JP4446608B2 - 風洞試験用模型 - Google Patents
風洞試験用模型 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4446608B2 JP4446608B2 JP2001001235A JP2001001235A JP4446608B2 JP 4446608 B2 JP4446608 B2 JP 4446608B2 JP 2001001235 A JP2001001235 A JP 2001001235A JP 2001001235 A JP2001001235 A JP 2001001235A JP 4446608 B2 JP4446608 B2 JP 4446608B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- passages
- pressure detection
- holes
- wind tunnel
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/08—Aerodynamic models
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、翼の表面のスパン方向に異なる複数の位置にそれぞれ小孔を形成し、それらの小孔を翼の内部にスパン方向に形成されて翼根まで延びる通路にそれぞれ連通させた風洞試験用模型に関する。
【0002】
【従来の技術】
飛行機の主翼の表面の圧力分布を測定するための風洞試験用模型として、特開平10−274590号公報、特開2000−227384号公報に記載されたものが公知である。
【0003】
特開平10−274590号公報には、中空の主翼の外板を貫通する圧力検出孔に主翼の内面側から、外板の厚さ方向中間部まで配管を挿入してハンダ付けで固定したものが記載されている。
【0004】
また特開2000−227384号公報には、NC加工した金属製の主翼の表面にスパン方向に延びる溝を彫り、この溝に圧力検出孔を有する銅パイプを嵌合させて隙間を樹脂で埋めたものが記載されている。更に前記特開2000−227384号公報には、主翼を光造形法により成形する際に、主翼の表面に開口する圧力検出孔と、この圧力検出孔を圧力センサに連通させる通路とを一体に形成したものが記載されている。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、主翼の表面の圧力分布を精密に測定するには多数の圧力検出孔が必要であり、圧力検出孔の数の増加に応じて各々の圧力検出孔を圧力センサに接続する通路の数も増加するため、それらの通路を主翼の内部に配置することが困難になる。例えば、上記した圧力検出孔に配管を挿入してハンダ付けするもの、あるいは上記した主翼の表面に彫った溝に圧力検出孔を有する銅パイプを埋め込むものでは、加工が極めて面倒であるばかりか、配管や銅パイプより成る通路が交錯するために圧力検出孔の数が制限されてしまう問題がある。また光造形法により圧力検出孔および通路を一体に有する主翼を成形するものでは、加工工数および加工コストを大幅に削減することが可能となるが、多数の圧力検出孔を主翼の表面に分布させた場合に、翼端側の圧力検出孔を圧力センサに接続すべくスパン方向に形成された通路が、翼根側の圧力検出孔と干渉してしまい、これが圧力検出孔の数を増加させるのを阻害する要因となる問題がある。
【0006】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、翼の表面に開口する多数の小孔と、これらの小孔を翼根に連通させる通路とを相互に干渉しないように配置した風洞試験用模型を低コストで製作できるようにすることを目的とする。
【0007】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、請求項1に記載された発明によれば、翼の表面のスパン方向に異なる複数の位置にそれぞれ小孔を形成し、それらの小孔を翼の内部にスパン方向に形成されて翼根まで延びる通路にそれぞれ連通させた風洞試験用模型において、翼は光造形法により光硬化性樹脂をスパン方向に順次硬化させて成形され、通路は光造形法で翼を成形する際に該翼の内部に一体に形成され、翼根に近い位置に配置される小孔に連なる通路ほど翼の表面に近い位置に配置されることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。 上記構成によれば、光造形法により風洞試験用模型を成形するので、その製作に要する時間およびコストを削減できるだけでなく、特別な機械加工を施すことなく、翼の成形時に該翼の内部に通路を同時に形成することが可能となる。また翼根に近い位置に配置される小孔に連なる通路ほど翼の表面に近い位置に配置されるので、翼端側の小孔に連なる通路と翼根側の小孔とが翼内で干渉することが確実に回避され、小孔の数や配列の自由度を大幅に高めることが可能となる。
【0008】
また請求項2に記載された発明によれば、請求項1の構成に加えて、前記小孔は翼の表面の圧力分布を測定するための圧力検出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【0009】
上記構成によれば、小孔を圧力検出孔として用いることにより、翼の表面の圧力分布を測定することができる。
【0010】
また請求項3に記載された発明によれば、請求項1の構成に加えて、前記小孔は翼の表面の境界層を制御するための空気吸入・噴出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【0011】
