JP4268250B2 - 風洞シミュレーション装置及び該風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、風洞シミュレーション装置及び風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に航空機或いは宇宙機等の機体設計において、風洞試験によって模型機体の空力特性を取得し、その模型機体の空力特性データをコンピュータ上で使用できるようにデータの並び替えや補完等のデータ加工を行い、コンピュータで制御則設計、即ち、制御則シミュレーションを行っている。
【０００３】
また、機体の形状が変更される度に、上記風洞試験での各種のデータ取得、この風洞試験で得られたデータ加工、加工したデータに基づくコンピュータでの制御則シミュレーションという設計のサイクルが繰り返される。
【０００４】
この設計手順について、図５に示す設計手順フローチャートに従って具体的に説明する。
【０００５】
第１工程Ｓ１０１において基本となる機体形状が設定されると、この設定された基本の機体形状に基づいて第２工程Ｓ１０２によって風洞試験用の模型機体の設計及びこの設計に基づいて模型機体が製作される。
【０００６】
そして第２工程Ｓ１０２で製作された模型機体は、例えば特開平４−１１６４４０号公報に開示されるような風洞内に配設された模型支持用スティングに取り付けられて、第３工程Ｓ１０３において風洞試験による模型機体の位置、姿勢、舵面角度等を可変しつつ上記模型機体に作用する模型機体の前後方向（Ｘ軸方向）、幅方向（Ｙ軸方向）、上下方向（Ｚ軸方向）の荷重や、模型機体のＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりのモーメント等の各種の空力特性データを取得する。
【０００７】
この第３工程において取得された各種の空力特性データは、次の第４工程Ｓ１０４において、後述する第５工程Ｓ１０５におけるコンピュータによる制御則のシミュレーションを円滑に実行するために各空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工が施される。
【０００８】
次の第５工程Ｓ１０５において、コンピュータによって上記第４工程１０４でデータ加工された空力特性データの中から運動計算に必要な空力特性データだけが抜き出されて、コンピュータ上の制御則のシミュレーション、換言すると運動計算が行われれる。
【０００９】
続く第６工程Ｓ１０６で、上記第５工程Ｓ１０５による制御則のシミュレーションの結果に基づいて上記第１工程Ｓ１０１によって設定された機体形状において、設定した飛行が可能か否かが判断される。
【００１０】
第６工程Ｓ１０６において設定された機体形状において、設定した飛行が不可能と判断された場合には、第７工程Ｓ１０７によって機体の形状変更がなされ、この形状変更された機体形状に基づいて再び第２工程Ｓ１０２によって風洞試験用の模型機体の設計及び模型機体が製作されて、第３工程Ｓ１０３から第５工程Ｓ１０５の各工程を経て再び第６工程Ｓ１０６でこの機体形状において、設定した飛行が可能か否かが判断される。
【００１１】
第６工程Ｓ１０６において機体形状が飛行不可能と判断された場合には、再び第７工程Ｓ１０７によって機体の形状変更がなされて、上記第２工程Ｓ１０２から第６工程Ｓ１０６の各工程が繰り返される。
【００１２】
この第７工程Ｓ１０７の機体の形状変更から第６工程Ｓ１０６の飛行可否判断までの各工程は、第６工程Ｓ１０６によって設定した機体形状において、飛行可能と判断されるまで繰り返されて設計終了する。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、上記従来の風洞を用いた設計手順によると、機体の形状を変更する度に、第３工程Ｓ１０３による風洞試験での空力特性データの取得、第４工程Ｓ１０４による各空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工、第５工程Ｓ１０５の制御則のシミュレーションの設計手順を繰り返す必要がある。
【００１４】
また、第４工程Ｓ１０４による第３工程Ｓ１０３で得られた風洞試験の各空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工は、厄介で膨大な作業工数が必要であり、第４工程Ｓ１０５による制御則のシミュレーション、即ち運動方程式の計算においては、必要な空力特性データのみを選択して使用することから第３工程Ｓ１０３で得られた全ての空力特性データが有効活用されるものではない。
【００１５】
一方、第３工程Ｓ１０３による空力データの取得は、第５工程Ｓ１０５におけるコンピュータによる制御則のシミュレーションを円滑に実行するために予め使用が予想される全ての空力特性データを取得準備しておく必要があり、多くの空力特性データを取得するために多くの工数を要し、これに起因して第４工程Ｓ１０４のデータ加工の作業工数の増大を招く要因となる。
【００１６】
従って、かかる点に鑑みなされた本発明の目的は、風洞試験による機体設計の効率化が得られる風洞シミュレーション装置及び風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法を提供することにある。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する請求項１に記載の風洞シミュレーション装置の発明は、風洞内の空気流中に支持された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置において、風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、上記模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する荷重センサと、該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を計算し、該計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置とを備えたことを特徴とする。
【００１８】
請求項１の風洞シミュレーション装置によると、設定された機体形状に基づいて製作された模型機体を模型機体支持装置によって所定位置に配置し、模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更し、上記荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を繰り返してシミュレーションすることから、従来、風洞実験と制御則設計を別々に行うことによって生じていた厄介な空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、更に空力特性データの有効活用が得られて風洞試験による設計の効率化が確保される。
【００１９】
請求項２に記載の発明は、請求項１の風洞シミュレーション装置において、上記模型機体の姿勢角を計測する姿勢角センサを備えたことを特徴とする。
【００２０】
請求項２の発明によると、模型機体の姿勢角を計測する姿勢角センサを備えることにより、模型機体の姿勢角を、空気流による支持装置のたわみ等による変形によらず、直接制御することが可能になり、より正確な機体のシミュレーションを得ることが可能になる。
