JPH04268431A

JPH04268431A - 風洞試験装置

Info

Publication number: JPH04268431A
Application number: JP2823191A
Authority: JP
Inventors: Shigeru Asai; 浅井　滋
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1991-02-22
Filing date: 1991-02-22
Publication date: 1992-09-24

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、航空機の空力特性を求
めるための風洞試験装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】航空機の運動計算は飛行運動を表すシミ
ュレーション・モデルとその空力特性を表す空力係数を
用いて行なわれる。空力係数は静安定空力係数と動安定
空力係数に大別される。

【０００３】これらの空力係数は、現在のところ一般的
に風洞試験により求められるが、従来の風洞試験ではこ
のうち静安定空力係数が求まるのみである。残る動安定
空力係数は、こうして得られた静安定空力係数と経験式
を用いて推定していた。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】従来は、静安定空力係
数および動安定空力係数を含む空力特性全体を、風洞試
験という一つの手法によって統一的に決定せず、空力特
性において静安定空力係数と同等、ある運動状態におい
ては同等以上の重要度を持つ動安定空力係数を、いきな
り経験式といういわば飛行試験結果に一致させるるため
の変換式によって推定していた。そのため不確定要素が
残るという問題があった。

【０００５】本発明は、上記問題を解決する装置、すな
わち静安定係数および動安定空力係数という空力特性の
２大要素を風洞試験によって統一的に決定する装置を提
供することを目的とする。

【０００６】

【課題を解決するための手段】（第１の手段）

【０００
７】本発明に係る風洞試験装置は、供試体支持部２１と
検力部３と供試体運動装置２２と運動制御部７と空力係
数解析処理部８と計測結果出力部９からなる風洞試験装
置において、供試体支持部２１は供試体運動装置２２で
支持されるとともに、検力部３を介して供試体２を支持
し、前記供試体運動装置２２はピッチ角方向駆動部４と
上下方向駆動部５と前後方向駆動部６からなるとともに
、運動制御部７により制御され、前記空力係数解析処理
部８は運動制御部７の出力と検力部３の出力を入力し、
計測結果出力部９に出力することを特徴とする（第２の
手段）

【０００８】本発明に係る風洞試験装置は、第１の手段
において、供試体運動装置２３は、方向角方向駆動部１
０と左右方向駆動部１１と前後方向駆動部６とからなる
とともに、運動制御部７により制御されることを特徴と
する。

【０００９】

【作用】（１）風洞試験において、供試体の姿勢を回転
機構、上下方向動揺機構、および前後方向動揺機構によ
って動的に変化させるとともに、検力計を介して同供試
体の動揺に要する強制力を計測する。

【００１０】（２）機体に正弦波状のｚ軸方向の速度ｗ
、ｙ軸回りの角速度ｑを与えるとともに、ｚ軸方向の強
制力ＺＥＸＴ　およびｙ軸回りの強制モーメントＭＥＸ
Ｔ　を計測の上、（１．９）〜（１．１３）式で表され
るような解析を施すことにより、ｗおよびｑに関する連
成項を含む３次非線形動安定係数Ｚｗｗｗ　，Ｚｗｗｑ
　，Ｚｑｑｗ　，Ｚｑｑｑ　，Ｍｗｗｗ　，Ｍｗｗｑ　
，Ｍｑｑｗ　，Ｍｑｑｑ　を求める。

【００１１】（３）機体に正弦波状のｙ軸方向の速度ｖ
、ｚ軸回りの角速度ｒを与えるとともに、ｙ軸方向の強
制力ＹＥＸＴ　およびｚ軸回りの強制モーメントＮＥＸ
Ｔ　を計測の上、（２．９）〜（２．１３）式で表され
るような解析を施すことにより、ｖおよびｒに関する連
成項を含む３次非線形動安定係数Ｙｖｖｖ　，Ｙｖｖｒ
　，Ｙｖｒｒ　，Ｙｒｒｒ　，Ｎｖｖｖ　，Ｎｖｖｒ　
，Ｎｖｒｒ　，Ｎｒｒｒ　を求める。