上記構成によれば、小孔を空気吸入・噴出孔として用いることにより、翼の表面の空気を吸入し、あるいは翼の表面に空気を噴出して境界層制御のシミュレーションを行うことができる。
【0012】
また請求項4に記載された発明によれば、請求項1の構成に加えて、前記小孔は翼の表面の空気の流れを可視化するためのトレーサ噴出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【0013】
上記構成によれば、小孔をトレーサ噴出孔として用いることにより、翼の表面の流れを可視化することができる。
【0014】
また請求項5に記載された発明によれば、請求項1の構成に加えて、前記小孔は翼の表面を冷却する空気を噴出するための空気噴出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【0015】
上記構成によれば、小孔を空気噴出孔として用いることにより、翼の表面に空気膜を形成して空気冷却のシミュレーションを行うことができる。
【0016】
尚、実施例の主翼Wは本発明の翼に対応し、実施例の第1〜第4圧力検出孔Ha…〜Hd…は本発明の小孔に対応し、実施例の第1〜第4通路Pa…〜Pd…は本発明の通路に対応する。
【0017】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。 図1〜図4は本発明の一実施例を示すもので、図1は風洞試験用模型の斜視図、図2は図1の2方向矢視図、図3は図2の3a−3a線、3b−3b線、3c−3c線および3d−3d線断面図、図4は光造形法による主翼の成形工程の説明図である。
【0018】
図1には、飛行機の主翼Wの上下面のコード方向の圧力分布を、スパン方向に離間した4ヵ所において測定するための風洞試験用模型Mが示される。飛行機の形状は左右対称であって空気の流れの様子も左右対称であるため、風洞試験用模型Mは機軸を通る鉛直面を境にして胴体Fの左半部および左主翼Wだけが形成されており、胴体Fの右側面に風洞試験用模型Mを風洞内に支持する支持ブラケットBが一体に形成される。
【0019】
主翼Wのスパン方向に離間した複数のコード(例えば4つのコード)上に、そのコードに対応する翼型の圧力分布を測定するための圧力検出孔Ha…,Hb…,Hc…,Hd…がそれぞれ形成される。最も翼端側の第1圧力検出孔Ha…と、その第1圧力検出孔Ha…の翼根側に隣接する第2圧力検出孔Hb…と、その第2圧力検出孔Hb…の翼根側に隣接する第3圧力検出孔Hc…とは主翼Wの上面だけに開口しており、最も翼根側の第4圧力検出孔Hd…は主翼Wの上面および下面の両方に開口している。前記各圧力検出孔Ha…,Hb…,Hc…,Hd…の数は任意であるが、実施例では第1圧力検出孔Ha…の個数は12個、第2圧力検出孔Hb…の個数は16個、第3圧力検出孔Hc…の個数は20個、第4圧力検出孔Hd…の個数は上面が25個、下面が10個に設定されている。
【0020】
最も翼端側に位置する12個の第1圧力検出孔Ha…は、主翼Wの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる12本の第1通路Pa…の先端にそれぞれ連通する。12本の第1通路Pa…は主翼Wの厚さ方向の略中央部、実施例ではコードライン上に配置される。第1通路Pa…は、図3(a)〜図3(d)において白丸で図示されている。
【0021】
16個の第2圧力検出孔Hb…は主翼Wの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる16本の第2通路Pb…の先端にそれぞれ連通しており、それら16本の第2通路Pb…は前記12本の第1通路Pa…の上側(つまり主翼Wの上面に近い側)に配置される。第2通路Pb…は、図3(b)〜図3(d)において黒丸で図示されている。
【0022】
20個の第3圧力検出孔Hc…は主翼Wの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる20本の第3通路Pc…の先端にそれぞれ連通しており、それら20本の第3通路Pc…は前記16本の第2通路Pb…の上側(つまり主翼Wの上面に近い側)に配置される。第3通路Pc…は、図3(c)、図3(d)において十字を施した丸で図示されている。
【0023】
主翼Wの上面に開口する25個の第4圧力検出孔Hd…は主翼Wの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる25本の第4通路Pd…の先端にそれぞれ連通しており、それら25本の第4通路Pd…は前記20本の第3通路Pc…の上側(つまり主翼Wの上面に近い側)に配置される。また主翼Wの下面に開口する10個の第4圧力検出孔Hd…は主翼Wの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる10本の第4通路Pd…の先端にそれぞれ連通しており、それら10本の第4通路Pd…は前記12本の第1通路Pa…の下側(つまり主翼Wの下面に近い側)に配置される。上下合わせて35本の第4通路Pd…は、図3(d)において網かけした丸で図示されている。
【0024】
次に、上記構造を有する主翼Wを光造形法により成形する過程を、図3の模式図に基づいて説明する。
【0025】
図4(a)に示すように、光硬化性樹脂を満たしたタンクT内に、図示せぬ駆動源に接続された昇降台Lが昇降自在に設けられる。昇降台Lの上面を光硬化性樹脂の表面より1ピッチ(例えば0.1mm)だけ低い位置にセットした状態で、昇降台L上の光硬化性樹脂の薄膜に所定パターンの紫外線レーザーRを照射し、その照射部分に対応する光硬化性樹脂を硬化させて第1の樹脂層を成形する。続いて、図4(b)に示すように、昇降台Lを1ピッチ下降させた後に、第1の樹脂層を覆う光硬化性樹脂の薄膜に所定パターンの紫外線レーザーRを照射し、その照射部分に対応する光硬化性樹脂を硬化させて前記第1の樹脂層に積層された第2の樹脂層を成形する。