【００２１】
請求項３に記載の風洞シミュレーション装置は、風洞内の空気流中に指示された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置において、風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、上記模型機体に作用する空気流に起因する模型機体のＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸方向の各荷重及びＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりの各モーメントを計測する天秤と、上記模型機体のピッチ角、ロール角、ヨー角の各姿勢角を計測する姿勢角センサと、上記天秤によって計測された上記荷重及び各モーメントと、上記姿勢角センサによって計測された上記各姿勢角に基づいて所定時間後の模型機体の位置及び姿勢角を計算し、該計算された位置及び姿勢角に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置とを備えたことを特徴とする。
【００２２】
請求項３の発明は、請求項１に記載の風洞シミュレーション装置をより具体化したものであって、上記請求項１の効果に加え、荷重センサとなる天秤によって空気流に起因する模型機体のＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸方向の各荷重及びＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりの各モーメントを計測するいわゆる６分力計測及び、姿勢角センサによって模型機体のピッチ角、ロール角、ヨー角の各姿勢角を計測して空力特性データを得て、該空力特性データに基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更することからより確実な機体の飛行シミュレーションが得られる。
【００２３】
請求項４に記載の発明は、請求項３の風洞シミュレーション装置において、上記模型機体支持装置は、三次元に揺動する手首部を有する模型支持ロボットと、該模型支持ロボットの手首部に支持された模型支持用スティングとを備え、該模型支持用スティングは、上記手首部に基端が支持された支持部材と、該支持部材の先端に基端が支持されて空気流の上流方向に延在して先端に模型機体を支持する模型支持保持材と、上記制御装置のからの指示によって模型支持保持材を回動せしめるロール角変角用モータとを備えたことを特徴とする。
【００２４】
請求項４の発明によると、模型機体支持装置を三次元に揺動する模型支持ロボットと、該手首部に設けられた模型支持用スティングにより構成し、かつ模型支持用スティングをロール角変角用モータで回動せしめるように構成することによって、模型自体支持用スティングに支持された模型機体の位置及び姿勢を容易に調整及び変更することがもたらされる。
【００２５】
請求項５に記載の発明は、請求項３または４の風洞シミュレーション装置において、上記模型機体は、揺動可能な舵面を有し、上記姿勢角センサによって計測された上記各姿勢角に基づいて上記所定時間後の模型機体の姿勢角を計算し、該計算された姿勢角に基づく上記制御装置の指示によって上記模型機体に設けられた舵面を揺動駆動する舵面可動モータとを備えたことを特徴とする。
【００２６】
請求項５の発明によると、模型機体が揺動可能な舵面を有し、該舵面を制御装置の指示による舵面可動モータで揺動せしめることから安定した飛行を可能にする機体のシミュレーションを得ることができる。
【００２７】
請求項６に記載の風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法は、風洞内の空気流中に支持された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法において、上記風洞シミュレーション装置が、風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、上記模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する荷重センサと、該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を計算し、該計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置とを備え、基本となる機体形状に基づいて風洞試験用の模型機体を製作する工程と、上記模型機体を上記風洞シミュレーション装置の模型機体支持装置に取り付けて空気流に起因する荷重を上記荷重センサによって計測する工程と、該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算する工程と、上記制御装置の指示による上記模型機体支持装置の作動によって、上記計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更する工程と、上記風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断する工程と、上記風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後の上記基本の機体形状において、設定した飛行の可否を判断する工程とを備えたことを特徴とする。
【００２８】
この請求項６の発明は、上記請求項１に記載の風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法であって、模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に移動するために制御装置からの指示によって模型機体の姿勢を変更し、荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を、風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断するまで繰り返してシミュレーションすると共に、風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後、シミュレーションの結果に基づいて上記基本の機体形状において、設定した飛行の可否を判断することから、従来、風洞試験と制御則設計を別々に行うことによって生じていた空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、かつ必要な空力特性データのみが過不足なく計測されることから、空力特性データの有効活用が図れて機体設計の効率化が得られる。
【００２９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明による風洞シミュレーション装置及び風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法の実施形態を図によって説明する。
【００３０】
図１は、本実施の形態における風洞シミュレーション装置１の概要を示す概略説明図であり、この風洞シミュレーション装置１は、風洞１０、模型機体支持装置となる模型支持ロボット２０、模型支持用スティング３０、模型支持ロボット２０の作動を制御するロボット制御盤４０、計測制御コンピュータ５０によって構成され、模型支持用スティング３０の先端に取り付けられる風洞試験用の模型機体６０を備えている。