【００１２】

【実施例】本発明の第１実施例を図１に示す。第１実施
例は縦系の運動方程式における動安定空力係数を求める
ものである。図１において、１は風洞胴体、２は供試体
、３は検力部、４はピッチ角方向駆動部、５は上下方向
駆動部、６は前後方向駆動部、７は運動制御部、８は空
力係数解析制御部、９は計測結果出力部、２１は供試体
支持部を表わす。

【００１３】供試体２は風洞胴体１において検力部３を
介してピッチ角方向駆動部４に接続されている。ピッチ
角方向駆動部４は、供試体２に対して（１．８）式で表
わされるようなピッチ角変化を与える。図１において、
上下方向駆動部５、および前後方向駆動部６はそれぞれ
（１．１６）式に示したｗｏおよびｕｏなる速度を与え
る。

【００１４】運動制御部７は、（１．８）式、（１．１
６）下式、（１．１６）上式で表わされる運動を実現す
べく、それぞれピッチ角方向駆動部４、上下方向駆動部
５、前後方向駆動部６を制御する。供試体運動装置２２
は、ピッチ角方向駆動部４、上下方向駆動部５、前後方
向駆動部６から成る。その機構の１例を挙げると、ピッ
チ角方向駆動部４はノンバックラッシュ機構を有するス
パーギヤおよび平歯車、

【００１５】上下方向駆動部５は、ノンバックラッシュ
機構を有するピニオンおよびラック、前後方向駆動部６
はノンバックラッシュ機構を有するピニオンおよびラッ
ク、で構成される。

【００１６】所定の空力係数解析に必要な強制力は、供
試体２の基部に取付けられた検力部３により計測する。空力係数解析処理部８は、供試体２に与えた実際の運動
およびその運動に要した強制力の計測結果から、（１．
９）〜（１．１３）式に従って空力係数の解析を行なう
。空力係数解析処理部８はまた、解析結果を電気信号と
して出力し、図１に図示しない記録装置、表示装置など
に入力される。このように専用装置化した空力係数解析
処理部８を必要としない場合は、上記の運動および強制
力の計測結果を計測結果出力部９が電気信号として出力
し、やはり図示しない汎用演算処理装置に入力の上、（
１．９）〜（１．１３）式に従って空力係数の解析を行
なう。

【００１７】本発明の第２実施例を図２に示す。第２実
施例は横系の運動方程式における動安定空力係数を求め
るものである。図４において、１は風洞胴体、２は供試
体、３は検力部、１０は方位角方向駆動部、１１は左右
方向駆動部、６は前後方向駆動部、７は運動制御部、８
は空力係数解析制御部、９は計測結果出力部、２１は供
試体支持部を表わす。

【００１８】供試体２は風洞胴体１において検力部３を
介して方位角方向駆動部１０に接続されている。方位角
方向駆動部１０は、供試体２に対して（２．８）式で表
わされるような方位角変化を与える。図４において、左
右方向駆動部１１、および前後方向駆動部６はそれぞれ
（２．６）式に示したｖｏおよびｕｏなる速度を与える
。

【００１９】運動制御部７は、（２．８）式、（２．１
６）下式、（２．１６）上式で表わされる運動を実現す
べく、それぞれ方位角方向駆動部１０、左右方向駆動部
１１、前後方向駆動部６を制御する。供試体運動装置２
３は、方位角方向駆動部１０、左右方向駆動部１１、前
後方向駆動部６から成る。その機構の１例を挙げると、

【００２０】方位角方向駆動部１０はノンバックラッシ
ュ機構を有するスパーギヤおよび平歯車、左右方向駆動
部１１は、ノンバックラッシュ機構を有するピニオンお
よびラック、前後方向駆動部６はノンバックラッシュ機
構を有するピニオンおよびラック、で構成される。