【0026】
上述のようにして、昇降台Lを1ピッチ下降させる度に紫外線レーザーRを照射することにより、主翼Wの全体を翼根側から翼端側に順次成形して行く(図4(c)参照)。本実施例の主翼Wはテーパー翼であるため、紫外線レーザーRの照射範囲は翼根部分を成形するときが最大であり、前記照射範囲は翼端部分の成形に移行するにつれて小さくなる。また主翼Wの内部に形成される第1通路Pa…〜第4通路Pd…も光造形法により同時に形成される(図4(d)参照)。即ち、第1通路Pa…〜第4通路Pd…に対応する部分に紫外線レーザーRを照射しなければ、その部分の光硬化性樹脂が硬化せずに第1通路Pa…〜第4通路Pd…として残される。
【0027】
従って、第4圧力検出孔Hd…よりも翼根側の部分(図3(d)参照)には、35本の第4通路Pd…、20本の第3通路Pc…、16本の第2通路Pb…および12本の第1通路Pa…の合計83本の通路が形成される。また第3圧力検出孔Hc…から第4圧力検出孔Hd…の手前までの部分(図3(c)参照)には、20本の第3通路Pc…、16本の第2通路Pb…および12本の第1通路Pa…の合計48本の通路が形成される。また第2圧力検出孔Hb…から第3圧力検出孔Hc…の手前までの部分(図3(b)参照)には、16本の第2通路Pb…および12本の第1通路Pa…の合計28本の通路が形成される。また第1圧力検出孔Ha…から第2圧力検出孔Hb…の手前までの部分(図3(a)参照)には、12本の第1通路Pa…だけが形成される。
【0028】
尚、図4では1本の通路Pのみを模式的に示している。
【0029】
主翼Wの内部に形成される第1通路Pa…〜第4通路Pd…の直径は、例えば1.5mm程度が好適であり、隣接する通路間の肉厚は例えば1.0mm以上とするのが望ましい。また第1圧力検出孔Ha…〜第4圧力検出孔Hd…の直径は、例えば0.3mm〜0.5mm程度が好適であり、寸法精度を要求されることから光造形法によらずに、ドリル加工等の機械加工で形成することが望ましい。尚、第1圧力検出孔Ha…〜第4圧力検出孔Hd…をドリル加工する際の下孔を予め光造形法で形成しておくことは何ら差し支えない。
【0030】
しかして、主翼Wの翼根部に開口する合計83本の第1通路Pa…〜第4通路Pd…の各々は、金属パイプよりなるジョイントおよびビニールパイプよりなる圧力伝達管を介して圧力センサに伝達される。従って、上記主翼Wを備えた風洞試験用模型Mを風洞内の空気流中にセットすると、主翼Wの表面の流速に応じた静圧が第1〜第4圧力検出孔Ha…〜Hd…に作用し、その静圧が第1〜第4通路Pa…〜Pd…を介して圧力センサにより検出され、主翼Wの4つのコードに対応する翼型の圧力分布を測定することができる。
【0031】
以上のように、風洞試験用模型Mを光造形法で成形するので、それをアルミニュウム合金で製作する場合に比べて、製作に要する時間およびコストを削減することができる。またスパン方向に長い第1〜第4通路Pa…〜Pd…をドリル等で機械加工する必要がなく、主翼Wを光造形法で成形する際に前記第1〜第4通路Pa…〜Pd…同時に形成することが可能となって加工工数が削減される。
【0032】
更に、翼端側の第1圧力検出孔Ha…に連通する第1通路Pa…を主翼Wの横断面の中央部に配置し、第1圧力検出孔Ha…よりも翼根側に在る第2圧力検出孔Hb…に連通する第2通路Pb…を前記第1通路Pa…よりも主翼Wの上面側に配置し、第2圧力検出孔Hb…よりも翼根側に在る第3圧力検出孔Hc…に連通する第3通路Pc…を前記第2通路Pb…よりも主翼Wの上面側に配置し、第3圧力検出孔Hc…よりも翼根側に在って主翼Wの上面に開口する第4圧力検出孔Hd…に連通する第4通路Pd…を前記第3通路Pc…よりも主翼Wの上面側に配置するとともに、第3圧力検出孔Hc…よりも翼根側に在って主翼Wの下面に開口する第4圧力検出孔Hd…に連通する第4通路Pd…を前記第1通路Pa…よりも主翼Wの下面側に配置したことにより、第1〜第4圧力検出孔Ha…〜Hd…を任意の位置に配置しても、それらが第1〜第4通路Pa…〜Pd…とも干渉することがなくなり、第1〜第4圧力検出孔Ha…〜Hd…の配列の自由度を大幅に高めることができる。
【0033】
以上、本発明の実施例を詳述したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【0034】
例えば、実施例では主翼Wの表面に開口する小孔Ha…〜Hd…を圧力検出孔として利用しているが、それを他の目的に使用することができる。具体的には、前記小孔Ha…〜Hd…を空気吸入・噴出孔として使用すれば、主翼Wの表面の空気を吸入し、あるいは主翼Wの表面に空気を噴出して境界層制御のシミュレーションを行うことができる。また前記小孔Ha…〜Hd…を着色された粒子であるトレーサの噴出孔として使用すれば、主翼Wの表面の流れを可視化することができる。また前記小孔Ha…〜Hd…をガスタービンエンジンの動翼に設けて冷却用空気を噴出するための空気噴出孔として使用すれば、動翼の表面の冷却効果のシミュレーションを行うことができる。
【0035】
また本発明の飛行機の主翼Wに限定されず、任意の翼に対して適用することができる。
【発明の効果】
以上のように請求項1に記載された発明によれば、光造形法により風洞試験用模型を成形するので、その製作に要する時間およびコストを削減できるだけでなく、特別な機械加工を施すことなく、翼の成形時に該翼の内部に通路を同時に形成することが可能となる。また翼根に近い位置に配置される小孔に連なる通路ほど翼の表面に近い位置に配置されるので、翼端側の小孔に連なる通路と翼根側の小孔とが翼内で干渉することが確実に回避され、小孔の数や配列の自由度を大幅に高めることが可能となる。
