JPH08166318A - 旋回型空力特性計測装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】本発明は航空機の動安定空力係数を風洞試験に
より静安定空力係数と統一的に決定することができる空
力特性計測装置を提供することを目的とする。 【構成】本発明に係る旋回型空力特性計測装置は、供試
模型８を支持する検力部７と、前記検力部７を介して供
試体８の仰角・横滑り角方向駆動を行う仰角・横滑り角
方向駆動部６と、前記仰角・横滑り角方向駆動部６を支
持する支持アーム部４と、前記支持アーム部４を支持す
る旋回支柱部３と、前記旋回支柱部３を旋回させる旋回
運動駆動部２と、前記支持アーム部４のアーム長を伸縮
するアーム伸縮駆動部５と、前記アーム伸縮駆動部５の
コントロールと旋回支柱部３の回転速度をコントロール
する運動制御部９と、前記検力部７から計測信号を入力
し、解析処理を行う空力係数解析処理部１０と、前記空
力係数解析処理部１０の解析結果を出力する計測結果出
力部１１とからなることを特徴とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

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

【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、従来の風洞試験法では
このうち静安定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】上記のことから明らか
なように、静安定空力係数及び動安定空力係数を含む空
力特性全体が、風洞試験という一つの手法によって統一
的に決定されているわけではない。

【０００５】言うまでもなく、単に空力係数だけでなく
広範囲な空力現象を内包する空力特性を、すべて風洞試
験だけで決定することが望ましいというわけではなく、
またそれは事実上不可能である。

【０００６】問題は、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
つと予想される動安定空力係数を、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ための変換式によっ
て求める点にある。本発明はこれらの問題を解決するこ
とができる空力特性計測装置を提供することを目的とす
る。

【０００７】

【課題を解決するための手段】本発明に係る旋回型空力
特性計測装置は、航空機の空力特性計測装置において、
（Ａ）供試模型を支持する検力部と、（Ｂ）前記検力部
を介して供試体の仰角・横滑り角方向駆動を行う仰角・
横滑り角方向駆動部と、（Ｃ）前記仰角・横滑り角方向
駆動部を支持する支持アームと、（Ｄ）前記支持アーム
を支持する旋回支柱部と、（Ｅ）前記旋回支柱部を旋回
させる旋回運動駆動部と、（Ｆ）前記支持アームのアー
ム長を伸縮するアーム伸縮駆動部と、（Ｇ）前記アーム
伸縮駆動部のコントロールと旋回支柱部の回転速度のコ
ントロールをする運動制御部と、（Ｈ）前記検力部から
計測信号を入力し、解析処理を行う空力係数解析処理部
と、（Ｉ）前記空力係数解析処理部の解析結果を出力す
る計測結果出力部とからなることを特徴とする。

【０００８】

【作用】

（１）供試模型に縦系運動面内の旋回運動を与えた場
合、ｘ，ｚ軸方向の強制力ＸEXT ，ＺEXT およびｙ軸回
りの強制モーメントＭEXTを計測の上、（１．５式）で
表されるテスト・データの解析を施すことにより、動安
定空力係数Ｘq ，Ｚq ，Ｍq 等を求めることができる。 （２）供試模型に横系運動面内の旋回運動を与えた場
合、ｘ，ｙ軸方向の強制力ＸEXT ，ＹEXT およびｚ軸回
りの強制モーメントＮEXTを計測の上、（２．５式）で
表されるテスト・データの解析を施すことにより、動安
定空力係数Ｘr ，Ｙr ，Ｎr 等を求めることができる。

【０００９】

【実施例】

（第１実施例）本発明の第１実施例を図１、図３、及び
図４に示す。本発明の第１実施例を述べるに当って、先
ず本発明の理論的背景について概説する。

【００１０】機体運動を表す運動方程式 航空機の飛行運動には、前後（ｘ軸）、左右（ｙ軸）、
上下（ｚ軸）方向の並進運動と、ｘ軸、ｙ軸、ｚ軸回り
の回転運動との、計６自由度の運動がある。この中、互
いに連成の強い、［１］ｘ軸、ｚ軸方向の並進運動とｙ
軸回りの回転運動と、［２］ｘ軸、ｙ軸方向の並進運動
とｘ軸、ｚ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、［１］が縦系の運動、［２］が横
・方向系の運動と呼ばれる。尚、本発明の中では横・方
向系の運動を簡単のため横系の運動と呼ぶことにする。 １．１ 縦系の運動方程式 重心Ｇを原点とした機体固定座標系を図３のように定め
る。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。