【００２１】所定の空力係数解析に必要な強制力は、供
試体２の基部に取付けられた検力部３により計測する。空力係数解析処理部８は、供試体２に与えた実際の運動
およびその運動に要した強制力の計測結果から、（２．
９）〜（２．１３）式に従って空力係数の解析を行なう
。空力係数解析処理部８はまた、解析結果を電気信号と
して出力し、図４に図示しない記録装置、表示装置など
に入力される。このように専用装置化した空力係数解析
処理部８を必要としない場合は、上記の運動および強制
力の計測結果を計測結果出力部９が電気信号として出力
し、やはり図示しない汎用演算処理装置に入力の上、（
２．９）〜（２．１３）式に従って空力係数の解析を行
なう。次に本発明装置の作動の原理について説明する。

【００２２】航空機の運動計算は飛行運動を表わすシミ
ュレーション・モデルとその空力特性を表す空力係数を
用いて行なわれる。飛行運動には、前後、左右、上下方
向の並進運動と前後方向軸、左右方向軸、上下方向軸回
りの回転運動の計６自由度の運動がある。この中、互い
に連成の強い、（Ａ）前後方向の並進運動と、上下方向
の並進運動と、左右方向軸回りの回転運動、（Ｂ）横す
べり運動（前後、左右方向の並進運動）と、前後方向軸
軸回りの回転運動、と上下方向軸回りの回転運動、をそ
れぞれまとめて取り扱うことが一般的であり、（Ａ）は
縦系の運動、（Ｂ）は横系の運動と呼ばれる。（Ａ）縦系の運動（１）縦系の運動を表す運動方程式重心を原点とした機体固定座標系を図２のように定め、
この座標系に基づく縦系運動の運動方程式は次式のよう
に表される。　　　　ｍｕ”＋ｍｗｑ−Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＸＥＸＴ
　　　　ｍｗ”−ｍｕｑ−Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＸＥＸＴ
　　　　　　　　　　　・・・（１．１）　　　　Ｉｙ
ｙｑ”　　　　　　−Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＭＥＸＴ　　　ここで、ｍ：機体質量、Ｉｙｙ：ｙ軸回りの機体慣
性モーメント、ｕ”，ｗ”：ｘ軸およびｚ軸方向の加速度、ｑ”：ｙ軸
回りの角加速度、（ここで　　”は時間による微分を表
すものとする）ｕ，ｗ：ｘ軸およびｚ軸方向の速度、ｑ：ｙ軸回りの角
速度、Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）、Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）：機体に働くｘ軸
およびｚ軸方向の空気力、Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）：機体に働くｙ軸回りの空気力（モー
メント）、ＸＥＸＴ　，ＺＥＸＴ　：ｘ軸およびｚ軸方向の強制力
ＭＥＸＴ　：ｙ軸回りの強制モーメント、とする。運動
方程式は一般に慣性項、減衰項、強制項より成り立つが
、（１．１）式において、

【００２３】ｍｕ”，ｍｗｑ
，ｍｗ”，ｍｕｑ，Ｉｙｙｑ”は慣性項（特にｍｗｑ，
ｍｕｑは遠心力項）であり、ＸＥＸＴ　，ＺＥＸＴ　，
ＭＥＸＴ　は強制項、Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）、Ｚ（ｕ，ｗ，
ｑ）、Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）は減衰項に分類される。

【００２４】空力特性上、減衰項の関数形を決定するこ
とは非常に重要な意味を持つ。従来の風洞試験法では、
この減衰項の関数決定を目的として、風洞内において風
速一定の定常風を発生させ、供試模型を所定の迎角αで
保持し機体の抵抗Ｘ，Ｚ，Ｍを計測していた。このαと
ｘ軸およびｚ軸方向の速度ｕ，ｗの間には次式が成り立
つ。　　　　α＝ｔａｎ−１　（ｗ／ｕ）　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・
（１．２）

【００２５】従来の風洞試験法では結局、ｕ
，ｗを一定速度とし、ｑ＝０の定常状態における抵抗計
測によって減衰項Ｘ（ｕ，ｗ，０）、Ｚ（ｕ，ｗ，０）
、Ｍ（ｕ，ｗ，０）の関数形を決定していた。