【0036】
また請求項2に記載された発明によれば、小孔を圧力検出孔として用いることにより、翼の表面の圧力分布を測定することができる。
【0037】
また請求項3に記載された発明によれば、小孔を空気吸入・噴出孔として用いることにより、翼の表面の空気を吸入し、あるいは翼の表面に空気を噴出して境界層制御のシミュレーションを行うことができる。
【0038】
また請求項4に記載された発明によれば、小孔をトレーサ噴出孔として用いることにより、翼の表面の流れを可視化することができる。
【0039】
また請求項5に記載された発明によれば、小孔を空気噴出孔として用いることにより、翼の表面に空気膜を形成して空気冷却のシミュレーションを行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】 風洞試験用模型の斜視図
【図2】 図1の2方向矢視図
【図3】 図2の3a−3a線、3b−3b線、3c−3c線および3d−3d線断面図
【図4】 光造形法による主翼の成形工程の説明図
【符号の説明】
Ha 第1圧力検出孔(小孔)
Hb 第2圧力検出孔(小孔)
Hc 第3圧力検出孔(小孔)
Hd 第4圧力検出孔(小孔)
Pa 第1通路(通路)
Pb 第2通路(通路)
Pc 第3通路(通路)
Pd 第4通路(通路)
W 主翼(翼)
Claims (5)
- 翼(W)の表面のスパン方向に異なる複数の位置にそれぞれ小孔(Ha〜Hd)を形成し、それらの小孔(Ha〜Hd)を翼(W)の内部にスパン方向に形成されて翼根まで延びる通路(Pa〜Pd)にそれぞれ連通させた風洞試験用模型において、
翼(W)は光造形法により光硬化性樹脂をスパン方向に順次硬化させて成形され、通路(Pa〜Pd)は光造形法で翼(W)を成形する際に該翼(W)の内部に一体に形成され、翼根に近い位置に配置される小孔(Ha〜Hd)に連なる通路(Pa〜Pd)ほど翼(W)の表面に近い位置に配置されることを特徴とする風洞試験用模型。 - 前記小孔(Ha〜Hd)は翼(W)の表面の圧力分布を測定するための圧力検出孔であることを特徴とする、請求項1に記載の風洞試験用模型。
- 前記小孔(Ha〜Hd)は翼(W)の表面の境界層を制御するための空気吸入・噴出孔であることを特徴とする、請求項1に記載の風洞試験用模型。
- 前記小孔(Ha〜Hd)は翼(W)の表面の空気の流れを可視化するためのトレーサ噴出孔であることを特徴とする、請求項1に記載の風洞試験用模型。
- 前記小孔(Ha〜Hd)は翼(W)の表面を冷却する空気を噴出するための空気噴出孔であることを特徴とする、請求項1に記載の風洞試験用模型。
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2001001235A JP4446608B2 (ja) | 2001-01-09 | 2001-01-09 | 風洞試験用模型 |
US10/038,774 US6553823B2 (en) | 2001-01-09 | 2002-01-08 | Model for wind tunnel test |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2001001235A JP4446608B2 (ja) | 2001-01-09 | 2001-01-09 | 風洞試験用模型 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2002206987A JP2002206987A (ja) | 2002-07-26 |
JP4446608B2 true JP4446608B2 (ja) | 2010-04-07 |
Family
ID=18869891
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2001001235A Expired - Lifetime JP4446608B2 (ja) | 2001-01-09 | 2001-01-09 | 風洞試験用模型 |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6553823B2 (ja) |
JP (1) | JP4446608B2 (ja) |
Families Citing this family (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0021925D0 (en) * | 2000-09-07 | 2000-10-25 | Bae Systems Plc | Wind tunnel testing |
AU2003209426A1 (en) * | 2002-01-30 | 2003-09-02 | Gulfstream Aerospace Corporation | Fuselage shaping and inclusion of spike on a supersonic aircraft for controlling and reducing sonic boom |
US6698684B1 (en) | 2002-01-30 | 2004-03-02 | Gulfstream Aerospace Corporation | Supersonic aircraft with spike for controlling and reducing sonic boom |