【００１１】 ｍ＊ｕ´＋ｍ＊ｗ＊ｑ−Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＸEXT ｍ＊ｗ´−ｍ＊ｕ＊ｑ−Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＺEXT Ｉyy＊ｑ´−Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＭEXT ・・・（１．１） ここで、 ｍ：機体質量、 ｘ軸：機体の前後方向軸、 ｙ軸：機体の左右方向軸、 ｚ軸：機体の上下方向軸、 Ｉyy：ｙ軸回りの機体慣性モーメント、 ｕ´：ｘ軸方向の加速度、 ｗ´：ｚ軸方向の加速度、 ｑ´：ｙ軸回りの角加速度、 ｕ：ｘ軸方向の速度、 ｗ：ｚ軸方向の速度、 ｑ：ｙ軸回りの角速度、 Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）：機体に働くｘ軸方向の空気力、 Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）：機体に働く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 ：ｘ軸方向の強制力、 ＺEXT ：ｚ軸方向の強制力、 ＭEXT ：ｙ軸回りの強制モーメント。

【００１２】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、ｍ＊ｕ´，
ｍ＊ｗ＊ｑ，ｍ＊ｗ´，ｍ＊ｕ＊ｑ，Ｉyy＊ｑ´は慣性
項（特にｍ＊ｗ＊ｑ，ｍ＊ｕ＊ｑは遠心力項）、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。

【００１３】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、供試模型を所定の仰角αで
保持し機体の抵抗Ｘ，Ｚ，Ｍを計測していた。

【００１４】他方、仰角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） 従来の風洞試験法では結局、 ｕ，ｗ：一定速度、 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
形を決定していたと解釈される。

【００１５】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。

【００１６】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。

【００１７】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：一定速度、 ｑ＝０、 という最も簡単な運動を与えていたわけであるが、その
反面、ｑ＝０であるため、Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｚ（ｕ，
ｗ，ｑ），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ），の中，ｑに依存する成分
の関数形は明らかにならないという制約があった。

【００１８】以上のような背景の下、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、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、静止する供試模型に定常風を
当てるのではなく、静止大気の中で供試模型を実際に運
動させること、および０ではないｑを与えることが、本
発明の第１実施例の要点である。 １．２ 縦系運動の付与法 静止大気の中で供試模型を運動させることにより、縦系
運動、特にｙ軸回りの角速度ｑすなわちpitch rateを付
与する方法について述べる。

【００１９】その概念図を図４に示す。図４から明らか
なように、供試模型の重心Ｇは縦系運動面内において円
あるいは円弧状軌跡となるよう、かつ供試模型の機軸Ｇ
-xは重心軌跡の接線に対して一定の仰角αを成すように
保持する。また重心Ｇの速度Ｖは一定である。なお当然
のことながら、機軸Ｇ-yは縦系運動面に対して垂直であ
る。

【００２０】以上のような円運動状態において、（１．
１）式は次式のように表される。 ｍ＊ｗ＊ｑ−Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＸEXT −ｍ＊ｕ＊ｑ−Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＺEXT −Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ＭEXT ・・・（１．２） ここで、機体固定座標系で表した分速度ｕ，ｗは次式で
表される。

【００２１】 ｕ＝Ｖcos α ｗ＝−Ｖsin α ・・・（１．３） また、pitch rateｑと重心軌跡の半径Ｒの関係は以下の
通りである。

【００２２】 ｑ＝Ｖ／Ｒ ・・・（１．４） １．３ 縦系動安定係数の解析法 前項のような方法で縦系運動を与えられた場合の動安定
係数の解析法を以下に示す。（１．２）式より、 Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ）＝ｍ＊ｗ＊ｑ−ＸEXT Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ）＝−ｍ＊ｕ＊ｑ−ＺEXT Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）＝−ＭEXT ・・・（１．５） 上式右辺のｍは供試模型が与えられると定まる。

【００２３】またｕ，ｗ，ｑは試験条件として与えら
れ、ＸEXT ，ＺEXT ，ＭEXT は計測結果である。従って
（１．５）式右辺は既知となり、減衰項Ｘ（ｕ，ｗ，
ｑ），Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）は求まる。

【００２４】試験計画に従ってｑをシリーズ的に変化さ
せ、それぞれの試験結果Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｚ（ｕ，
ｗ，ｑ），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）、をプロットすれば、例え
ば動安定係数、Ｍq はＭ（ｕ，ｗ，ｑ）のｑに対する傾
きとして、Ｘq はＸ（ｕ，ｗ，ｑ）のｑに対する傾きと
して、Ｚq はＺ（ｕ，ｗ，ｑ）のｑに対する傾きとして
求まる。 １．４ 第１実施例の説明 図１に示す第１実施例は、縦系の運動方程式における空
力係数を求める場合を想定したものである。