【００３１】
風洞１０は、風洞吹出口１１と該風洞吹出口１１の下流側に配設された風洞吸込口１２を備え、風洞吹出口１１から送出される空気流が風洞吸込口１２へ流出され、風洞吹出口１１と風洞吸込口１２との間の空気流の流速等が制御可能であって、風洞吹出口１１を風洞吸込口１２との間に模型支持ロボット２０が配設されている。
【００３２】
模型支持ロボット２０は、例えば基台２１上に支持され垂直軸及び水平軸を中心に自在に回動する回動部２２と、該回動部２２の上部に水平軸を中心に上下方向に揺動自在に支持された揺動アーム２３と、該揺動アーム２３の先端に揺動自在に支持された手首部２４とを有する三次元ロボットであって、該ロボット２０の手首部２４に模型支持用スティング３０が設けられている。
【００３３】
模型支持用スティング３０は、上記手首部２４に基端が支持された略Ｌ字状の支持部材３１と、該支持部材３１の先端にロール角変角用モータ３２を介して風洞吹出口１１方向に延在する、換言すると空気流の上流方向に延在する模型支持保持部材３３の基端が支持されている。そしてロール角変角用モータ３２によって模型支持保持材３３の先端に支持される模型機体６０のロール角、即ちＸ軸まわりの回動角を制御するように構成されている。
【００３４】
風洞試験用の模型機体６０には、該模型機体６０に作用するＸ軸方向、Ｙ軸方向、Ｚ軸方向の荷重や、Ｘ軸、Ｙ軸及びＺ軸まわりの各モーメント等の空力特性データを計測する荷重センサである天秤６５、模型６０の姿勢角、即ちＹ軸まわりの回動角であるピッチ角θ、上記Ｘ軸まわりの回動角であるロール角φ、Ｚ軸まわりの回動角であるヨー角ψの各姿勢角を計測する姿勢角センサ６６及び模型機体舵面等を揺動駆動する舵面可動モータ６７等が配設されている。
【００３５】
ロボット制御盤４０は、上記模型支持ロボット２０を作動せしめるための制御盤であって、計測制御コンピュータ５０は、天秤６５によって計測された各空力特性データ及び姿勢角センサ６６によって計測された姿勢角データ並びに予め入力設定されている飛行制御則等に基づいて運動方程式を計算し、微小時間後の模型機体６０の位置、姿勢、模型機体舵面等の舵面の角度を計算し、かつその結果の内、模型機体６０の位置、姿勢については模型支持ロボット２０へ、模型機体６０の姿勢の内特にロール角φのみについてはロール角変角用モータ３２へ、また模型機体６０の舵面の角度については舵面可動モータ６７へ各々送信される。これにより模型機体６０の位置、姿勢、舵面の角度が変更調整される。
【００３６】
また、風洞１０内には風洞試験中の気流条件、例えば風速ｖ、動圧ｑ、気温ｔ、気圧ｐを計測する動圧計、温度計等が設けられている。
【００３７】
なお、ロール角変角用モータ３２、天秤６５、姿勢角センサ６６、舵面可動モータ６７、模型支持ロボット２０、模型支持用スティング３０、ロボット制御盤４０間の信号の交信は有線（ケーブル）或いは無線（テレメトリー）方式によってなされる。
【００３８】
このように構成された風洞シミュレーション装置１による設計手順について、図２に示す設計手順フローチャートに従って説明する。
【００３９】
第１工程Ｓ１において基本となる機体形状が設定され、この設定された基本機体形状に基づいて第２工程Ｓ２によって風洞試験用の模型機体が設計されて模型機体６０が製作される。
【００４０】
模型機体６０は、第３工程Ｓ３において図１に示すように風洞１０内に配設された模型支持ロボット２０に設けられた模型支持スティング３０の模型支持保持材３３の先端に取り付け支持される。そして、ロボット制御盤４０からの指示により模型支持ロボット２０の６つの軸を組み合わせて模型機体６０を所定位置にセットし、計測制御コンピュータ５０からの指示によってロール角変角用モータ３２を作動せしめて模型機体６０の位置を微調整する。
【００４１】
このように所定位置に模型機体６０が配置されると、模型機体６０に作用する各種の空力特性データを天秤６５及び模型機体６０の各姿勢角データを姿勢角センサ６６によって、また動圧計、温度計等によって風洞試験中の気流条件を取得する。
【００４２】
第３工程Ｓ３によって得られた空力特性データ、姿勢角データ等は、予め設定された制御則のシミュレーションに必要なデータ、例えばエンジン性能、動的空気力特性と共に、第４工程Ｓ４において、計測制御コンピュータ５０によってコンピュータ上での制御則のシミュレーション、即ち運動計算を行い、第５工程Ｓ５において微小時間後の模型機体６０の位置、姿勢、舵面角度を計算する。
【００４３】
そして、第６工程Ｓ６において、第５工程Ｓ５の計算結果に基づいく計測制御コンピュータ５０から指示に従って模型支持ロボット２０、ロール角変角用モータ３２、舵面可動モータ６７を作動させる。
【００４４】
しかる後、第７工程Ｓ７において、風洞シミュレーション１でのシミュレーションが終了か否かを判断し、所定のシミュレーションがまだ終了していないと判断されると、第３工程Ｓ３に戻り再び第３工程Ｓ３から第７工程Ｓ７の各工程が第７工程Ｓ７で所定のシミュレーションが終了したと判断されるまで繰り返される。
【００４５】
第７工程Ｓ７で所定のシミュレーションが終了したと判断されると、次の第８工程Ｓ８において、シミュレーションの結果に基づいて上記第１工程１によって設定された機体形状が飛行可能か否かが判断される。
【００４６】
第８工程Ｓ８において、設定された機体形状が飛行不可能と判断された場合には、第９工程Ｓ９によって機体の形状修正がなされ、この形状修正された機体形状に基づいて再び第２工程Ｓ２によって風洞試験用の模型機体の設計及びこの設計に従って模型機体６０が再び製作されて、第３工程Ｓ３から第９工程９の各工程を経て再び第８工程Ｓ８で該機体形状が飛行可能か否か判断される。
【００４７】
第８工程Ｓ８において機体形状が飛行不可能と判断された場合には、再び第９工程Ｓ９によって機体の形状修正がなされて、上記第２工程Ｓ２から第８工程Ｓ８の各工程が繰り返される。
【００４８】
この第９工程Ｓ９の機体の形状変更から第８工程Ｓ８の各工程は、第８工程Ｓ８によって設定された機体形状において想定した飛行が可能と判断されるまで繰り返されて設計終了する。
【００４９】
次に、風洞シミュレーション装置１による上記第３工程Ｓ３から第６工程Ｓ６を図３に示すフローチャート及び第４に示す計測データフロー説明図によって更に詳細に説明する。
【００５０】
先ず、第３工程Ｓ３における空力特性データ等の取得は、模型機体６０に作用する空気流に起因する６分力、即ち、模型機体６０に作用するＸ軸方向、Ｙ軸方向、Ｚ軸方向の各荷重ＦX 、ＦY 、ＦZ 及びＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりの各モーメントＭX 、ＭY 、ＭZ 等の空力特性データを天秤６５によって計測する。
【００５１】
また、姿勢角センサ６６によって模型機体６０の姿勢角、即ちピッチ角θ、ロール角φ、ヨー角ψの各姿勢角を計測すると共に、風洞試験中の気流条件、例えば風速ｖ、動圧ｑ、気温ｔ、気圧ｐ等の風洞試験中の気流条件が計測される。
【００５２】
第３工程Ｓ３によって得られた各空力特性データ、姿勢角データ及び気流条件に基づいて、風洞試験では計測できない予め設定された制御則のシミュレーションに必要なデータ、例えばエンジン性能、動的空気力特性と共に、第４工程Ｓ４及び第５工程Ｓ５において、計測制御コンピュータ５０によってコンピュータ上での制御則のシミュレーション、即ち運動方程式を計算して微小時間Δｔ後の模型機体６０のＸ軸方向の位置Δｘ、Ｙ軸方向の位置Δｙ、Ｚ軸方向の位置Δｚ及び模型機体６０の姿勢、即ちピッチ角Δθ、ロール角Δφ、ヨー角Δψを計算する。