JP4262612B2 (ja) | 2004-02-06 | 2009-05-13 | 本田技研工業株式会社 | 圧力分布測定装置 |
ES2291093B1 (es) * | 2005-10-31 | 2008-12-16 | Airbus España, S.L. | Sistema para transmitir presiones entre una pieza desmontable y una pieza fija de una maqueta dispuesta en un tunel aerodinamico. |
US7302839B1 (en) * | 2006-06-22 | 2007-12-04 | Cessna Aircraft Company | Method and system for gathering pressure signature data using a scaled model in a wind tunnel |
DE102007024369B4 (de) * | 2007-05-23 | 2009-02-05 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zum Herstellen eines Modells und Halbzeug |
JP4256900B2 (ja) * | 2007-09-20 | 2009-04-22 | 三菱重工業株式会社 | 風洞試験装置の測定部およびこれを用いた風洞試験装置 |
US8393158B2 (en) | 2007-10-24 | 2013-03-12 | Gulfstream Aerospace Corporation | Low shock strength inlet |
ES2339317B1 (es) * | 2008-04-30 | 2011-03-11 | Airbus Operations, S.L. | Conjunto soporte-maqueta de minima interferencia aerodinamica para ensayos en regimen transonico en tunel de viento. |
JP5476707B2 (ja) * | 2008-12-04 | 2014-04-23 | トヨタ自動車株式会社 | 剥離検知装置 |
ES2385820B1 (es) * | 2009-10-29 | 2013-06-17 | Airbus Operations, S.L. | Maqueta de aeronave para túnel de viento con ala truncada. |
JP5244773B2 (ja) * | 2009-12-10 | 2013-07-24 | 三菱重工業株式会社 | 翼風洞試験方法 |
RU2453820C2 (ru) * | 2010-03-18 | 2012-06-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Аэродинамическая модель самолета из фотополимерного материала |
RU2470278C1 (ru) * | 2011-07-11 | 2012-12-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ изготовления имитатора льда |
RU2578915C1 (ru) * | 2014-11-27 | 2016-03-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Динамически подобная аэродинамическая модель несущей поверхности летательного аппарата |
CN104648691B (zh) * | 2014-12-11 | 2016-11-02 | 中国航天空气动力技术研究院 | 气动力的电磁模拟试验装置 |
JP6538403B2 (ja) * | 2015-04-03 | 2019-07-03 | 前田建設工業株式会社 | 模型作製機能付き風洞実験装置及び方法 |
FR3035966B1 (fr) * | 2015-05-05 | 2018-08-17 | Psa Automobiles Sa. | Procede de mesure de pressions parietales pour l'etude aerodynamique d'une piece mecanique en soufflerie |
RU2610791C1 (ru) * | 2016-02-29 | 2017-02-15 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Модель летательного аппарата для исследования влияния струи реактивного двигателя на аэродинамические характеристики летательного аппарата |
JP7048042B2 (ja) * | 2017-11-01 | 2022-04-05 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 圧力測定用シート、圧力測定用シートの製造方法及び圧力測定方法 |
RU2729947C1 (ru) * | 2019-06-07 | 2020-08-13 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Динамически-подобная аэродинамическая модель управляющей поверхности летательного аппарата |
