JP5375633B2

JP5375633B2 - 射出試験装置

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Publication number: JP5375633B2
Application number: JP2010017005A
Authority: JP
Inventors: 潤一北川; 和夫島村
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2010-01-28
Filing date: 2010-01-28
Publication date: 2013-12-25
Anticipated expiration: 2030-01-28
Also published as: JP2011153987A

Description

本発明は、航空機、特にジェットエンジンへのバードストライクなどの高速衝突現象の研究のため、飛翔体を標的に高速で衝突させて、その高速衝突現象を試験するための射出試験装置に関するものである。

航空機、特にジェットエンジンなどは、バードストライクなどによって損傷する可能性があるため、その耐衝撃性能を試験して十分な安全性評価が必要である。ジェットエンジンの部品であるファンブレードの設計においては、数ポンドの鳥が吸い込まれても安全に着陸できる性能を保持することが求められており、新しいエンジン開発時に鳥（及び模擬鳥）の打ち込み試験を含む詳細な強度評価を行っている（非特許文献１，２）。

この試験に用いられる射出試験装置は、圧縮ガスや爆薬の爆発エネルギーを利用して飛翔体を加速し、標的に高速で衝突させる装置である。

射出試験装置は、一般に加速エネルギーを供給する加速エネルギー供給系と、飛翔体を加速するための加速管（直管部）と、飛翔体と標的との衝突部で構成される。目的とする試験により飛翔体の形状・寸法は異なることから、飛翔体をサボーと呼ばれる入れ物に入れ、これを加速し、標的との衝突直前にサボーストッパーにより分離し、飛翔体だけを標的に衝突させる方式が汎用的である。

ところで、鳥が高速で衝突する際の圧力がゼラチンなどの軟質物体の衝突圧力で近似できることが分かっており、鳥の代わりにゼラチン塊を打ち込む試験が行われることが多い。但し、軟質物体の衝突時の形状が衝突荷重に大きく影響することも分かっており（非特許文献３）、試験では想定する形状を確実に打ち込める射出技術が必要である。球形ゼラチンを飛翔体として用いることは、飛翔体が万一回転しても衝突形状に差異が無く、一つの理想形と言える。

特許第４０３８８１５号公報

［online］、［平成２１年１１月１３日検索］、インターネット〈ＵＲＬ：http://www1.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/CF1866818A6B678486256E14006CAFE5?OpenDocument〉［online］、［平成２１年１１月１３日検索］、インターネット〈ＵＲＬ：http://www1.airweb.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgFAR.nsf/0/C76BEFB648F1CF318625696800572C1B?OpenDocument〉 S.A.Meguid et al., FE analysis of geometry effects of an artificial bird striking an aeroengine fan blade, International Journal of Impact Engineering 35 (2008) pp.487-498 K.Shimamura et al., Numerical Simulation of Bird Strike Damage on Jet Engine Fan Blade, 2004 ASME/JSEM Pressure Vessels and Piping Conference, 2004

しかしながら、図７に示すように、ゼラチン塊からなる飛翔体７０は軟質物体であるが故に、例え、その形状が球形であったとしても、射出時の衝撃やサボー７１がサボーストッパー７２に衝突した際の衝撃により変形してしまう虞があった。飛翔体７０が標的７３に衝突する際の形状により衝突圧力が変化するため、飛翔体７０の形状が変化してしまうと正確な試験を行うことができない。

本発明者は、この問題を解決すべく、図８に示すように、緩衝体８０を介して軟質物体からなる飛翔体８１を保持するサボー８２を用いた方法を提案した（非特許文献４）。この方法は、飛翔体８１の変形を抑制するのに効果的であったが、飛翔体８１の形状を保持したまま射出できるのは直径約５０ｍｍの球形ゼラチンを速度１１０ｍ／ｓ強程度までであり、更なる高速度で軟質物体からなる飛翔体８１を射出することができる射出試験装置の開発が望まれていた。