【００２６】原理的にはｕ”，ｗ”，ｑ”，ｕ，ｗ，ｑ
が既知であればどのような関数形で与えても、すなわち
どのような運動を与えても、Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）、Ｚ（ｕ
，ｗ，ｑ）、Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）の関数形を決定すること
は可能である。しかし実際には、所与の運動が現実の機
体運動に近いこと、試験法が容易であり、計測結果の解
析法も実用化可能な程度に簡便であること等の条件も考
慮する必要がある。上述のことから明らかなように、従
来の風洞試験法では、ｕ，ｗを一定速度とし、ｑ＝０と
いう最も簡単な運動を与えていたため、すなわちｗを一
定速度、ｑ＝０としたため、抵抗Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）、Ｚ
（ｕ，ｗ，ｑ）、Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）の中、ｚ軸方向の速
度ｗおよびｙ軸回りの角速度ｑに依存する成分の関数形
（ｗとｑの非線形錬成項を含む。）が明らかにならない
という問題があった。

【００２７】そこで、縦系運動の運動方程式におけるＸ
（ｕ，ｗ，ｑ）、Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）、Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）
の中、ｗおよびｑに依存する成分の関数形を明らかにす
ることを目的に、機体運動としてｗおよびｑに正弦運動
を与える風洞試験装置および解析法が必要になる。（２）連成項を含む非線形動安定係数の解析法

【００２
８】以下において、機体に正弦波状のｗおよびｑを与え
た場合の動安定空力係数解析法について述べる。なお、
ｘ方向の抵抗の解析については、減衰項Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ
）の計測結果を定常状態の重ね合わせと考える準定常の
仮定に基づいて十分と考えられるので、ここでは縦系運
動の運動方程式（１．１）式において、上下方向の並進
運動と左右方向軸回りの回転運動に注目する。この場合
、（１．１）式は次のようになる。　　　　ｍｗ”−ｍｕｑ−Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＺＥＸＴ
　　　　Ｉｙｙｑ”　　　　　　−Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）＝
ＭＥＸＴ　　　　　　　　　　　・・・（１．３）結局
、（１．３）式におけるＺ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ（ｕ，ｗ
，ｑ）の解析法、すなわち関数形決定法について考察す
ることが必要になる。

【００２９】本発明においては、供試体正弦波状のｗ，
ｑを与えることからも容易に想像されるように、所与の
運動が現実の機体運動に近いこと等既に述べた制限条件
をも勘案の上、解析法として“調和解析法”を用いる。そのためＺ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）として、
ｗおよびｑに関する非線形錬成項まで考慮して次式のよ
うに表すこととする。　　　　ｍｗ”−Ｚｗ　ｗ　　　　　　　　−Ｚｗｗｑ
　ｗ２　ｑ　−ＺＷＷＷ　ｗ３　　　　　　　　　　　
−（ｍｕ＋Ｚｑ　）ｑ−Ｚｑｑｗ　ｗｑ２　−Ｚａａａ
　ｑ３　　　＝ＺＥＸＴ　　　　　　　　　　　−Ｍｗ
　ｗ　　　　　　　　　　−Ｍｗｗｑ　ｗ２　ｑ−Ｍｗ
ｗｗ　ｗ３　　　　　Ｉｙｙｑ”−Ｍｑ　ｑ　　　　　
　　　　　−Ｍｑｑｗ　ｗｑ２　−Ｍｑｑｑ　ｑ３　　
　＝ＭＥＸＴ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　・・・（１．４）次に、機体に
与える正弦波状のｗ，ｑを次式の用に仮定する。　　　　ｗ＝［ｗ］ｓｉｎ　ωｔ　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・
（１．５）　　　　ｑ＝［ｑ］ｃｏｓ　ωｔ　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　・・・（１．６）ここで、［ｗ］：ｗの片振幅、［
ｑ］：ｑの片振幅、ω：正弦運動の角周波数とする。　
　なおピッチ角θには次のような関係がある。　　　　ｑ＝θ”　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
・・・（１．７）（ここで　　”は時間による微分を表
すものとする）従ってθは次式の用に表わされる。　　　　θ＝［θ］ｓｉｎ　ωｔ　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・
（１．８）ここで、［θ］：θの片振幅、［θ］＝［ｑ
］／ωとする。