CN110617939B (zh) * | 2019-10-11 | 2024-06-04 | 大连理工大学 | 一种用于大型运输机机翼弹性缩比相似模型的测压装置 |
CN110686854B (zh) * | 2019-10-29 | 2021-04-20 | 西北工业大学 | 全翼展飞翼体自由度颤振风洞试验中的自由飞支撑装置 |
CN111579204B (zh) * | 2020-05-29 | 2021-03-16 | 南京航空航天大学 | 一种二维翼型模型的传感机构 |
CN112067226B (zh) * | 2020-08-18 | 2021-07-27 | 南京航空航天大学 | 一种带有阻力舵的长直机翼风洞模型动力学耦合试验方法 |
IT202100015437A1 (it) * | 2021-06-14 | 2022-12-14 | Eng For Sustainable Development E S D Srl | Cassone alare, e sistema e metodo per il monitoraggio del cassone alare |
CN113483988A (zh) * | 2021-06-25 | 2021-10-08 | 成都凯迪精工科技有限责任公司 | 一种吹风模型的测压管转接安装结构及吹风模型 |
JP2023168835A (ja) | 2022-05-16 | 2023-11-29 | 株式会社Subaru | フラッタ風試模型及びフラッタ風試模型の製造方法 |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE8421459U1 (de) * | 1984-07-18 | 1984-10-18 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln | Adapter fuer den anschluss einer druckleitung an die gelochte oberflaeche eines im windkanal zu testenden modells |
US4688422A (en) * | 1986-08-28 | 1987-08-25 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Device for quick changeover between wind tunnel force and pressure testing |
BR8707548A (pt) * | 1986-11-28 | 1989-03-14 | Royal Ordnance Plc | Projetil tubular, construcao para lancamento de um projetil,luva flexivel para incorporacao na cavidade de um projetil e processo de fabricacao de um projetil |
US4922748A (en) * | 1987-11-18 | 1990-05-08 | Joram Hopenfeld | Method for monitoring thinning of pipe walls and piping component for use therewith |
US4845993A (en) * | 1988-05-18 | 1989-07-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Wind tunnel balance |
JPH10274590A (ja) | 1997-03-31 | 1998-10-13 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 圧力計測用配管方法 |
JP2000227384A (ja) | 1999-02-08 | 2000-08-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 風洞試験用模型 |
DE10005348B4 (de) * | 2000-02-08 | 2004-05-06 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Fertigung von Nasenstrukturen für aerodynamische Flächen |
-
2001
- 2001-01-09 JP JP2001001235A patent/JP4446608B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-01-08 US US10/038,774 patent/US6553823B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2002206987A (ja) | 2002-07-26 |
US20020088276A1 (en) | 2002-07-11 |
US6553823B2 (en) | 2003-04-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4446608B2 (ja) | 風洞試験用模型 | |
JP4310043B2 (ja) | フラッタ試験用模型 | |