【００５３】
また、設定された機体の所定運動を実現するための各舵面の微小時間Δｔ後の舵面角度を計算する。この舵面の角度を適切に制御することによって想定した飛行を可能にする。
【００５４】
続く第５工程Ｓ５において、微小時間Δｔ後の模型機体６０の上記位置Δｘ、Δｙ、Δｚ及び姿勢角Δθ、Δφ、Δψ及び舵面角度へ移動せしめるため第４工程Ｓ４での計算結果に従って計測制御コンピュータ５０からロボット制御盤４０へ上記模型機体６０の位置Δｘ、Δｙ、Δｚ及び姿勢Δθ、Δψを得るべく作動指示を与え、模型支持ロボット６０により風洞試験模型６０を位置Δｘ、Δｙ、Δｚに移動すると共にピッチ角Δθ、ヨー角Δψに変更する。
【００５５】
更に、第４工程Ｓ４の計算結果に従って計算制御コンピュータ５０からの指示によりロール角変角用モータ３２を作動させて模型支持保持材３３を介して模型機体６０のロール角φを微小時間Δｔ後のロール角Δφに可変する。また同様に計算制御コンピュータ５０からの指示により舵面可動モータ６７を作動させて模型機体６０の舵面角度を微小時間Δｔ後の舵面角度に可変する。
【００５６】
しかる後計算制御コンピュータ５０の指示通りに模型支持ロボット６０、ロール角変角用モータ３２、舵面可動モータ６７が作動したか否かを確認する。これらの確認は模型支持ロボット６０、ロール角変角用モータ３２、舵面可動モータ６７等に付設されたエンコーダ及び、姿勢角センサ６６からの出力を計測することによってなされる。
【００５７】
しかる後、第７工程Ｓ７において、風洞シミュレーション１でのシミュレーションが終了か否かを判断し、所定のシミュレーションがまだ終了していないと判断されると、第３工程Ｓ３に戻り再び第３工程Ｓ３から第７工程Ｓ７の各工程が第７工程Ｓ７で所定のシミュレーションが終了したと判断されるまで繰り返される。
【００５８】
以上説明した本実施の形態によると、模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更し、荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を、風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断するまで繰り返してシミュレーションすると共に、風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後、シミュレーション結果に基づいて基本の機体形状において、設定した飛行が可能か否かを判断することから、従来の厄介な空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、かつ必要な空力特性データのみが過不足なく計測されて空力特性データの有効活用が図れて機体設計の効率化が得られる。
【００５９】
【発明の効果】
以上説明した本発明によると、風洞シミュレーション装置によって模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更し、荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を、風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断するまで繰り返してシミュレーションすると共に、風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後、シミュレーションの結果に基づいて基本の機体形状において、設定した飛行が可能か否かを判断することから、従来の厄介な空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、かつ必要な空力特性データのみが過不足なく計測されて、空力特性データの有効活用が図れて機体設計の効率化が得られ、風洞試験及び制御則設計を同時進行的に行うことができ、機体の設計等に貢献すること大なるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による風洞シミュレーション装置の実施の形態の概要を示す概略説明図である。
【図２】本実施の形態における風洞シミュレーション装置による設計手順の概要を示す設計手順フローチャートである。
【図３】本実施の形態における風洞シミュレーション装置による設計手順の要部を示す設計手順フローチャートである。
【図４】本実施の形態の計測データフロー説明図である。
【図５】従来の風洞シミュレーション装置による設計手順の概要を示す設計手順フローチャートである。
【符号の説明】
１ 風洞シミュレーション装置
１０ 風洞
１１ 風洞吹出口
１２ 風洞吸込口
２０ 模型支持ロボット（模型機体支持装置）
３０ 模型支持スティング
３２ ロール角変角用モータ
４０ ロボット制御盤
５０ 計測制御コンピュータ（制御装置）
６０ 風洞試験用の模型機体
６５ 天秤（荷重センサ）
６６ 姿勢角センサ
６７ 舵面可動モータ
【発明の属する技術分野】
本発明は、風洞シミュレーション装置及び風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に航空機或いは宇宙機等の機体設計において、風洞試験によって模型機体の空力特性を取得し、その模型機体の空力特性データをコンピュータ上で使用できるようにデータの並び替えや補完等のデータ加工を行い、コンピュータで制御則設計、即ち、制御則シミュレーションを行っている。
【０００３】
また、機体の形状が変更される度に、上記風洞試験での各種のデータ取得、この風洞試験で得られたデータ加工、加工したデータに基づくコンピュータでの制御則シミュレーションという設計のサイクルが繰り返される。
【０００４】
この設計手順について、図５に示す設計手順フローチャートに従って具体的に説明する。
【０００５】
第１工程Ｓ１０１において基本となる機体形状が設定されると、この設定された基本の機体形状に基づいて第２工程Ｓ１０２によって風洞試験用の模型機体の設計及びこの設計に基づいて模型機体が製作される。
【０００６】
そして第２工程Ｓ１０２で製作された模型機体は、例えば特開平４−１１６４４０号公報に開示されるような風洞内に配設された模型支持用スティングに取り付けられて、第３工程Ｓ１０３において風洞試験による模型機体の位置、姿勢、舵面角度等を可変しつつ上記模型機体に作用する模型機体の前後方向（Ｘ軸方向）、幅方向（Ｙ軸方向）、上下方向（Ｚ軸方向）の荷重や、模型機体のＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりのモーメント等の各種の空力特性データを取得する。
【０００７】
この第３工程において取得された各種の空力特性データは、次の第４工程Ｓ１０４において、後述する第５工程Ｓ１０５におけるコンピュータによる制御則のシミュレーションを円滑に実行するために各空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工が施される。
【０００８】
次の第５工程Ｓ１０５において、コンピュータによって上記第４工程１０４でデータ加工された空力特性データの中から運動計算に必要な空力特性データだけが抜き出されて、コンピュータ上の制御則のシミュレーション、換言すると運動計算が行われれる。