そこで、本発明の目的は、軟質物体からなる飛翔体を、その形状を維持したまま従来よりも高速度で射出することができる射出試験装置を提供することにある。

本発明は上記目的を達成するために創案されたものであり、衝突試験用の飛翔体を保持した円筒状のサボーを射出方向後端に収容し、該サボーを圧縮ガスや爆薬の爆発エネルギーを利用して加速するための加速管と、該加速管の射出方向先端を収容すると共に、前記加速管内で加速された前記飛翔体を衝突させる標的が収容された真空チャンバーと、該真空チャンバー内に設けられ、加速された前記サボーを受けて前記サボーから前記飛翔体を分離させると共に前記飛翔体を前記標的に衝突させるためのサボーストッパーとを備えた射出試験装置において、前記サボーは、射出方向先端に開口した開口部を有するサボー本体と、該サボー本体の開口部に射出方向移動自在に収容されると共に射出方向先端で前記飛翔体を保持する緩衝体とからなり、且つ、前記サボー本体と前記緩衝体の射出方向先端位置がオフセットされて形成され、前記緩衝体の射出方向先端位置が、前記サボー本体の射出方向先端位置よりも射出方向後端側に位置するようにされる射出試験装置である。

前記飛翔体は、球形の軟質物体からなり、前記緩衝体は、前記開口部の底部に設けられた円盤状の底板部と、該底板部の射出方向先端側に重ねて設けられ中央部に前記飛翔体の半球部を保持するための保持穴が形成されたリング部とからなり、前記底板部の厚さを変えることで、前記サボー本体と前記緩衝体の射出方向先端位置がオフセットされると良い。

本発明によれば、軟質物体からなる飛翔体を、その形状を維持したまま従来よりも高速度で射出することができる。

本発明の一実施の形態を示す射出試験装置の概略図であり、（ａ）は概略側面図、（ｂ）は真空チャンバー内の概略図である。本発明に用いるサボーの一例を示す図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）は正面図である。本発明に用いるサボーの他の例を示す図であり、（ａ）は側面図、（ｂ）は正面図である。図２のサボーを用いて図１の射出試験装置で飛翔体を射出する際の様子を示す図である。図３のサボーを用いて図１の射出試験装置で飛翔体を射出する際の様子を示す図である。本発明に好ましい形状のサボー本体を示す図である。従来の射出試験装置で飛翔体を射出する際の様子を示す図である。本発明者が過去に提案したサボーを示す図である。

以下、本発明の好適な実施の形態を添付図面にしたがって説明する。

図１は、本実施の形態に係る射出試験装置を示す概略図あり、（ａ）は概略側面図、（ｂ）は真空チャンバー内の概略図である。

図１に示すように、射出試験装置１は、衝突試験用の飛翔体２を保持した中実の円筒状のサボー３を射出方向後端（図示左側）に収容し、そのサボー３を圧縮ガスや爆薬の爆発エネルギー（加速エネルギー）を利用して加速するための加速管４と、加速管４の射出方向先端（図示右側）を収容すると共に、加速管４内で加速された飛翔体２を衝突させる標的５が収容された真空チャンバー６と、真空チャンバー６内に設けられ、加速されたサボー３を受けてサボー３から飛翔体２を分離させると共に飛翔体２を標的５に衝突させるためのサボーストッパー７とを備える。本実施の形態では、加速エネルギーとして圧縮ガスを用いる場合を説明する。

試験対象である標的５とは、例えば、ジェットエンジンのファンブレードなどの耐衝撃設計が必要な材料である。飛翔体２としては、鳥を模した球形の軟質物体を用いる。球形の軟質物体とは、例えば、球形のゼラチン塊（球形ゼラチン）である。球形ゼラチンを用いた高速衝突現象の試験としては、例えば、ジェットエンジンに鳥が吸い込まれた際の耐衝撃性を確認するための試験がある。球形ゼラチンを用いることで、加速管４での加速時にサボー３が弾道軸回りに回転したとしても飛翔体２が標的５に衝突した際の衝突圧力が変化しないため、試験への影響を無くすことができる。

サボー３は、飛翔体２を保持し、飛翔体２の加速効率を向上させるためのものである。サボー３の詳細については、後述する。

加速管４は、その長手方向に沿って複数（図１では、３つ）のサポート柱Ｓに支持されており、その中心が略一直線上になるようにされる。加速管４の射出方向後端には、加速エネルギー供給系８が接続される。加速エネルギー供給系８は、ガスを蓄圧するための蓄圧容器９と、蓄圧容器９にガスを供給するガスボンベ１０と、加速管４の射出方向後端に接続されるバルブ１１とからなる。

蓄圧容器９に供給するガスとしては、例えばヘリウム（Ｈｅ）や窒素（Ｎ₂）を用いる。不活性ガスでは分子量の小さいヘリウムが最も加速しやすいため好適である。

バルブ１１は、例えば電磁バルブからなる。蓄圧容器９内にガスを蓄圧した後、電磁バルブを一気に開放することにより、加速管４の射出方向後端に収容されたサボー３が加速される。

