JPH05322693A

JPH05322693A - 風洞試験装置

Info

Publication number: JPH05322693A
Application number: JP13342992A
Authority: JP
Inventors: Ichiro Hatano; 一郎畑野
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 1992-05-26
Filing date: 1992-05-26
Publication date: 1993-12-07

Abstract

(57)【要約】【目的】航空機の空力性能を調べる風洞試験におい
て、姿勢角の静定条件を簡単に求めること。【構成】模型支持部（８ａ）に、模型（２）がｘ，
ｙ，ｚの３軸周りに自由に回転できるように、ボール軸
受もしくは三重軸受を用いる。また模型（２）の舵面
（４）は、模型に内蔵した小型サーボモータ（３）によ
り舵角を変化させる。サーボモータの電源（６）はケー
ブル（５）を通じて模型外部から供給する。サーボモー
タ制御用の操作パネル（７）を風洞外部に設け、ここか
ら模型模型舵面を変化させる。こうして、通風を停止す
ることなく、舵角を変更することができる。通風状態で
舵面（４）に所望の舵角を与えると、模型（２）は舵面
舵角の変化に対応した姿勢角変化を始め、模型に働くモ
ーメントが零となった姿勢角で模型（２）は静定する。

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性能を求め
る風洞試験装置の改良に関する。

【０００２】

【従来の技術】航空機の空力性能を調べる従来の風洞試
験では、模型の舵角，姿勢とも固定した状態で模型に働
く６分力、すなわちｘ，ｙ，ｚ軸方向の力およびこれら
の軸周りのモーメントを測定していた。したがって、そ
の模型の模擬する機体に働くｘ，ｙ，ｚ軸周りのモーメ
ントが全て零になってそのままの姿勢で飛行を続けられ
る状態となる条件、すなわち静定するための条件、更に
換言すればどの舵面の舵角を何度にすればとのような姿
勢角でなければならないかということを調べるために
は、図５（ａ）に示されるように、種々の姿勢角に対し
て、それぞれ種々の舵面舵角をとったときの６分力デー
タを測定し、処理する必要があった。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】従来の風洞試験では、
模型の舵面舵角を固定しておいて通風を行ない、風洞風
速が一定値になったと判断された時点で、模型姿勢角を
変化させながら各姿勢角における６分力を測定していた
ので、静定条件を求めるためには、何点かの舵面舵角に
たいする６分力を測定する必要があった。したがって、
そのたびごとに通風を停止して舵角を変更した上、再度
通風して測定を行なわねばならなかった。

【０００４】

【課題を解決するための手段】本発明は、前記従来の課
題を解決するために、航空機の模型を、互いに直交する
３軸の周りに回転可能に、支持する機体支持棒と、上記
模型の内部に収容され、同模型の舵角を変化できるサー
ボモータと、上記機体支持棒の内部に収容され、上記模
型に作用する上記３軸方向の力を測定できる天秤と、上
記サーボモータを風洞外から制御する手段とを具備した
ことを特徴とする風洞試験装置を提案するものである。

【０００５】

【作用】本発明においては、以下のようにして、模型の
模擬する機体の静定条件を求めることができる。ア）通風状態で、風洞外部から操作して舵面に所望の
舵角を与える。イ）模型は舵面舵角の変化に対応した姿勢角変化を始
める。ウ）模型に働くモーメントが零となった姿勢角で、模
型は静定する。もし模型に働くモーメントが釣合わない
場合は、模型は模型支持部での限界まで姿勢角を変化さ
せて静止する。

【０００６】

【実施例】図１は本発明の第１実施例の全体構成を示す
斜視図である。この図において、（１）は送風ファンを
内蔵した回流型の風洞試験設備，（２）は航空機の模
型、（３）はサーボモータ，（４）は舵面（エレベー
タ，ラダー，エルロン），（５）はケーブル，（６）は
電源，（７）は舵面操作パネル，（８）は模型支持棒で
ある。模型（２）は，風洞試験設備（１）に固定された
模型支持棒（８）により、模型支持部（８ａ）におい
て、互いに直交するｘ，ｙ，およびｚ軸の３軸周りに回
転自在に、支持される。サーボモータ（３）は、模型
（２）に内蔵され、ケーブル（５）を介して電源（６）
および舵面操作パネル（７）へ接続されており、舵面操
作パネル（７）における操作により、舵面（４）の舵角
を変更できる。