【０００９】
続く第６工程Ｓ１０６で、上記第５工程Ｓ１０５による制御則のシミュレーションの結果に基づいて上記第１工程Ｓ１０１によって設定された機体形状において、設定した飛行が可能か否かが判断される。
【００１０】
第６工程Ｓ１０６において設定された機体形状において、設定した飛行が不可能と判断された場合には、第７工程Ｓ１０７によって機体の形状変更がなされ、この形状変更された機体形状に基づいて再び第２工程Ｓ１０２によって風洞試験用の模型機体の設計及び模型機体が製作されて、第３工程Ｓ１０３から第５工程Ｓ１０５の各工程を経て再び第６工程Ｓ１０６でこの機体形状において、設定した飛行が可能か否かが判断される。
【００１１】
第６工程Ｓ１０６において機体形状が飛行不可能と判断された場合には、再び第７工程Ｓ１０７によって機体の形状変更がなされて、上記第２工程Ｓ１０２から第６工程Ｓ１０６の各工程が繰り返される。
【００１２】
この第７工程Ｓ１０７の機体の形状変更から第６工程Ｓ１０６の飛行可否判断までの各工程は、第６工程Ｓ１０６によって設定した機体形状において、飛行可能と判断されるまで繰り返されて設計終了する。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、上記従来の風洞を用いた設計手順によると、機体の形状を変更する度に、第３工程Ｓ１０３による風洞試験での空力特性データの取得、第４工程Ｓ１０４による各空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工、第５工程Ｓ１０５の制御則のシミュレーションの設計手順を繰り返す必要がある。
【００１４】
また、第４工程Ｓ１０４による第３工程Ｓ１０３で得られた風洞試験の各空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工は、厄介で膨大な作業工数が必要であり、第４工程Ｓ１０５による制御則のシミュレーション、即ち運動方程式の計算においては、必要な空力特性データのみを選択して使用することから第３工程Ｓ１０３で得られた全ての空力特性データが有効活用されるものではない。
【００１５】
一方、第３工程Ｓ１０３による空力データの取得は、第５工程Ｓ１０５におけるコンピュータによる制御則のシミュレーションを円滑に実行するために予め使用が予想される全ての空力特性データを取得準備しておく必要があり、多くの空力特性データを取得するために多くの工数を要し、これに起因して第４工程Ｓ１０４のデータ加工の作業工数の増大を招く要因となる。
【００１６】
従って、かかる点に鑑みなされた本発明の目的は、風洞試験による機体設計の効率化が得られる風洞シミュレーション装置及び風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法を提供することにある。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する請求項１に記載の風洞シミュレーション装置の発明は、風洞内の空気流中に支持された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置において、風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、上記模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する荷重センサと、該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を計算し、該計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置とを備えたことを特徴とする。
【００１８】
請求項１の風洞シミュレーション装置によると、設定された機体形状に基づいて製作された模型機体を模型機体支持装置によって所定位置に配置し、模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更し、上記荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を繰り返してシミュレーションすることから、従来、風洞実験と制御則設計を別々に行うことによって生じていた厄介な空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、更に空力特性データの有効活用が得られて風洞試験による設計の効率化が確保される。
【００１９】
請求項２に記載の発明は、請求項１の風洞シミュレーション装置において、上記模型機体の姿勢角を計測する姿勢角センサを備えたことを特徴とする。
【００２０】
請求項２の発明によると、模型機体の姿勢角を計測する姿勢角センサを備えることにより、模型機体の姿勢角を、空気流による支持装置のたわみ等による変形によらず、直接制御することが可能になり、より正確な機体のシミュレーションを得ることが可能になる。
【００２１】
請求項３に記載の風洞シミュレーション装置は、風洞内の空気流中に指示された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置において、風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、上記模型機体に作用する空気流に起因する模型機体のＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸方向の各荷重及びＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりの各モーメントを計測する天秤と、上記模型機体のピッチ角、ロール角、ヨー角の各姿勢角を計測する姿勢角センサと、上記天秤によって計測された上記荷重及び各モーメントと、上記姿勢角センサによって計測された上記各姿勢角に基づいて所定時間後の模型機体の位置及び姿勢角を計算し、該計算された位置及び姿勢角に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置とを備えたことを特徴とする。
【００２２】
請求項３の発明は、請求項１に記載の風洞シミュレーション装置をより具体化したものであって、上記請求項１の効果に加え、荷重センサとなる天秤によって空気流に起因する模型機体のＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸方向の各荷重及びＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりの各モーメントを計測するいわゆる６分力計測及び、姿勢角センサによって模型機体のピッチ角、ロール角、ヨー角の各姿勢角を計測して空力特性データを得て、該空力特性データに基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更することからより確実な機体の飛行シミュレーションが得られる。
【００２３】
請求項４に記載の発明は、請求項３の風洞シミュレーション装置において、上記模型機体支持装置は、三次元に揺動する手首部を有する模型支持ロボットと、該模型支持ロボットの手首部に支持された模型支持用スティングとを備え、該模型支持用スティングは、上記手首部に基端が支持された支持部材と、該支持部材の先端に基端が支持されて空気流の上流方向に延在して先端に模型機体を支持する模型支持保持材と、上記制御装置のからの指示によって模型支持保持材を回動せしめるロール角変角用モータとを備えたことを特徴とする。
