレータ
５３３推力操作オペレータ
５３４ロール操作オペレータ
５４０風洞
５４２前方ケーブル
５４３，５４６プーリ
５４４風洞内の固定部
５４５後方ケーブル
５４７ケーブル
５４８ａ，５４８ｂＴＶカメラ
５４９電線
５５０位置計測装置
５５１計算機

Claims

風洞計測部内で立設した支持棒の先端により風試模型の重心部を支持して該風試模型を配置し、前記支持棒先端で前記風試模型を支持した状態で風速等の初期条件を設定して風洞の運転を開始し、前記初期条件で運転が維持された後に前記支持棒を下降させ前記風試模型からその前記支持棒先端を離脱させ、前記風試模型を前記風洞計測部内でフリーフライトへ移行させることを特徴とする動的風洞試験方法。
前記支持棒は前記風洞計測部の気流流路の下方に配置したシリンダで上下動させることを特徴とする請求項１記載の動的風洞試験方法。
風洞計測部内で立設した支持棒により風試模型の重心部を互いに直交する３軸廻りに回転自在に支持して風洞試験を行う動的風洞試験方法であって、前記風試模型の制御開始初期条件設定時には前記風試模型の前、後を、立設した２本の補助支持棒で支持して初期条件を設立し、当該初期条件で運転を開始し、その後前記補助支持棒を下降させて前記補助支持棒先端を前記風試模型から離脱させて試験の制御を開始することを特徴とする動的風洞試験方法。
風洞計測部内で立設した支持棒を風試模型の重心部へ貫通させ、該支持棒に沿って前記風試模型を上下動させて風洞試験を行う動的風洞試験方法において、前記風試模型の制御開始初期条件設定時には前記風試模型の前、後を立設した２本の補助支持棒で支持して初期条件を設立し、該初期条件で運転を開始し、その後前記補助支持棒を下降させて前記補助支持棒先端を前記風試模型から離脱させて試験の制御を開始することを特徴とする動的風洞試験方法。
風洞計測部内で立設した支持棒で風試模型を支持し初期条件を設定し、その後前記支持棒を下降させて前記風試模型の支持を離脱させて前記風試模型をフリーフライト状態として風洞試験を行う動的風洞試験方法において、前記風試模型の制御開始初期条件設定時には前記風試模型の前、後を立設した２本の補助支持棒で支持して初期条件を設定し、該初期条件で運転を開始し、その後前記補助支持棒を下降させて前記補助支持棒先端を前記風試模型から離脱させると共に、前記支持棒も離脱させて試験の制御を開始することを特徴とする動的風洞試験方法。
前記補助支持棒は前記風洞計測部の気流流路の下方に配置したシリンダで上下動させることを特徴とする請求項３，４又は５記載の動的風洞試験方法。
前記風試模型が前記風洞内の計測部の一定位置に留まるように、制御信号により姿勢を制御する制御装置と、前記風洞に設けられていて前記模型の位置を測定する少なくとも２台のカメラとを用い、前記制御装置は、前記カメラからの信号と位置指定信号とを入力する位置保持機能部により、前記模型を指定位置に変位させるためのピッチ姿勢角、ロール姿勢角、スピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令の各信号を出力し、前記位置保持機能部からの前記ピッチ姿勢角及びロール姿勢角の信号を受ける機体安定化機能部により、前記模型を回転させる信号を出力し、前記位置保持機能部からのスピードブレーキ作動指令、フラップ作動指令の各信号を受けるコマンド分配部により、前記模型の変化を小さくするように各舵面の駆動信号を配分して出力することを特徴とする請求項１，２，３，４，５又は６記載の動的風洞試験方法。
前記位置保持機能部は、推力作動指令信号を出力する機能を有し、該推力作動指令信号を受ける推力信号発生部は、高圧空気を噴出させる弁の開閉、弁の開度を調整する推力発生信号を出力することを特徴とする請求項７記載の動的風洞試験方法。
前記位置保持機能部からのピッチ、ロール姿勢角の信号は姿勢保持機能部に入力され、該姿勢保持機能部は前記姿勢角を保持し、又は前記姿勢角指令の直前の指令を維持し、又は出力を停止させる信号を前記機体安定化機能部へ出力することを特徴とする請求項７又は８記載の動的風洞試験方法。
前記位置保持機能部は、出力する信号をトリム信号により変更し、又は出力する信号を保持し、又は出力を停止させる機能を有することを特徴とする請求項７，８又は９記載の動的風洞試験方法。