【００３０】機体に（１．５）および（１．６）式で表
されるような正弦波状のｗ，ｑを与えた場合、ｚ軸方向
の強制力およびｙ軸回りの強制モーメントの計測結果を
それぞれＺＥＸＴ　、ＭＥＸＴ　とすると、所要のｗお
よびｑに関する連成項を含む３次非線形動安定係数Ｚｗ
ｗｗ　，Ｚｑｑｗ　，Ｚｑｑｑ　，Ｍｗｗｗ　，Ｍｑｑ
ｗ　，Ｍｑｑｑ　は以下のように解析される。

【００３１】

【数１】

【００３２】

【数２】ここで

【００３３】

【数３】とする。（３）正弦ｚ方向運動および正弦ピッチング運動の付与
法

【００３４】以下においては、ｚ方向速度ｗおよびｙ軸
回りの角速度ｑを正弦的に変化させる方法について考察
する。風洞軸固定座標系０−ｘ０，ｚ０とともに概念図
を図３に示す。ここで０は風洞内に固定された原点、ｘ
０，ｚ０はそれぞれ風洞軸前後方向変位および上下方向
変位で、ｘ０，ｚ０の正方向に一致させる。また、ｕ０
，ｗ０は風洞軸前後方向速度および上下方向速度である
。機体に与える正弦波状のｗ，ｑおよびθは次式のよう
に仮定されている。　　　　ｗ＝ｗｓｉｎ　ωｔ　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・
・・（１．５）　　　　ｑ＝ｑｃｏｓ　ωｔ　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　・・・（１．６）　　　　θ＝θｓｉｎ　
ωｔ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　・・・（１．８）合成速度
Ｖ一定の条件は次式のように表される故、　　　　Ｖ２
　＝　　ｕ２　＋ｗ２　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・（１．１
４）Ｖ，ｗが与えられた場合、ｕは次式のように求まる
。

【００３５】　　　　ｕ２　＝　　Ｖ２　＋ｗ２　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・
・・（１．１５）以上のようにｕ，ｗおよびθが定まれ
ば、ｕ０，ｗ０も次式のように表される。　　　　ｕ０＝ｕｃｏｓ　θ＋ｖｓｉｎ　θ　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・
・・（１．１６）　　　　ｗ０＝−ｕｓｉｎ　θ＋ｖｃ
ｏｓ　θ従って、ｕｏ，ｗｏを上式で表されるように運
動させ、θを（１．８）式で表されるように運動させれ
ば、機体に正弦波状のｗおよびｑを与えることが可能と
なる。なお、風洞軸固定座標系で表した機体重心の速度
ｕ０，ｗ０も、次式で定義する場合Ｖ一定の条件を満た
す。　　　　Ｖ２　＝　　ｕ０２　＋ｗ０２　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　・・・（１．１７）（Ｂ）横系の運動（１）横系の運動を表す運動方式

【００３６】以下においては（Ｂ）の横系の運動につい
て考察するが、ここでは前後方向軸回りの回転運動を除
外し、運動を水平面内に限定する。これは試験法、解析
法の実用性を考慮した結果であって、本発明の本質を制
約するものではない。重心を原点とした機体固定座標系
を図５のように定めると、この座標系に基づく横系運動
の運動方程式は次式のように表される。　　　　ｍ”＋ｍｖｒ−Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＸＥＸＴ　
　　　ｍ”−ｍｕｒ−Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＹＥＸＴ　　
　　　　　　　　　　　・・・（２．１）　　　　Ｉｚ
ｚｒ”　　　　　　−Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＮＥＸＴ　　　ここで、ｍ：機体質量、Ｉｚｚ：ｚ軸回りの機体慣
性モーメント、ｕ”，ｖ”：ｘ軸およびｙ軸方向の加速度、ｒ”：ｚ軸
回りの角加速度、ｕ，ｖ：ｘ軸およびｙ軸方向の速度、ｒ：ｚ軸回りの角
速度、Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）、Ｚ（ｕ，ｖ，ｒ）：機体に働くｘ軸
およびｙ軸方向の空気力、Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）：機体に働くｚ軸回りの空気力（モー
メント）、ＸＥＸＴ　，ＹＥＸＴ　：ｘ軸およびｙ軸方向の強制モ
ーメント、ＮＥＸＴ　　　　　　　　　：ｚ軸回りの強制モーメン
ト。とする。運動方程式は一般に慣性項、減衰項、強制項よ
り成り立つが、（２．１）式において、

