JP7421769B2 - ダクト内圧力計測構造及び風洞試験装置 - Google Patents

Description

本発明は、超音波流れ場におけるダクト内部の総圧分布を計測する技術に関する。

航空機に作用する気流の影響を模擬した風洞試験は、機体を模した模型周りの流れや、模型に作用する空気力などを調べるために行われる（例えば、特許文献１参照）。
このような風洞試験において、模型に作用する外部荷重を算出する場合、模型全体に作用する荷重計測値から、気流によるインテークダクト（空気取り入れ口）内部の空力荷重を除外する必要がある。インテークダクトの内部荷重は、ダクト出口付近の総圧および壁面圧力（静圧）の計測値から算出される。

そのため、模型の外部荷重を高精度に算出するには、これらの総圧および静圧を、流路断面での分布も含めてより正確に計測する必要がある。圧力分布をより正確に捉えるためには計測点数を増やすことが望ましいが、単純に計測用のピトー管数を増加させたりすると、その分だけ流路面積が減少してしまい、必要な流量を確保できなくなるおそれがある。

ところで、インテークダクト内への流入空気量を模擬する場合には、図５に示すように、流路を部分的に閉塞させるプラグをダクト内壁に取り付けることで、流量を調整する。このプラグは、それ自体が流れに及ぼす影響を極力抑えるために、インテークダクトの下流端近くに設けられる。

しかしながら、インテークダクト内の流れ場が超音速である場合、プラグから衝撃波が発生し、総圧計測の精度低下を招いてしまう。
この点につき、解析例を挙げて説明する。図６は、この解析例の結果を示す図であり、このうち（ａ）が、超音速流れ場におけるインテークダクト内のマッハ数分布を示すコンター図であり、（ｂ）が、（ａ）のコンターを超音速域（Ｍ≧1.0）と亜音速域（Ｍ＜1.0）にまとめて表した図である。
図６（ａ）に示すように、インテークダクト内が超音速流れ場であると、プラグの下流端から衝撃波が発生する。すると、図６（ｂ）に示すように、プラグの直ぐ下流に位置する圧力計測面内において、超音速域と亜音速域とが混在した不連続な圧力分布が生じてしまい、総圧分布の計測精度を低下させてしまう。

特開平１０－２６７７８６号公報

本発明は、上記事情を鑑みてなされたもので、ダクト内部が超音速流れ場の場合であっても、好適に流量を調整しつつ精度よく総圧分布を計測できるようにすることを目的とする。

上記目的を達成するために、請求項１に記載の発明は、ダクト内部のうち、気流方向に直交する所定の圧力計測面における圧力分布を計測するダクト内圧力計測構造であって、
前記圧力計測面の上流側には、前記ダクト内の流路の外周側を閉塞させて空気の流量を調整する環状の流量調整部材が設けられ、
前記流量調整部材は、気流方向に沿って２段階に流路が拡大するように、段付き状に形成されていることを特徴とする。

請求項２に記載の発明は、請求項１に記載のダクト内圧力計測構造において、
前記圧力計測面は前記ダクトの出口付近に設けられ、
前記流量調整部材は前記圧力計測面の直ぐ上流側に設けられていることを特徴とする。

請求項３に記載の発明は、請求項１または２に記載のダクト内圧力計測構造において、
前記ダクトが、航空機の模型に設けられたインテークダクトであることを特徴とする。

請求項４に記載の発明は、風洞試験装置であって、
風洞と、
前記風洞内に気流を発生させる送風機と、
請求項３に記載のダクト内圧力計測構造と、
を備え、
前記風洞内で気流を受けたときの前記模型のインテークダクト内部の圧力分布を計測することを特徴とする。

本発明によれば、ダクト内の流路を閉塞させる流量調整部材が、気流方向に沿って２段階に流路が拡大するように、段付き状に形成されている。
そのため、ダクト内部が超音速流れの場合には、まず１段目の流路拡大部において衝撃波が発生してマッハ数Ｍ＜1.0となる流れが誘起される。そして、このＭ＜1.0の領域に配置された２段目の流路拡大部により流れが減速されて、超音速域が圧力計測面まで及ばなくなり、当該圧力計測面における圧力分布が平準化される。
したがって、ダクト内部が超音速流れの場合であっても、好適に流量を調整しつつ精度よく総圧分布を計測することができる。