【００２４】
請求項４の発明によると、模型機体支持装置を三次元に揺動する模型支持ロボットと、該手首部に設けられた模型支持用スティングにより構成し、かつ模型支持用スティングをロール角変角用モータで回動せしめるように構成することによって、模型自体支持用スティングに支持された模型機体の位置及び姿勢を容易に調整及び変更することがもたらされる。
【００２５】
請求項５に記載の発明は、請求項３または４の風洞シミュレーション装置において、上記模型機体は、揺動可能な舵面を有し、上記姿勢角センサによって計測された上記各姿勢角に基づいて上記所定時間後の模型機体の姿勢角を計算し、該計算された姿勢角に基づく上記制御装置の指示によって上記模型機体に設けられた舵面を揺動駆動する舵面可動モータとを備えたことを特徴とする。
【００２６】
請求項５の発明によると、模型機体が揺動可能な舵面を有し、該舵面を制御装置の指示による舵面可動モータで揺動せしめることから安定した飛行を可能にする機体のシミュレーションを得ることができる。
【００２７】
請求項６に記載の風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法は、風洞内の空気流中に支持された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法において、上記風洞シミュレーション装置が、風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、上記模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する荷重センサと、該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を計算し、該計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置とを備え、基本となる機体形状に基づいて風洞試験用の模型機体を製作する工程と、上記模型機体を上記風洞シミュレーション装置の模型機体支持装置に取り付けて空気流に起因する荷重を上記荷重センサによって計測する工程と、該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算する工程と、上記制御装置の指示による上記模型機体支持装置の作動によって、上記計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更する工程と、上記風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断する工程と、上記風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後の上記基本の機体形状において、設定した飛行の可否を判断する工程とを備えたことを特徴とする。
【００２８】
この請求項６の発明は、上記請求項１に記載の風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法であって、模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に移動するために制御装置からの指示によって模型機体の姿勢を変更し、荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を、風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断するまで繰り返してシミュレーションすると共に、風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後、シミュレーションの結果に基づいて上記基本の機体形状において、設定した飛行の可否を判断することから、従来、風洞試験と制御則設計を別々に行うことによって生じていた空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、かつ必要な空力特性データのみが過不足なく計測されることから、空力特性データの有効活用が図れて機体設計の効率化が得られる。
【００２９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明による風洞シミュレーション装置及び風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法の実施形態を図によって説明する。
【００３０】
図１は、本実施の形態における風洞シミュレーション装置１の概要を示す概略説明図であり、この風洞シミュレーション装置１は、風洞１０、模型機体支持装置となる模型支持ロボット２０、模型支持用スティング３０、模型支持ロボット２０の作動を制御するロボット制御盤４０、計測制御コンピュータ５０によって構成され、模型支持用スティング３０の先端に取り付けられる風洞試験用の模型機体６０を備えている。
【００３１】
風洞１０は、風洞吹出口１１と該風洞吹出口１１の下流側に配設された風洞吸込口１２を備え、風洞吹出口１１から送出される空気流が風洞吸込口１２へ流出され、風洞吹出口１１と風洞吸込口１２との間の空気流の流速等が制御可能であって、風洞吹出口１１を風洞吸込口１２との間に模型支持ロボット２０が配設されている。
【００３２】
模型支持ロボット２０は、例えば基台２１上に支持され垂直軸及び水平軸を中心に自在に回動する回動部２２と、該回動部２２の上部に水平軸を中心に上下方向に揺動自在に支持された揺動アーム２３と、該揺動アーム２３の先端に揺動自在に支持された手首部２４とを有する三次元ロボットであって、該ロボット２０の手首部２４に模型支持用スティング３０が設けられている。
【００３３】
模型支持用スティング３０は、上記手首部２４に基端が支持された略Ｌ字状の支持部材３１と、該支持部材３１の先端にロール角変角用モータ３２を介して風洞吹出口１１方向に延在する、換言すると空気流の上流方向に延在する模型支持保持部材３３の基端が支持されている。そしてロール角変角用モータ３２によって模型支持保持材３３の先端に支持される模型機体６０のロール角、即ちＸ軸まわりの回動角を制御するように構成されている。
【００３４】
風洞試験用の模型機体６０には、該模型機体６０に作用するＸ軸方向、Ｙ軸方向、Ｚ軸方向の荷重や、Ｘ軸、Ｙ軸及びＺ軸まわりの各モーメント等の空力特性データを計測する荷重センサである天秤６５、模型６０の姿勢角、即ちＹ軸まわりの回動角であるピッチ角θ、上記Ｘ軸まわりの回動角であるロール角φ、Ｚ軸まわりの回動角であるヨー角ψの各姿勢角を計測する姿勢角センサ６６及び模型機体舵面等を揺動駆動する舵面可動モータ６７等が配設されている。
【００３５】
ロボット制御盤４０は、上記模型支持ロボット２０を作動せしめるための制御盤であって、計測制御コンピュータ５０は、天秤６５によって計測された各空力特性データ及び姿勢角センサ６６によって計測された姿勢角データ並びに予め入力設定されている飛行制御則等に基づいて運動方程式を計算し、微小時間後の模型機体６０の位置、姿勢、模型機体舵面等の舵面の角度を計算し、かつその結果の内、模型機体６０の位置、姿勢については模型支持ロボット２０へ、模型機体６０の姿勢の内特にロール角φのみについてはロール角変角用モータ３２へ、また模型機体６０の舵面の角度については舵面可動モータ６７へ各々送信される。これにより模型機体６０の位置、姿勢、舵面の角度が変更調整される。