【００３７】ｍ
ｕ”，ｍｕｒ，ｍｖ”，ｍｕｒ，Ｉｚｚｒ”は慣性項（
特にｍｖｒ，ｍｕｒは遠心力項）であり、ＸＥＸＴ　，
ＹＥＸＴ　，ＮＥＸＴ　は強制項、Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）、
Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）、Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）は減衰項に分類さ
れる。

【００３８】空力特性上、減衰項の関数形を決定するこ
とは非常に重要な意味を持つ。従来の風洞試験法では、
この減衰項の関数決定を目的として、風洞内において風
速一定の定常風を発生させ、供試模型を所定の横滑り角
βで保持し機体の抵抗Ｘ，Ｙ，Ｎを計測していた。この
βとｘ軸およびｙ軸方向の速度ｕ，ｖの間には次式が成
り立つ。　　　　β＝ｔａｎ−１　（ｖ／ｕ）　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・
（２．２）

【００３９】従来の風洞試験法では結局、ｕ
，ｖを一定速度とし、ｒ＝０の定常状態における抵抗計
測によって減衰項Ｘ（ｕ，ｖ，０）、Ｙ（ｕ，ｖ，０）
、Ｎ（ｕ，ｖ，０）の関数形を決定していた。

【００４０】原理的にはｕ”，ｖ”，ｒ”，ｕ，ｖ，ｒ
が既知であればどのような関数形で与えても、すなわち
どのような運動を与えても、Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）、Ｙ（ｕ
，ｖ，ｒ）、Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）の関数形を決定すること
は可能である。しかし実際には、所与の運動が現実の機
体運動に近いこと、試験法が容易であり、計測結果の解
析法も実用化可能な程度に簡便であること等の条件も考
慮する必要がある。上述のことから明らかなように、従
来の風洞試験法では、ｕ，ｖを一定速度とし、ｒ＝０と
いう最も簡単な運動を与えていたため、すなわちｖを一
定速度とし、ｒ＝０としたため、抵抗Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）
、Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）、Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）の中、ｙ軸方向
の速度ｖおよびｚ軸回りの角速度ｒに依存する成分の関
数形（ｖとｒの非線形錬成項を含む。）が明らかになら
ないという問題があった。

【００４１】そこで、縦系運動の運動方程式におけるＸ
（ｕ，ｖ，ｒ）、Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）、Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）
の中、ｖおよびｒに依存する成分の関数形を明らかにす
ることを目的に、機体運動としてｖおよびｒに正弦運動
を与える風洞試験装置および解析法が必要になる。（２）連成項を含む非線形動安定係数の解析法

【００４
２】以下において、機体に正弦波状のｖおよびｒを与え
た場合の動安定空力係数解析法について述べる。なお、
ｘ方向の抵抗の解析については、減衰項Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ
）の計測結果を定常状態の重ね合わせと考える準定常の
仮定に基づいて十分と考えられるので、ここでは横系運
動の運動方程式（２．１）式において、左右方向の並進
運動と上下方向軸回りの回転運動に注目する。この場合
、（２．１）式は次のようになる。　　　　ｍｖ”−ｍｕｒ−Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＹＥＸＴ
　　　　Ｉｚｚｒ”　　　　　　−Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）＝
ＮＥＸＴ　　　　　　　　　　　・・・（２．３）結局
、（２．３）式におけるＹ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ（ｕ，ｖ
，ｒ）の解析法すなわち関数形決定法について考察する
ことが必要になる。

