JPH027016B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、航空機等の開発において行う航空機
の風洞試験用の航空機等の飛翔体模型に関し、特
に航空機の動的な飛行特性を把握するのに適した
推進器及び能動制御装置を備えた航空機全機模型
に関する。

従来の技術 従来、航空機模型による風洞試験は、推進器の
みを備えた模型による静的試験、およびダミーエ
ンジンを搭載した軽量模型による動的試験が行わ
れていたが、推力発生装置である推進器と、主操
縦舵面等の能動制御装置の両機能を備えた航空機
全機模型による動的試験は行われていない。

前記従来の静的試験に用いられている航空機模
型としては、電動モーター駆動によるプロペラ方
式、高圧空気又は高圧ガス（窒素ガス）等を使用
してノズルから噴射させ、ジエツトエンジンを模
擬させたエジエクター方式等の、推進器のみを備
えたものが知られ、それによる静的な航空機模型
試験は種々報告されている（例えば、日本航空宇
宙学会誌、第377号、MU−300Deep Stall特性）。
そして、近年推進器は、エジエクター方式にかわ
り、パワーが大きい高圧空気タービン方式による
模擬フアンジエツトエンジンを搭載した静的な航
空機全機模型試験が中心となつてきている。

また従来、動的試験に用いられる航空機模型と
しては、パワー無しでエンジンの形状のみを模擬
したダミーエンジンを搭載して相似性を考慮し、
舵面を電動又は油圧方式によつて駆動する模型が
用いられていたが、近年主操縦舵面等を動かす小
型アクチユエーターが開発され、前記模型に舵面
制御を備えた模型が用いられて来ている。しか
し、パワー付の推進器と舵面制御等の駆動部の両
方を備えた軽量模型はなかつた。

発明が解決しようとする問題点 前記の様に従来、パワー付きの推進器を持ち、
各種能動制御機構を施した全機模型による６分力
を測定する動的力測定試験は、行われていない。
そのため、航空機の動的特性である失速付近の運
動、離着陸の低速時運動、一部機能損傷による回
復操作の様な非定常飛行特性等を模型による風洞
試験で十分に把握することが困難であつた。しか
しながら、これらの特性は、航空機の性能向上、
及び飛行の安全に係る制御則の開発、評価、最適
化のために必要な事項であり、これらの特性が正
確に測定出来るような全機模型が求められてい
る。

従来、パワー付推進器を持ち各種能動制御機構
を施した全機模型による動的試験が行われていな
い理由は、模型にこれらの各種装置を施すと模型
の機体が重くなり、風洞内で機体を揺動させて
も、風速にもよるが、天秤で検出される力は、模
型全体に加わる空気力より、模型の慣性力の方が
遥かに大きくなり、飛行特性にかかわる空気力の
変動成分を精度良く分離することが困難であつた
事に起因する。特に、機体揺動による主翼、舵面
上の剥離、及びエンジンの吸込み、排気流が機体
に及ぼす空力干渉の微変動等の空気力を精度良く
分離するのは困難であつた。

本発明は、上記実情に鑑み創案されたものであ
つて、模型の軽量化を図り、慣性力に比べ機体に
加わる空気力を相対的に大きく、空気力の変動成
分を精度良く分離し飛行性能に関するデータを得
ることが出来る風洞試験用のパワー付き推進器及
び能動制御付き飛翔体模型を提供することを目的
とするものである。

問題点を解決するための手段 慣性力に比べて検出空気力を相対的に大きくす
る方法として、まず、模型の大きさは同じにし
て、機体にハニカムコアサンドイツチ構造等にし
た複合材を使用して、極力軽量化を計ることによ
つて、慣性力を小さくし、相対的に空気力を大き
くする事が考えられる。また、同重量で模型を大
型化することにより、空気力の増大を計ることも
考えられる。しかしながら、重量物であるパワー
付き模擬エンジン等の推進器を搭載する必要があ
ることと、翼面荷重など強度上の問題から、機体
を軽量化するにも限度があり、慣性力を小さくす
ることが出来ない。また、大型化にしても風洞測
定部の制約から限度がある。

そこで本発明は、重量物であるパワー付き模擬
エンジン等の推進器を装備して機体の慣性力を小
さくするために次の様な手段を採用した。

模型内高圧空気供給配管、推進器、天秤及び模
型変角機構部の重量物は、軽量機体本体と切り離
し、揺動基盤の所定位置に設ける。小型軽量でも
つて十分機能を果せる、主操縦舵面駆動機構部と
高揚力装置等の各種駆動機構部は機体本体の所定
位置に設ける。

このように、機体本体と重量物である推進器等
を切り離すことにより、加わる空気力をより正確
に測定できるようにした。推進器の推力について
は、予め供給配管の干渉を見込んで、供給圧力に
対して検定しておく。