【００３６】
また、風洞１０内には風洞試験中の気流条件、例えば風速ｖ、動圧ｑ、気温ｔ、気圧ｐを計測する動圧計、温度計等が設けられている。
【００３７】
なお、ロール角変角用モータ３２、天秤６５、姿勢角センサ６６、舵面可動モータ６７、模型支持ロボット２０、模型支持用スティング３０、ロボット制御盤４０間の信号の交信は有線（ケーブル）或いは無線（テレメトリー）方式によってなされる。
【００３８】
このように構成された風洞シミュレーション装置１による設計手順について、図２に示す設計手順フローチャートに従って説明する。
【００３９】
第１工程Ｓ１において基本となる機体形状が設定され、この設定された基本機体形状に基づいて第２工程Ｓ２によって風洞試験用の模型機体が設計されて模型機体６０が製作される。
【００４０】
模型機体６０は、第３工程Ｓ３において図１に示すように風洞１０内に配設された模型支持ロボット２０に設けられた模型支持スティング３０の模型支持保持材３３の先端に取り付け支持される。そして、ロボット制御盤４０からの指示により模型支持ロボット２０の６つの軸を組み合わせて模型機体６０を所定位置にセットし、計測制御コンピュータ５０からの指示によってロール角変角用モータ３２を作動せしめて模型機体６０の位置を微調整する。
【００４１】
このように所定位置に模型機体６０が配置されると、模型機体６０に作用する各種の空力特性データを天秤６５及び模型機体６０の各姿勢角データを姿勢角センサ６６によって、また動圧計、温度計等によって風洞試験中の気流条件を取得する。
【００４２】
第３工程Ｓ３によって得られた空力特性データ、姿勢角データ等は、予め設定された制御則のシミュレーションに必要なデータ、例えばエンジン性能、動的空気力特性と共に、第４工程Ｓ４において、計測制御コンピュータ５０によってコンピュータ上での制御則のシミュレーション、即ち運動計算を行い、第５工程Ｓ５において微小時間後の模型機体６０の位置、姿勢、舵面角度を計算する。
【００４３】
そして、第６工程Ｓ６において、第５工程Ｓ５の計算結果に基づいく計測制御コンピュータ５０から指示に従って模型支持ロボット２０、ロール角変角用モータ３２、舵面可動モータ６７を作動させる。
【００４４】
しかる後、第７工程Ｓ７において、風洞シミュレーション１でのシミュレーションが終了か否かを判断し、所定のシミュレーションがまだ終了していないと判断されると、第３工程Ｓ３に戻り再び第３工程Ｓ３から第７工程Ｓ７の各工程が第７工程Ｓ７で所定のシミュレーションが終了したと判断されるまで繰り返される。
【００４５】
第７工程Ｓ７で所定のシミュレーションが終了したと判断されると、次の第８工程Ｓ８において、シミュレーションの結果に基づいて上記第１工程１によって設定された機体形状が飛行可能か否かが判断される。
【００４６】
第８工程Ｓ８において、設定された機体形状が飛行不可能と判断された場合には、第９工程Ｓ９によって機体の形状修正がなされ、この形状修正された機体形状に基づいて再び第２工程Ｓ２によって風洞試験用の模型機体の設計及びこの設計に従って模型機体６０が再び製作されて、第３工程Ｓ３から第９工程９の各工程を経て再び第８工程Ｓ８で該機体形状が飛行可能か否か判断される。
【００４７】
第８工程Ｓ８において機体形状が飛行不可能と判断された場合には、再び第９工程Ｓ９によって機体の形状修正がなされて、上記第２工程Ｓ２から第８工程Ｓ８の各工程が繰り返される。
【００４８】
この第９工程Ｓ９の機体の形状変更から第８工程Ｓ８の各工程は、第８工程Ｓ８によって設定された機体形状において想定した飛行が可能と判断されるまで繰り返されて設計終了する。
【００４９】
次に、風洞シミュレーション装置１による上記第３工程Ｓ３から第６工程Ｓ６を図３に示すフローチャート及び第４に示す計測データフロー説明図によって更に詳細に説明する。
【００５０】
先ず、第３工程Ｓ３における空力特性データ等の取得は、模型機体６０に作用する空気流に起因する６分力、即ち、模型機体６０に作用するＸ軸方向、Ｙ軸方向、Ｚ軸方向の各荷重ＦX 、ＦY 、ＦZ 及びＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりの各モーメントＭX 、ＭY 、ＭZ 等の空力特性データを天秤６５によって計測する。
【００５１】
また、姿勢角センサ６６によって模型機体６０の姿勢角、即ちピッチ角θ、ロール角φ、ヨー角ψの各姿勢角を計測すると共に、風洞試験中の気流条件、例えば風速ｖ、動圧ｑ、気温ｔ、気圧ｐ等の風洞試験中の気流条件が計測される。
【００５２】
第３工程Ｓ３によって得られた各空力特性データ、姿勢角データ及び気流条件に基づいて、風洞試験では計測できない予め設定された制御則のシミュレーションに必要なデータ、例えばエンジン性能、動的空気力特性と共に、第４工程Ｓ４及び第５工程Ｓ５において、計測制御コンピュータ５０によってコンピュータ上での制御則のシミュレーション、即ち運動方程式を計算して微小時間Δｔ後の模型機体６０のＸ軸方向の位置Δｘ、Ｙ軸方向の位置Δｙ、Ｚ軸方向の位置Δｚ及び模型機体６０の姿勢、即ちピッチ角Δθ、ロール角Δφ、ヨー角Δψを計算する。
【００５３】
また、設定された機体の所定運動を実現するための各舵面の微小時間Δｔ後の舵面角度を計算する。この舵面の角度を適切に制御することによって想定した飛行を可能にする。
【００５４】
続く第５工程Ｓ５において、微小時間Δｔ後の模型機体６０の上記位置Δｘ、Δｙ、Δｚ及び姿勢角Δθ、Δφ、Δψ及び舵面角度へ移動せしめるため第４工程Ｓ４での計算結果に従って計測制御コンピュータ５０からロボット制御盤４０へ上記模型機体６０の位置Δｘ、Δｙ、Δｚ及び姿勢Δθ、Δψを得るべく作動指示を与え、模型支持ロボット６０により風洞試験模型６０を位置Δｘ、Δｙ、Δｚに移動すると共にピッチ角Δθ、ヨー角Δψに変更する。
【００５５】
更に、第４工程Ｓ４の計算結果に従って計算制御コンピュータ５０からの指示によりロール角変角用モータ３２を作動させて模型支持保持材３３を介して模型機体６０のロール角φを微小時間Δｔ後のロール角Δφに可変する。また同様に計算制御コンピュータ５０からの指示により舵面可動モータ６７を作動させて模型機体６０の舵面角度を微小時間Δｔ後の舵面角度に可変する。
【００５６】
しかる後計算制御コンピュータ５０の指示通りに模型支持ロボット６０、ロール角変角用モータ３２、舵面可動モータ６７が作動したか否かを確認する。これらの確認は模型支持ロボット６０、ロール角変角用モータ３２、舵面可動モータ６７等に付設されたエンコーダ及び、姿勢角センサ６６からの出力を計測することによってなされる。
【００５７】
しかる後、第７工程Ｓ７において、風洞シミュレーション１でのシミュレーションが終了か否かを判断し、所定のシミュレーションがまだ終了していないと判断されると、第３工程Ｓ３に戻り再び第３工程Ｓ３から第７工程Ｓ７の各工程が第７工程Ｓ７で所定のシミュレーションが終了したと判断されるまで繰り返される。
【００５８】