【００２５】図１において、１は台脚部、２は旋回運動
駆動部、３は旋回支柱部、４は支持アーム部、５はアー
ム伸縮駆動部、６は仰角・横滑り角方向駆動部、７は検
力部、８は供試模型、９は運動制御部、１０は空力係数
解析処理部、１１は計測結果出力部を表わす。

【００２６】供試模型８は、検力部７を介して仰角・横
滑り角方向駆動部６に接続され、仰角・横滑り角方向駆
動部６はアーム伸縮駆動部５を介して支持アーム部４
に、 支持アーム部４は旋回支柱部３にそれぞれ接続さ
れている。

【００２７】台脚部１上に設置された旋回運動駆動部２
は旋回支柱部３を旋回させるが、この時運動制御部９
は、試験条件として与えられる旋回半径が所要の距離精
度を満たすようにアーム伸縮駆動部５を、また重心速度
Ｖが所要の速度制御精度を満たすように旋回支柱部３の
回転速度をコントロールする。

【００２８】なお、本発明は旋回運動駆動部２、アーム
伸縮駆動部５、仰角・横滑り角方向駆動部６の具体的機
構まで特定するものではないが、第１実施例ではそれぞ
れ次のような機構を使用した。

【００２９】 旋回運動駆動部２ ；ギヤード・モータ アーム伸縮駆動部５ ；油圧サーボ方式ピストン
・シリンダ 仰角・横滑り角方向駆動部６；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 いずれにしても、旋回運動駆動部２、アーム伸縮駆動部
５、仰角・横滑り角方向駆動部６の製作に際して根本的
な問題点はない。

【００３０】なお、本試験装置全体は、気圧、密度等大
気の物理的特性を調整可能な建屋の中に設置される。所
定の空力係数解析に必要な強制力は、供試模型８の基部
に取り付けられた検力部７により計測する。

【００３１】空力係数解析処理部１０は、供試模型８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、（１．５）式に従って空力係数の解析を行
う。空力係数解析処理部１０による解析結果は、電気信
号として出力され、ここでは図示しない記録装置、表示
装置等に入力される。

【００３２】このように専用装置化した空力係数解析処
理部１０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１１から電気信号として
出力し、やはり図示しない汎用演算処理装置に入力の
上、（１．５）式に従った空力係数の解析を行う。 （第２実施例）本発明の第２実施例を図２、図５及び図
６に示す。

【００３３】本発明の第２実施例を述べるに当って、先
ず本発明の第２実施例についての理論的背景について概
説する。 ２．１ 横系の運動方程式 第２実施例においては［２］の横系の運動について考察
するが、ここではｘ軸回りの回転運動を除外し、運動を
水平面内に限定する。

【００３４】これは試験法、解析法の実用性を考慮した
結果であって、本発明の本質的主張点を制約するもので
はない。重心Ｇを原点とした機体固定座標系を図５のよ
うに定める。

【００３５】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＊ｕ´−ｍ＊ｖ＊ｒ−Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＸEXT ｍ＊ｖ´＋ｍ＊ｕ＊ｒ−Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＹEXT Ｉzz＊ｒ´−Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ） ＝ＮEXT ・・・（２．１） ここで、 ｍ：機体質量、 ｘ軸：機体の前後方向軸、 ｙ軸：機体の左右方向軸、 ｚ軸：機体の上下方向軸、 Ｉzz：ｚ軸回りの機体慣性モーメント、 ｕ´：ｘ軸方向の加速度、 ｖ´：ｙ軸方向の加速度、 ｒ´：ｚ軸回りの角加速度、 ｕ：ｘ軸方向の速度、 ｖ：ｙ軸方向の速度、 ｒ：ｚ軸回りの角速度、 Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）：機体に働くｘ軸方向の空気力、 Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）：機体に働く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 ：ｘ軸方向の強制力、 ＹEXT ：ｙ軸方向の強制力、 ＮEXT ：ｚ軸回りの強制モーメント。

【００３６】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、ｍ＊ｕ´，
ｍ＊ｖ＊ｒ，ｍ＊ｖ´，ｍ＊ｕ＊ｒ，Ｉzz＊ｒ´は慣性
項（特にｍ＊ｖ＊ｒ，ｍ＊ｕ＊ｒは遠心力項）、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。