なお、模型は試験目的によつて推進器の配置
や、各種能動制御機構が選ばれる。

作 用 模型を風洞内の揺動装置Ｂ上に設置し、迎角
α、偏揺角βの動きをさせて模型に加わる６分力
（３並進と３モーメント）を測定する。このとき
の機体本体の動きは、天秤の歪量の範囲内で変化
する。

重量物であるエンジン等の各種装置を機体本体
から切り離すことにより、動的風洞試験において
機体本体の慣性力が小さくなるに比べて、模型全
体にかかる空気力の割合が増加し、大きく検出さ
れるようになる。そのため、飛行特性に係る空気
力の変動成分を精度良く分離することができる。
特に、機体揺動による主翼、舵面上の剥離、及び
エンジンの吸い込み、排気流が機体に及ぼす空力
干渉の微変動、また尾翼の一部破損、欠落等の能
動機能が損われた時の現象等の空気力を相対的に
精度良く測定できるため、分離精度が向上して飛
行性能に関するデータを正確に得ることが出来
る。

実施例 以下、本発明の実施例を図面に基づいて詳細に
説明する。

第１図乃至第５図は、本発明の第１実施例に係
る飛翔体模型を風洞内に支持している状態を示し
ている。風洞内の動的部分を大きくわけると、模
型本体Ａと揺動装置Ｂとからなる。模型本体Ａ
は、第１図に示すように、機体本体１と推進器等
の重量物を支持している揺動基盤２とから構成さ
れ、揺動基盤２を前記揺動装置Ｂにフレキシブジ
ヨイント等を介して支持させている。

揺動基盤２には、模擬ジエツトタービンエンジ
ン３が空気供給配管５を介して設けられ、さらに
該基盤２上に模型変角機構部４、天秤６が固定さ
れている。機体本体１には、前記揺動基盤２が嵌
合する内枠１１が凹設され、また、所定位置に小
型軽量な各種能動制御装置が設けられている。能
動制御装置は、昇降舵７よりなる主操縦舵面駆動
機構部、フラツプ８及びスポイラー９の高揚力駆
動機構部、尾翼操縦舵面駆動機構部、昇降舵７か
らなる主操縦舵面、フラツプ８及びスポイラー９
からなる高揚力装置、尾翼舵面１０等で構成され
ている。前記各種駆動機構部は、電動駆動方式を
採用し、小型軽量化が図られている。

機体本体１には、揺動基盤２上に設けた模型変
角機構部４、空気供給配管５、及び天秤６上から
覆い被せて取り付けるための内枠１１が形成され
ている。機体本体は、内枠１１の内壁と、揺動基
盤２上に設けた模型変角機構部４、空気供給配管
５及び天秤６の一部分の各機器に接触しないよう
に、ある間隙を保つて覆い被せる様にして、天秤
６の中心に模型の空力中心を合わせて天秤６に固
定されている。それによつて、機体本体は、天秤
の歪量の範囲内で変化する。機体本体１の内枠１
１の内壁と揺動基盤２との間隙は天秤の歪量より
も大きく、表皮での間隙部分を最小にし、間隙部
分をゴム等の軟質材でシールし、空気の流出入に
よる剥離等を押えるようにしてある。

揺動装置Ｂは、迎角α、偏揺角βを設定するα
設定機構部１２、β設定機構部１３、前部支柱配
管１４、及び後部支柱１５で構成されている。前
部支柱配管１４から、前記空気供給配管５を介し
てエンジンに高圧空気を供給する。前記揺動装置
によつて直接揺動されるのは、揺動基盤２と該揺
動基盤に固定されているエンジン３、模型変角機
構部４、空気供給配管５、及び天秤６であり、間
接的に動き得るのは、天秤に固定されている各種
能動制御機構部７〜１０を施した機体本体１であ
る。

機体本体１の構造は、軽量の内枠１１を中心
に、内部に軽量で空力荷重に耐え得るハニカムコ
ア１７を使用し、表皮１８にはガラス繊維FRP、
又は炭素繊維の複合材を使用したハニカムコアサ
ンドイツチ構造による一体成形になつている。

また、航空機模型の機体本体１の外形は、実験
仕様に沿つたエンジンの配置による主翼面下の空
気供給配管５用の溝の長さや、昇降舵７、フラツ
プ８等の取付用凹座が形成されている。