実施形態における風洞試験装置の概略構成を示す図である。 実施形態における模型の斜視図である。 （ａ）は実施形態における模型のうち、インテークダクトの延在方向に沿った断面図であり、（ｂ）は（ａ）のうちインテークダクト出口付近の拡大図であり、（ｃ）は圧力計測面でのピトー管の配列を説明するための図である。 実施形態における解析例の結果を示す図であって、（ａ）が超音速流れ場におけるインテークダクト内のマッハ数分布を示すコンター図であり、（ｂ）が（ａ）のコンターを超音速域と亜音速域にまとめて表した図である。 従来のダクト内圧力計測構造を説明するための図である。 従来のダクト内圧力計測構造における解析例の結果を示す図であって、（ａ）が超音速流れ場におけるインテークダクト内のマッハ数分布を示すコンター図であり、（ｂ）が（ａ）のコンターを超音速域と亜音速域にまとめて表した図である。

以下、本発明に係るダクト内圧力計測構造を風洞試験装置に適用した場合の実施形態について、図面を参照して説明する。

図１は、本実施形態における風洞試験装置１の概略構成を示す図であり、図２は、風洞試験装置１に設置される模型３の斜視図である。

図１に示すように、本実施形態における風洞試験装置１は、航空機に作用する外部荷重等を測定するものであり、航空機を模した模型３と、模型３の機体前方から気流Ｆを発生させる送風機４とを、風洞２内に備えている。

模型３は、風洞２内の測定部に立設された支持部材２１から送風方向上流側に向けて突設されたスティング２２の先端に、天秤２３を介して取り付けられている。
天秤２３は、図２に示すように、模型３の胴体３０内部に設けられており、模型３全体に作用する空気力を計測する。

模型３に作用する外部荷重は、天秤２３で計測される模型３全体に作用する空気力から、模型３のインテークダクト３１内部に作用する空力荷重を除外することで算出される。インテークダクト３１内部に作用する空力荷重は、実際の航空機では推力の一部と見做されるためである。

図３（ａ）は、模型３のうち、インテークダクト３１の延在方向に沿った断面図であり、図３（ｂ）は、図３（ａ）のうちインテークダクト３１の出口付近の拡大図であり、図３（ｃ）は、後述するピトー管２４の配列を説明するための図である。
インテークダクト３１内部に作用する空力荷重は、図３（ａ）に示すように、インテークダクト３１の出口付近での総圧及び壁面圧力（静圧）から算出される。より詳しくは、インテークダクト３１の延在方向と直交する圧力計測面Ｓにおける総圧及び壁面圧力が計測され、これらの計測値から空力荷重が算出される。

このうち、壁面圧力は、例えば、インテークダクト３１の壁面のうち圧力計測面Ｓ上に形成された複数の計測孔（図示省略）における静圧の平均値として計測される。複数の計測孔はその外周側に設けられた図示しないチャンバーに全てが連通されており、このチャンバーが圧力配管を介して接続された圧力計によって、これら複数の計測孔における静圧が計測されるようになっている。

一方、総圧は、図３（ｂ）に示すように、多点計測可能な複数のピトー管２４によって計測される。これら複数のピトー管２４は、各先端が圧力計測面Ｓ上に位置するように、開口した後端からインテークダクト３１内に挿し込まれた状態に配置され、圧力計測面Ｓ内においては、図３（ｃ）に示すように、特に限定はされないが、中心含む３箇所の半径方向位置と８箇所の周方向位置が計測できるように配列されている。

インテークダクト３１内の出口付近には、図３（ｂ）に示すように、空気流量を調整するためのプラグ３４が着脱可能に取り付けられている。
このプラグ３４は、周方向に略一定肉厚の環状に形成され、インテークダクト３１内壁に取り付けられて、インテークダクト３１の流路の外周側を閉塞させる。

また、プラグ３４は、気流方向に沿った断面においては、気流方向に沿って２段階に流路が拡大するように、段付き状に形成されている。より詳しくは、プラグ３４は、最小内径のスロート部Ｔ１と、段付き部Ｌ１と、スロート部Ｔ１よりも大きい内径の中間段部Ｔ２と、下流端部Ｌ２とが、気流方向の上流側から連なるように形成されている。流路径の変化部分である段付き部Ｌ１と下流端部Ｌ２と上流端部は、流路が滑らかに変化するように傾斜面状に形成されている。下流端部Ｌ２は、本実施形態では、圧力計測面Ｓの直ぐ上流側に位置している。