【００４３】本発明においては、供試体正弦波状のｖ，
ｒを与えることからも容易に想像されるように、所与の
運動が現実の機体運動に近いこと等既に述べた制限条件
をも勘案の上、解析法として“調和解析法”を用いる。そのためＹ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）として、
ｖおよびｒに関する３次の非線形錬成項まで考慮して次
式のように表すこととする。　　　　ｍｖ”　　−Ｙｖ　ｖ　　　　　　　　−Ｙｖ
ｖｒ　ｖ２　ｒ−Ｙｖｖｖ　ｖ３　　　　　　　　　　
　−（Ｙｒ　　　−ｍｕ）ｒ−Ｙｖｒｒ　ｖｒ２　−Ｙ
ｒｒｒ　ｒ３　　　＝ＹＥＸＴ　　　　　　　　　　　
−Ｎｖ　ｖ　　　　　　　　　　−Ｎｖｖｒ　ｖ２　ｒ
−Ｎｖｖｖ　ｖ３　＋　　　　Ｉｚｚｒ”−Ｎｒ　ｒ　
　　　　　　　　　−Ｎｖｒｒ　ｖｒ２　−Ｎｒｒｒ　
ｒ３　　　＝ＮＥＸＴ　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　・・・（２．４）次に
、機体に与える正弦波状のｖ，ｒを次式のように仮定す
る。　　　　ｖ＝−［ｖ］ｓｉｎ　ωｔ　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・（
２．５）　　　　ｒ＝［ｒ］ｃｏｓ　ωｔ　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　・・・（２．６）ここで、［ｖ］：ｖの片振幅、［ｒ
］：ｒの片振幅、ω：正弦運動の角周波数とする。　　
なおｒと方位角ψには次のような関係がある。　　　　ｒ＝ψ”　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
・・・（２．７）従ってψは次式の用に表わされる。　　　　ψ＝［ψ］ｓｉｎ　ωｔ　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・
（２．８）ここで、［ψ］：ψの片振幅、［ψ］＝［ｒ
］／ωとする。

【００４４】機体に（２．５）および（２．６）式で表
されるような正弦波状のｖ，ｒを与えた場合、ｙ軸方向
の強制力およびｚ軸回りの強制モーメントの計測結果を
それぞれＹＥＸＴ　、ＮＥＸＴ　とすると、所要のｖお
よびｒに関する連成項を含む３次非線形動安定係数Ｙｖ
ｖｖ　，Ｙｖｖｒ　，Ｙｖｒｒ　，Ｙｒｒｒ　，ＮＶＶ
Ｖ　，Ｎｖｖｒ　，Ｎｖｒｒ，Ｎｒｒｒ　は以下のよう
に解析される。

【００４５】

【数４】

【００４６】

【数５】

【００４７】

【数６】とする。（３）正弦ｙ方向運動および正弦ヨーイング運動の付与
法

【００４８】以下においては、ｙ方向速度ｖおよびｚ軸
回りの角速度ｒを正弦的に変化させる方法について考察
する。風洞軸固定座標系０−ｘ０，ｙ０とともに概念図
を図６に示す。ここで０は風洞内に固定された原点、ｘ
０，ｙ０はそれぞれ風洞軸前後方向変位および左右方向
変位で、ｘ０，ｙ０の正方向はｘ，ｙの正方向に一致さ
せる。また、ｕ０，ｖ０は風洞軸前後方向速度および左
右方向速度である。機体に与える正弦波状のｖ，ｒおよ
びψは次式のように仮定されている。　　　　ｖ＝−［ｖ］ｓｉｎ　ωｔ　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・・（
２．５）　　　　ｒ＝［ｒ］ｃｏｓ　ωｔ　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　・・・（２．６）　　　　ψ＝［ψ］ｓｉｎ　ωｔ　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　・・・（２．８）ここで、［ｖ］：ｖの片
振幅、［ｒ］：ｒの片振幅、［ψ］：ψの片振幅とする
。また、合成速度Ｖ一定の条件は次式のように表される
故、　　　　Ｖ２　＝　　ｕ２　＋ｖ２　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・
・・（２．１４）Ｖ，ｖが与えられた場合、ｕは次式の
ように決まる。　　　　ｕ２　＝Ｖ２　−ｖ２　　　　　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・
・・（２．１５）以上のようにｕ，ｖおよびψが決まれ
ば、ｕ０，ｖ０も次式のように表される。ｕ０＝ｕｃｏｓ　ψ−ｖｓｉｎ　ψ