以上のように構成された全機模型で、風洞試験
は、次のようにして行われる。

運動解析に必要な機体の姿勢角、加速度は機体
本体１の運動中心軸上、及び主翼翼端と前頭部に
設けたジヤイロ１９、加速度計１６によつて測定
される。

第５図に示したものは、計測ブロツク図であ
る。上記のように組み立てられ、風洞内で試験を
行うとき、エンジン３の制御による排気流の影
響、模型姿勢変化、及び各種能動制御等にる模型
に加わる慣性力、および静的動的空気力は天秤
６、ジヤイロ１９、加速度計１６によつて測定さ
れる。その測定した値をリアルタイムで解析し、
各種能動制御装置にフイーバツクし、動的な飛行
特性データを把握する。これらの試験は、全て電
子計算機の管理のもとでおこなわれ、従来の方法
で処理される。

第６，７図に示すものは、本発明の他の実施例
で、次世代省エネルギー航空機モデルである高速
ターボプロツプ（ATP）エンジン２０を搭載し
た航空機模型である。該航空機の場合は、大きい
プロペラを高速回転させるため、一発停止時では
後部胴体に大きな影響を与え、偏揺力を正確に把
握し、回復操作のための舵面の効き具合等多くの
試験が必要であるが、本発明の模型によればこれ
らの正確な試験が可能である。

第８，９図に示すものは、将来の水平打ち上げ
式のスペースシヤトルの想像模型である。日本に
おける水平打ち上げ式スペースシヤトルの場合
は、滑走路が短いため、現在の3000Mの滑走路に
適用できる事が要求され、急旋回と短距離着陸の
高性能を持つシヤトルが必要である。そのために
は、シヤトルに着陸専用のジエツトタービンエン
ジン２１を搭載した方式が採用されることが予測
される。同図は、そのために予測されるシヤトル
を本発明によつて製作した模型による動的試験状
態を示している。

なお、上記各実施例では、推進器の動力手段と
して高圧空気を用いたが、それに限らずその他の
動力手段を供給配管から供給して駆動しても良
い。

効 果 以上の様に、本発明の模型は、重量物であるエ
ンジン等の各種装置を機体本体から切り離したた
め、動的風洞試験において機体本体の慣性力を小
さくすることが可能になつた。それにより、小型
軽量な各種能動制御装置を施した本発明模型を風
洞内で揺動させた時、天秤で検出される力は模型
の慣性力よりも、模型全体にかかる空気力の割合
が増加し、大きく検出されるようになつたため、
飛行特性に係る空気力の変動成分を精度良く分離
することができる様になつた。特に、機体揺動に
よる主翼、舵面上の剥離、及びエンジンの吸い込
み、排気流が機体に及ぼす空力干渉の微変動、ま
た尾翼の一部破損、欠落等の能動機能が損われた
時の現象等の空気力を相対的に精度良く測定でき
るようになつたため、分離精度が向上し、飛行性
能に関するデータを得ることが出来るようになつ
た。

【図面の簡単な説明】

図面は本発明の飛翔体模型の実施例である全機
模型を示し、第１図は展開斜視図、第２図は風試
状態の斜視図、第３図は一部側断面図、第４図は
主翼断面図、第５図は制御ブロツク図、第６図は
高速ターボジエツトエンジンを搭載した他の実施
例の全機模型、第７図は第６図の部分断面図、第
８図は他の実施例である水平打ち上げ式スペース
シヤトルの斜視図、第９図は水平打ち上げ式スペ
ースシヤトル着陸動的試験時の側面図である。 １：機体本体、２：揺動基盤、３：模擬ジエツ
トタービンエンジン、４：模型変角機構部、５：
空気供給配管、６：天秤、７：昇降舵、８：フラ
ツプ、９：スポイラー、１０：尾翼操縦舵面、１
１：内枠、１２：α設定機構部、１３：β設定機
構部、１４：前部支柱配管、１５：後部支柱、１
６：加速度計、１７：ハニカムコア、１９：ジヤ
イロ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 機体本体と揺動基盤からなる風洞試験用推進
   器付飛翔体模型であつて、前記機体本体には、主
   操縦舵面駆動機構部及び高揚力装置等からなる各
   種能動制御装置が所定位置に配置され、前記揺動
   基盤には、推進器に動力を供給する供給配管、該
   供給配管を介して支持されている推進器、天秤、
   模型変角機構部が固定され、前記機体本体を、前
   記揺動基盤に固定された前記供給配管、推進器、
   模型変角装置から間隙保つて切り離した状態で前
   記天秤に連結支持させ、模型に働く空気力を天秤
   で測定するようにしたことを特徴とする風洞試験
   用推進器付飛翔体模型。 ２ 前記各種能動制御装置が電動駆動方式の小型
   軽量なものであることを特徴とする特許請求の範
   囲第１項記載の風洞試験用推進器付飛翔体模型。 ３ 前記推進器が高圧空気タービン方式による模
   擬ジエツトタービンエンジンであることを特徴と
   する特許請求の範囲第１または２項記載の風洞試
   験用推進器付飛翔体模型。