このようにプラグ３４が段付き状に形成されていることにより、超音速流れにおける圧力計測面Ｓ上の圧力分布を均すことができる。
インテークダクト３１内の流れ場が超音速となる場合、プラグで単純に流路を絞ってしまうと、プラグ後端から衝撃波が発生し、この衝撃波により圧力計測面Ｓ上に不連続な圧力分布が生じて総圧計測の精度低下を招いてしまう（図６参照）。
そこで本実施形態では、流路が２段階に拡大するようにプラグ３４を段付き状に形成している。これにより、まずインテークダクト３１における１段目の流路拡大部（プラグ３４の段付き部Ｌ１）において衝撃波を発生させ、マッハ数Ｍ＜1.0となる流れを誘起する。その後、このＭ＜1.0の領域に配置された２段目の流路拡大部（プラグ３４の下流端部Ｌ２）により流れが減速されて、圧力計測面Ｓにおける圧力分布が平準化される。

上述したプラグ３４による効果を、ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析による解析例を挙げてさらに詳しく説明する。
図４は、本解析例の結果を示す図であり、このうち（ａ）が、超音速流れ場におけるインテークダクト３１内のマッハ数分布を示すコンター図であり、（ｂ）が、（ａ）のコンターを超音速域（Ｍ≧1.0）と亜音速域（Ｍ＜1.0）にまとめて表した図である。
図４（ａ）の図に示すように、インテークダクト３１内が超音速流れ場である場合、１段目の流路拡大部において斜め衝撃波が発生している。この斜め衝撃波のマッハ交差により垂直衝撃波が形成され、その後流では流れが減速されている。そして、更に２段目の流路拡大部において流れが減速される。
その結果、図４（ｂ）の図に示すように、圧力計測面Ｓにおいて超音速域と亜音速域とが混在していた従来（図６（ｂ）参照）と異なり、圧力計測面Ｓでは亜音速流れとなるように圧力分布が平準化される。

以上のように、本実施形態によれば、インテークダクト３１内の流路を閉塞させるプラグ３４が、気流方向に沿って２段階に流路が拡大するように、段付き状に形成されている。
そのため、ダクト内部が超音速流れの場合には、まず１段目の流路拡大部（プラグ３４の段付き部Ｌ１）において衝撃波が発生してマッハ数Ｍ＜1.0となる流れが誘起される。そして、このＭ＜1.0の領域に配置された２段目の流路拡大部（プラグ３４の下流端部Ｌ２）により流れが減速されて、超音速域が圧力計測面Ｓまで及ばなくなり、当該圧力計測面Ｓにおける圧力分布が平準化される。
したがって、インテークダクト３１内部が超音速流れの場合であっても、好適に流量を調整しつつ精度よく総圧分布を計測することができる。

なお、本発明を適用可能な実施形態は、上述した実施形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。

例えば、プラグ３４の段付き形状は、圧力計測面Ｓよりも上流で超音速域を無くせるものであれば、特に限定されない。具体的に、スロート部Ｔ１と中間段部Ｔ２の内径比（高さ比）や、段付き部Ｌ１及び下流端部Ｌ２の傾斜角度などは、適宜設定することができる。
また、流路形状は円形に限定されない。

また、上記実施形態では、本発明に係るダクト内圧力計測構造を風洞試験装置１に適用して、航空機の模型３におけるインテークダクト３１の圧力分布を計測する場合について説明した。しかし、本発明に係るダクト内圧力計測構造は、このような計測例に限定されず、ダクト内部の圧力分布の計測に対して広く適用可能である。

１ 風洞試験装置
２ 風洞
３ 模型
３０ 胴体
３１ インテークダクト
３４ プラグ
４ 送風機
Ｆ 気流
Ｌ１ 段付き部
Ｌ２ 下流端部
Ｔ１ スロート部
Ｔ２ 中間段部
Ｓ 圧力計測面

Claims (4)

1. ダクト内部のうち、気流方向に直交する所定の圧力計測面における圧力分布を計測するダクト内圧力計測構造であって、
   前記圧力計測面の上流側には、前記ダクト内の流路の外周側を閉塞させて空気の流量を調整する環状の流量調整部材が設けられ、
   前記流量調整部材は、気流方向に沿って２段階に流路が拡大するように、段付き状に形成されていることを特徴とするダクト内圧力計測構造。
2. 前記圧力計測面は前記ダクトの出口付近に設けられ、
   前記流量調整部材は前記圧力計測面の直ぐ上流側に設けられていることを特徴とする請求項１に記載のダクト内圧力計測構造。
3. 前記ダクトが、航空機の模型に設けられたインテークダクトであることを特徴とする請求項１または２に記載のダクト内圧力計測構造。
4. 風洞と、
   前記風洞内に気流を発生させる送風機と、
   請求項３に記載のダクト内圧力計測構造と、
   を備え、
   前記風洞内で気流を受けたときの前記模型のインテークダクト内部の圧力分布を計測することを特徴とする風洞試験装置。

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