以上説明した本実施の形態によると、模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更し、荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を、風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断するまで繰り返してシミュレーションすると共に、風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後、シミュレーション結果に基づいて基本の機体形状において、設定した飛行が可能か否かを判断することから、従来の厄介な空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、かつ必要な空力特性データのみが過不足なく計測されて空力特性データの有効活用が図れて機体設計の効率化が得られる。
【００５９】
【発明の効果】
以上説明した本発明によると、風洞シミュレーション装置によって模型機体に作用する空気流に起因する荷重を荷重センサで計測し、荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算し、該計算された姿勢に制御装置に指示によって模型機体の姿勢を変更し、荷重センサによる荷重の計測から模型機体の姿勢変更を、風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断するまで繰り返してシミュレーションすると共に、風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後、シミュレーションの結果に基づいて基本の機体形状において、設定した飛行が可能か否かを判断することから、従来の厄介な空力特性データの並び替えや補完等のデータ加工から解放され、かつ必要な空力特性データのみが過不足なく計測されて、空力特性データの有効活用が図れて機体設計の効率化が得られ、風洞試験及び制御則設計を同時進行的に行うことができ、機体の設計等に貢献すること大なるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による風洞シミュレーション装置の実施の形態の概要を示す概略説明図である。
【図２】本実施の形態における風洞シミュレーション装置による設計手順の概要を示す設計手順フローチャートである。
【図３】本実施の形態における風洞シミュレーション装置による設計手順の要部を示す設計手順フローチャートである。
【図４】本実施の形態の計測データフロー説明図である。
【図５】従来の風洞シミュレーション装置による設計手順の概要を示す設計手順フローチャートである。
【符号の説明】
１ 風洞シミュレーション装置
１０ 風洞
１１ 風洞吹出口
１２ 風洞吸込口
２０ 模型支持ロボット（模型機体支持装置）
３０ 模型支持スティング
３２ ロール角変角用モータ
４０ ロボット制御盤
５０ 計測制御コンピュータ（制御装置）
６０ 風洞試験用の模型機体
６５ 天秤（荷重センサ）
６６ 姿勢角センサ
６７ 舵面可動モータ
Claims (6)
- 風洞内の空気流中に支持された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置において、
風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、
上記模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する荷重センサと、
該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を計算し、該計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置と
を備えたことを特徴とする風洞シミュレーション装置。 - 上記模型機体の姿勢角を計測する姿勢角センサを備えたことを特徴とする請求項１に記載の風洞シミュレーション装置。
- 風洞内の空気流中に支持された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置において、
風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、
上記模型機体に作用する空気流に起因する模型機体のＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸方向の各荷重及びＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸まわりの各モーメントを計測する天秤と、
上記模型機体のピッチ角、ロール角、ヨー角の各姿勢角を計測する姿勢角センサと、
上記天秤によって計測された上記荷重及び各モーメントと、上記姿勢角センサによって計測された上記各姿勢角に基づいて所定時間後の模型機体の位置及び姿勢角を計算し、該計算された位置及び姿勢角に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置と
を備えたことを特徴とする風洞シミュレーション装置。 - 上記模型機体支持装置は、
三次元に揺動する手首部を有する模型支持ロボットと、
該模型支持ロボットの手首部に支持された模型支持用スティングとを備え、
該模型支持用スティングは、
上記手首部に基端が支持された支持部材と、
該支持部材の先端に基端が支持されて上記空気流の上流方向に延在して先端に模型機体を支持する模型支持保持材と、
上記制御装置のからの指示によって上記模型支持保持材を回動せしめるロール角変角用モータと
を備えたことを特徴とする請求項３に記載の風洞シミュレーション装置。 - 上記模型機体は、揺動可能な舵面を有し、
上記姿勢角センサによって計測された上記各姿勢角に基づいて上記所定時間後の模型機体の姿勢角を計算し、該計算された姿勢角に基づく上記制御装置の指示によって上記模型機体に設けられた舵面を揺動駆動する舵面可動モータと、
を備えたことを特徴とする請求項３または４に記載の風洞シミュレーション装置。 - 風洞内の空気流中に支持された模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法において、
上記風洞シミュレーション装置が、風洞内において上記模型機体を姿勢変更可能に支持する模型機体支持装置と、上記模型機体に作用する空気流に起因する荷重を計測する荷重センサと、該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を計算し、該計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更するように上記模型機体支持装置に指示する制御装置とを備え、
基本となる機体形状に基づいて風洞試験用の模型機体を製作する工程と、
上記模型機体を上記風洞シミュレーション装置の模型機体支持装置に取り付けて空気流に起因する荷重を上記荷重センサによって計測する工程と、
該荷重センサによって計測された荷重に基づいて所定時間後の模型機体の姿勢を制御装置によって計算する工程と、
上記制御装置の指示による上記模型機体支持装置の作動によって、上記計算された姿勢に上記模型機体の姿勢を変更する工程と、
上記風洞シミュレーション装置でのシミュレーションの終了可否を判断する工程と、
上記風洞シミュレーション装置でのシミュレーション終了後の上記基本の機体形状において設定した飛行が可能か否かを判断する工程と、
を備えたことを特徴とする風洞シミュレーション装置を用いた機体設計方法。
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