【００４９】　　　　ｖ０＝ｕｓｉｎ　ψ＋ｖｃｏｓ　ψ　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　・・
・（２．１６）従って、ｕ０，ｖ０を上式で表されるよ
うに運動させ、ψを（２．８）式で表されるように運動
させれば、機体に正弦波状のｖおよびｒを与えることが
可能となる。なお、風洞軸固定座標系で表した機体重心
の速度ｕ０，ｖ０も、次式で定義する合成速度Ｖ一定の
条件を満たす。　　　　Ｖ２　＝　　ｕｏ２　＋ｖ０２　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　・・・（２．１７）

【００５０】

【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。（１）本発明装置により、縦系の運動方程式における連
成項を含む３次非線形型の動安定係数を求めることがで
きる。（２）本発明装置により、横系の運動方程式における連
成項を含む３次非線形型の動安定係数を求めることがで
きる。（３）そのため静安定及び動安定空力係数という空力特
性の２大要素を風洞試験によって統一的に決定すること
ができ、不確定確要素を少なくすることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第１実施例を示す図。

【図２】機体固定座標系（縦系）を示す図。

【図３】風洞軸固定座標系および機体固定座標系の関係
（縦系）を示す図。

【図４】本発明の第２実施例を示す図。

【図５】機体固定座標系（横系）を示す図。

【図６】風洞軸固定座標系および機体固定座標系の関係
（横系）を示す図。

【符号の説明】

１…風洞胴体、２…供試体、３…検力部、４…ピッチ角
方向駆動部、５…上下方向駆動部、６…前後方向駆動部
、７…運動制御部、８…空力係数解析処理部、９…計測
結果出力部、１０…方位角方向駆動部、１１…左右方向
駆動部、２１…供試体支持部、２２，２３＝供試体運動
装置、Ｇ−ｘ，ｙ，ｚ：重心を原点とした機体固定座標系、０
−ｘｏ，ｙ０，ｚ０：風洞内に固定された０を原点とし
た風洞軸固定座標系、ｕ，ｖ，ｗ，：ｘ，ｙおよびｚ軸方向の速度。Ｖ：機体重心の速度、、ＶＡ　：風洞内の定常風風速、
ｑ，ｒ：ｙおよびｚ軸回りの角速度、Ｘ，Ｙ，Ｚ：ｘ，ｙおよびｚ軸方向の強制力、Ｍ，Ｎ；
ｙおよびｚ軸回りのモーメント、α：迎角、β：横滑り
角、 θ：ピッチ角、 ψ：方位角。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】　　供試体支持部（２１）と検力部（３）
と供試体運動装置（２２）と運動制御部（７）と空力係
数解析処理部（８）と計測結果出力部（９）からなる風
洞試験装置において、前記供試体支持部（２１）は供試
体運動装置（２２）で支持されるとともに、検力部（３
）を介して供試体（２）を支持し、前記供試体運動装置
（２２）はピッチ角方向駆動部（４）と上下方向駆動部
（５）と前後方向駆動部（６）からなるとともに、運動
制御部（７）により制御され、前記空力係数解析処理部
（８）は運動制御部（７）の出力と検力部（３）の出力
を入力し、計測結果出力部（９）に出力することを特徴
とする風洞試験装置。
【請求項２】　　供試体運動装置（２３）は、方向角方
向駆動部（１０）と左右方向駆動部（１１）と前後方向
駆動部（６）とからなるとともに、運動制御部（７）に
より制御されることを特徴とする請求項１記載の風洞試
験装置。