加速エネルギー供給系８と加速管４とはフランジ部１２を介して接続される。加速管４の射出方向後端に飛翔体２を保持したサボー３を設置する際には、フランジ部１２を境に加速エネルギー供給系８と加速管４とを分離させ、加速管４の射出方向後端の飛翔体設置部１３にサボー３を設置する。そのため、加速エネルギー供給系８は、図示左右方向に移動可能にされる。

加速管４内で加速された飛翔体２を衝突させる標的５は、加速管４の射出方向先端に接続された真空チャンバー６内に収容される。真空チャンバー６の外側にはレーザーや高速度カメラなど、高速衝突現象を捉えるための機器が設置されている。さらに、真空チャンバー６の側壁には、観測用の窓Ｗが設けられる。

また、加速管４の射出方向先端部にはシール部（例えば、パッキンなど）を有するシールフランジ１４が形成されている。加速管４の射出方向先端を真空チャンバー６の側壁に形成された挿入孔に挿入すると共に、シールフランジ１４を側壁にネジ止めすることにより、加速管４の射出方向先端は真空チャンバー６内に密閉されて収容される。これにより、加速管４内も真空引きされ、加速管４内で飛翔体２を保持したサボー３が十分に加速されるようになる。

加速されたサボー３を受けてサボー３から飛翔体２を分離させるサボーストッパー７には、サボー３よりも小さく飛翔体２のみを通過させる貫通孔１５が形成される。例えば、貫通孔１５の内径は、飛翔体２の直径に対して１０ｍｍ程大きくされる。よって、加速されたサボー３は貫通孔１５の外周部分に衝突して止められ、飛翔体２のみを標的５に衝突させるようになっている。言うまでもないが、サボーストッパー７は、サボー３の衝撃力に対し健全性を有する材料及び設計にて形成される。

さて、本実施の形態に係る射出試験装置１は、軟質物体からなる飛翔体２を、その形状を維持したまま従来よりも高速度で射出することができるものである。より具体的には、直径６２ｍｍ程度までの種々の大きさの飛翔体２を４００ｍ／ｓ程度の速度域まで、略球形を維持したまま射出することを可能とするものである。

そのため、射出試験装置１のサボー３は、図２，３に示すように、射出方向先端に開口した開口部１６を有するカップ形状のサボー本体１７と、サボー本体１７の開口部１６に射出方向移動自在に収容されると共に射出方向先端で飛翔体２を保持する緩衝体１８とからなり、且つ、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁と緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂が互いに射出方向にオフセットされて形成される。

サボー本体１７は、例えばポリエチレンなどの高分子材料からなる。高分子材料は破断伸びが大きく、サボーストッパー７に衝突しても壊れにくいため、サボー本体１７が破壊されてその破片が飛散してしまうのを防止することができる。また、開口部１６の内径は、サボーストッパー７の貫通孔１５の内径よりも大きくされる。

緩衝体１８は、開口部１６の底部に設けられた円盤状の底板部１９と、底板部１９の射出方向先端側に重ねて設けられ中央部に飛翔体２の射出方向後端側の半球部２０を保持するための保持穴２１が形成されたリング部２２とからなる。この緩衝体１８は、サボー本体１７の開口部１６内に隙間をほぼ生じさせずに係合するように、開口部１６の内径と同程度の外径、即ちサボーストッパー７の貫通孔１５の内径よりも大きく形成される。これにより、緩衝体１８の大分部をサボーストッパー７において、遮断することができる。

底板部１９は、サボー３の加速時に飛翔体２が射出方向後方へ押し付けられる力を和らげ、分離前の飛翔体２の変形（圧縮）を緩和するためのものであり、リング部２２は、飛翔体２を保持すると共にサボー３から飛翔体２を分離する際に飛翔体２に加わる分離時の衝撃を緩和するためのものである。

底板部１９の厚さを変えることで、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁と緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂がオフセットされる。

緩衝体１８は、例えば、発泡ポリスチレンや発泡スチロールなどの発泡樹脂体からなる。また、緩衝体１８としては飛翔体２をしっかりと保持できるように、適度な硬さを有するものが好ましい。緩衝体１８は、発泡樹脂体を熱線や研削により加工して形成するため、種々の大きさの飛翔体２に対応したものを容易に、且つ、安価に作製できる。

サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁と緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂のオフセット方向は、サボー本体１７と飛翔体２の直径差の大小により決定される。

サボー本体１７と飛翔体２の直径差が小さい場合には、図２に示すように、緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂が、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁よりも射出方向先端側に位置するようにされる。

これに対し、サボー本体１７と飛翔体２の直径差が大きい場合には、図３に示すように、緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂が、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁よりも射出方向後端側に位置するようにされる。

詳しくは後述するが、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁と緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂をオフセットさせるのは、サボー本体１７と緩衝体１８の分離のタイミングと、緩衝体１８と飛翔体２の分離のタイミングとをずらすことで、飛翔体２の分離時にその変形を促すような余計な力が加わるのを防止するためである。

この射出試験装置１を用いた射出試験を説明する。

先ず、試験前に、フランジ部１２を境に加速管４と加速エネルギー供給系８とを分離させ、加速管４の射出方向後端の飛翔体設置部１３に飛翔体２を保持したサボー３を収容して設置する。

その後、真空チャンバー６内を所望の真空度に真空引きし、またガスボンベ１０から蓄圧容器９にガスを供給する。真空引きにより、真空チャンバー６内及びバルブ１１までの加速管４内が真空にされる。蓄圧容器９内にサボー３を所望の速度で加速するのに十分なガスが充填されたら、バルブ１１を一気に開放して、充填された圧縮ガスにて加速管４の射出方向後端に収容されたサボー３を加速する。つまり、試験環境に応じて、蓄圧容器９内の圧力や、真空チャンバー６内及びバルブ１１までの加速管４内の真空度などを適宜調整することにより、サボー３を所望の速度で加速することができる。

加速管４内で加速されたサボー３は、サボー３が貫通孔１５の外周面に衝突するようにしてサボーストッパー７に衝突し、サボー３から飛翔体２が分離される。このとき、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁と緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂のオフセット方向の違いにより飛翔体２の分離メカニズムが異なる。

緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂が、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁よりも射出方向先端側に位置するようにした場合には、図４（ａ）に示すように、先ず緩衝体１８がサボーストッパー７に衝突すると共に飛翔体２が緩衝体１８から分離され、しかる後、図４（ｂ）に示すように、サボー本体１７がサボーストッパー７に衝突して、飛翔体２がサボー３から分離される。つまり、サボー本体１７がサボーストッパー７に衝突して変形（高速では破壊も伴う）するときには、既に飛翔体２がサボー３から分離され、飛翔体２の半分以上がサボーストッパー７を通過していることになる。よって、サボー本体１７がサボーストッパー７に衝突したときに、サボー本体７が変形などしても、その衝撃は飛翔体２に伝達されず、飛翔体２に変形を促すような余計な力が作用しない。なお、緩衝体１８の一部は、サボーストッパー７の貫通孔１５によりせん断されるが、柔らかいため飛翔体２に影響を及ぼさず、また、せん断された緩衝体１８の一部が飛翔体２と共に多少飛行してきても、密度が極めて小さいため、標的５への影響はほとんどない。

また、緩衝体１８の射出方向先端位置Ｐ₂が、サボー本体１７の射出方向先端位置Ｐ₁よりも射出方向後端側に位置するようにした場合には、図５（ａ）に示すように、サボー本体１７がサボーストッパー７に衝突すると共に飛翔体２と緩衝体１８とがサボー本体１７から分離され、しかる後、図５（ｂ）に示すように、緩衝体１８がサボーストッパー７に衝突すると共に飛翔体２が緩衝体１８から分離されて、飛翔体２がサボー３から分離される。サボー本体１７がサボーストッパー７に衝突したときに、サボー本体１７は変形するが、サボー本体１７と飛翔体２の直径差が大きいため、サボー本体１７の変形の影響は飛翔体２に作用しにくい。この場合も、上述したように緩衝体１８の一部がせん断されるが、同様に飛翔体２の射出には影響はほとんどない。

その後、サボー３から分離された飛翔体２は、真空チャンバー６内に予め収容しておいた標的５に衝突する。その衝突後の標的５及びレーザーや高速度カメラなどの各種機器から得られた情報を元に標的５の耐衝撃性能などを評価する。