EP3554742B1 (en) | Multi-piece integrated core-shell casting mold with standoff and/or bumper and method for manufacturing the same | |
JP6940610B2 (ja) | 鋳物部品を製造するためのマルチピース一体型コア・シェル構造 | |
US10807154B2 (en) | Integrated casting core-shell structure for making cast component with cooling holes in inaccessible locations | |
EP3554748B1 (en) | Integrated casting core-shell structure with floating tip plenum | |
CN110186640B (zh) | 一种机翼风洞模型制造方法及机翼风洞模型 | |
US20180161854A1 (en) | Integrated casting core-shell structure | |
CN106825574A (zh) | 一种金属梯度材料激光冲击锻打复合增材制造方法及装置 | |
CN107037126A (zh) | 用于加性制造过程的声学监测方法 | |
Aslani et al. | Surface roughness optimization of poly-jet 3D printing using Grey Taguchi method | |
Jijotiya et al. | A survey of performance based advanced rapid prototyping techniques | |
JP4310044B2 (ja) | フラッタ試験用模型 | |
US11371838B2 (en) | Method for simulating surface roughness on an aircraft | |
CN110514389B (zh) | 一种风洞试验用的孔壁开闭比连续可调装置及实验方法 | |
CN209841333U (zh) | 一种机翼风洞模型 | |
JP4140891B2 (ja) | 光学的立体造形方法および装置 | |
CN111537186B (zh) | 一种内嵌压力传感器直升机旋翼桨叶模型及其制作工艺 | |
JP6538403B2 (ja) | 模型作製機能付き風洞実験装置及び方法 | |
KR20010049996A (ko) | 섬유 복합체 물품 제조 방법 | |
CN118578557A (zh) | 注塑用模具的3d打印反嫁接成型制作方法 | |
US20090321995A1 (en) | Method for making, positioning and securing dummy elements in models tested in wind tunnels | |
Thapa | Investigating the feasibility of 3D printed pressure taps for surface pressure measurements in wind tunnel | |
Kern et al. | Design of an additive manufactured compressor vane with multi-hole pressure probes for the application in a twin-spool turbofan engine | |
JP2022104076A (ja) | 集電装置の空力音低減構造とその製造方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20071128 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090402 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090930 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20091125 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20100106 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20100119 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130129 Year of fee payment: 3 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4446608 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130129 Year of fee payment: 3 |
|
S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313113 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130129 Year of fee payment: 3 |
|
R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130129 Year of fee payment: 3 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term |