【０００７】図２および図３は、いずれも模型支持部
（８ａ）の構造を例示する斜視図である。これらの図に
おいて、（２）は模型，（８）は模型支持棒，（１０）
はボール軸受，（１１）は三重軸受をそれぞれ示す。模
型支持棒（８）はボール軸受（１０）もしくは三重軸受
（１１）を介して模型（２）を支持しており、模型
（２）は互いに直交するｘ，ｙ，およびｚ軸の３軸の周
りの回転（ピッチ，ロール，ヨーの運動）を自由に行な
うことができる。模型支持棒（８）は図示しない天秤を
内蔵しており、この天秤によってｘ，ｙ，ｚ軸方向の各
力を測定できる。

【０００８】このような装置において、通風状態で、風
洞外部から操作して舵面（４）に所望の舵角を与える
と、模型（２）は舵面舵角の変化に対応した姿勢角変化
を始める。そして、模型に働くモーメントが零となった
姿勢角で、模型（２）は静定する。こうして、機体の静
定条件を求めることができる。もし模型に働くモーメン
トが釣合わない場合は、模型（２）は模型支持部（８
ａ）の限界まで姿勢角を変化させて静止する。

【０００９】図４は、本発明の第２実施例の全体構成を
示す系統図である。この図において、（１）は前記第１
実施例で説明した風洞試験設備，（７）は舵面操作パネ
ル，（１２）は飛行制御則演算器である。飛行制御則演
算器（１２）は、風洞試験設備（１）で得られる機体姿
勢角および舵面舵角のデータから、機体の飛行制御則
（機体の姿勢角，舵面舵角，迎角，横滑り角を入力と
し、静定または機動のためにどのような舵面舵角をとる
べきかを出力する関数）に従って、必要となる舵角を計
算し、この舵角を得るための舵角コマンドを舵面操作パ
ネル（７）入力する。こうして、この第２実施例におい
ては、前記第１実施例と同様の装置に更に飛行制御則演
算器（１２）を組込んだ装置によって、組込まれた飛行
制御則の有効性を試験することができる。

【００１０】上記いずれの実施例においても、図５
（ｂ）に示されるように、従来の方法に比べて少ない手
順で、静定条件あるいは飛行制御則の有効性を求めるこ
とができる。

【００１１】

【発明の効果】本発明の第１実施例においては、姿勢角
を自由に変えられる模型の舵面を風洞外部から操作する
ことによって、機体の静定条件を簡単に求めることがで
きる。また本発明の第２実施例においては、第１実施例
と同様の装置に飛行制御則演算器（１２）を組込むこと
によって、組込まれた飛行制御則の有効性を試験するこ
とができる。いずれの実施例においても、従来の方法に
比べて少ない手順で静定条件あるいは飛行制御則の有効
性を求めることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】図１は本発明の第１実施例の全体構成を示す斜
視図である。

【図２】図２は図１中の模型支持部（８ａ）の構造の一
例を示す斜視図である。

【図３】図３は図１中の模型支持部（８ａ）の構造の他
の例を示す斜視図である。

【図４】図４は本発明の第２実施例の全体構成を示す系
統図である。

【図５】図５は本発明の効果を従来と比較して示す図で
ある。

【符号の説明】

（１）風洞試験設備（２）航空機模型（３）サーボモータ（４）舵面（５）ケーブル（６）電源（７）舵面操作パネル（８）模型支持棒（８ａ）模型支持部（１０）ボール軸受（１１）三重軸受（１２）飛行制御則演算器

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】航空機の模型を、互いに直交する３軸の
周りに回転可能に、支持する機体支持棒と、上記模型の
内部に収容され、同模型の舵角を変化できるサーボモー
タと、上記機体支持棒の内部に収容され、上記模型に作
用する上記３軸方向の力を測定できる天秤と、上記サー
ボモータを風洞外から制御する手段とを具備したことを
特徴とする風洞試験装置。