繰り返し試験を行う場合には、真空チャンバー６内に残留したサボー３を除去し、再び加速管４と加速エネルギー供給系８とを分離させ、加速管４の射出方向後端の飛翔体設置部１３に飛翔体２を保持したサボー３を収容した後、試験を行う。

このように、本実施の形態に係る射出試験装置１によれば、サボー３は、射出方向先端に開口した開口部１６を有するサボー本体１７と、サボー本体１７の開口部１６に射出方向移動自在に収容されると共に射出方向先端で飛翔体２を保持する緩衝体１８とからなり、且つ、サボー本体１７と緩衝体１８の射出方向先端位置がオフセットされて形成されるため、サボー本体１７と緩衝体１８の分離のタイミングと、緩衝体１８と飛翔体２の分離のタイミングとをずらすことができる。これにより、サボー本体１７がサボーストッパー７に衝突した際の衝撃が飛翔体２に作用せず、飛翔体２にその変形を促すような余計な力が加わるのを防止できる。よって、軟質物体からなる飛翔体２を、その形状を維持したまま従来よりも高速度で射出することができる。

また、射出試験装置１では、サボー３の飛翔体２を保持する部分が別部材で形成されているため、容易かつ安価に作製できる緩衝体１８以外の部分の形状を共通化でき、サボー３の加工コストを下げることができる。

なお、本発明においては、開口部１６を有するカップ形状のサボー本体１７を用いるため、高速度で射出するとサボーストッパー７への衝突時にサボー本体１７が破壊され、その破片が飛散する虞がある。そのため、図６に示すように、サボー本体１７の側壁部２３の厚さを一部厚くした補強部２４を形成したり、サボー本体１７の側壁部２３の射出方向の長さを長くしたりして、サボー本体１７の強度を向上させるようにしてもよい。このように、サボー本体１７の強度を向上させることで、例えば、３００ｍ／ｓを超える速度においてもカップ形状のサボー本体１７が衝突により破壊され、その破壊された部分がサボーストッパー７の貫通孔１５を通過して飛翔体２と共に飛んでくることを防止でき、正確な試験を行うことができる。

また、本発明の代替案として、サボーストッパー７の貫通孔１５の外周部から円管を突き出し、サボー本体１７がサボーストッパー７に衝突するより先に、飛翔体２とその周囲の緩衝体１８が円管内に抜けるようにして、サボー３と飛翔体２の分離時に飛翔体２に余計な力を及ぼさないように構成することも考えられる。しかしながら、このような構成では、カップ形状のサボー本体１７の底部が円管によってせん断され、貫通孔１５を通過して飛翔体２と共に飛んでくる可能性があり、本発明のように飛翔体２を高速度で射出すると正確な試験を行うことはできない。

１射出試験装置
２飛翔体
３サボー
４加速管
５標的
６真空チャンバー
７サボーストッパー
１６開口部
１７サボー本体
１８緩衝体
Ｐ₁ サボー本体の射出方向先端位置
Ｐ₂ 緩衝体の射出方向先端位置

Claims

衝突試験用の飛翔体を保持した円筒状のサボーを射出方向後端に収容し、該サボーを圧縮ガスや爆薬の爆発エネルギーを利用して加速するための加速管と、該加速管の射出方向先端を収容すると共に、前記加速管内で加速された前記飛翔体を衝突させる標的が収容された真空チャンバーと、該真空チャンバー内に設けられ、加速された前記サボーを受けて前記サボーから前記飛翔体を分離させると共に前記飛翔体を前記標的に衝突させるためのサボーストッパーとを備えた射出試験装置において、
前記サボーは、射出方向先端に開口した開口部を有するサボー本体と、該サボー本体の開口部に射出方向移動自在に収容されると共に射出方向先端で前記飛翔体を保持する緩衝体とからなり、且つ、前記サボー本体と前記緩衝体の射出方向先端位置がオフセットされて形成され、
前記緩衝体の射出方向先端位置が、前記サボー本体の射出方向先端位置よりも射出方向後端側に位置するようにされることを特徴とする射出試験装置。
前記飛翔体は、球形の軟質物体からなり、
前記緩衝体は、前記開口部の底部に設けられた円盤状の底板部と、該底板部の射出方向先端側に重ねて設けられ中央部に前記飛翔体の半球部を保持するための保持穴が形成されたリング部とからなり、
前記底板部の厚さを変えることで、前記サボー本体と前記緩衝体の射出方向先端位置がオフセットされる請求項１に記載の射出試験装置。