【００３７】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。

【００３８】他方、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） 従来の風洞試験法では結局、 ｕ，ｖ：一定速度、 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と解釈される。

【００３９】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。

【００４０】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
法も実用化に適す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：一定速度、 ｒ＝０ という最も簡単な運動を与えていたわけであるが、その
反面、ｒ＝０であるため、Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，
ｖ，ｒ），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ），の中、ｚ軸回りの角速度
ｒに依存する成分の関数形は明らかにならない等の制約
があった。

【００４１】以上のような背景の下、横系運動の運動方
程式におけるＸ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ
（ｕ，ｖ，ｒ），の中、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、静止する供試模型に定常風を
当てるのではなく、静止大気の中で供試模型を実際に運
動させること、および０ではないｒを与えることが、本
発明の第２実施例の要点である。 ２．２ 横系運動の付与法 静止大気の中で供試模型を運動させることにより、縦系
運動特にｚ軸回りの角速度ｒすなわちyaw rateを付与す
る方法について述べる。

【００４２】その概念図を図６に示す。図６から明らか
なように、供試模型の重心Ｇは横系運動面内において円
あるいは円弧状軌跡となるよう、供試模型の機軸Ｇ-xは
重心軌跡の接線に対して一定の横滑り格βを成すように
保持する。また重心Ｇの速度Ｖは一定である。なお当然
のことながら、機軸Ｇ-zは横系運動面に対して垂直であ
る。

【００４３】以上のような円運動状態において、（２．
１）式は次式のように表される。 −ｍ＊ｖ＊ｒ−Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＸEXT ｍ＊ｕ＊ｒ−Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＹEXT −Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ＮEXT ・・・（２．２） ここで、機体固定座標系で表した分速度ｕ，ｖは次式で
表される。

【００４４】 ｕ＝Ｖcos β ｖ＝Ｖsin β ・・・（２．３） また、yaw rateｒと重心軌跡の半径Ｒの関係は以下の通
りである。

【００４５】 ｒ＝Ｖ／Ｒ ・・・（２．４） ２．３ 動安定係数の解析法 前項のような方法で横系運動を与えられた場合の動安定
係数の解析法を以下に示す。（２．２）式より、 Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ）＝−ｍ＊ｖ＊ｒ−ＸEXT Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ）＝ｍ＊ｕ＊ｒ−ＹEXT Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）＝−ＮEXT ・・・（２．５） 上式右辺のｍは供試模型が与えられると定まる。

【００４６】またｕ，ｖ，ｒは試験条件として与えら
れ、ＸEXT ，ＺEXT ，ＭEXT は計測結果である。従って
（２．５）式右辺は既知となり、減衰項Ｘ（ｕ，ｖ，
ｒ），Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）は求まる。

【００４７】試験計画に従ってｒをシリーズ的に変化さ
せ、それぞれの試験結果Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，
ｖ，ｒ），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）をプロットすれば、例えば
動安定係数Ｎr はＮ（ｕ，ｖ，ｒ）のｒに対する傾きと
して、Ｘr はＸ（ｕ，ｖ，ｒ）のｒに対する傾きとし
て、Ｙr はＹ（ｕ，ｖ，ｒ）のｒに対する傾きとして求
まる。 ２．４ 第２実施例の説明 図２に示す第２実施例は、横系の運動方程式における空
力係数を求める場合を想定したものである。

【００４８】図２において、１は台脚部、２は旋回運動
駆動部、３は旋回支柱部、４，４´は支持アーム部、
５，５´はアーム伸縮駆動部、６，６´は仰角・横滑り
角方向駆動部、７，７´は検力部、８，８´は供試模
型、９は運動制御部、１０は空力係数解析処理部、１１
は計測結果出力部を表わす。

【００４９】供試模型８，８´は、検力部７，７´を介
して仰角・横滑り角方向駆動部６，６´に接続され、仰
角・横滑り角方向駆動部６，６´はアーム伸縮駆動部
５，５´を介して支持アーム部４，４´に、支持アーム
部４は旋回支柱部３にそれぞれ接続されている。

【００５０】台脚部１上に設置された旋回運動駆動部２
は旋回支柱部３を旋回させるが、この時運動制御部９
は、試験条件として与えられる旋回半径が所要の距離精
度を満たすようにアーム伸縮駆動部５，５´を、また旋
回支柱部３の回転速度が所要の速度制御精度を満たすよ
うに旋回支柱部３の回転速度をコントロールする。

【００５１】図２から明らかなように、第２実施例にお
いては、第１実施例に支持アーム部４´、アーム伸縮駆
動部５´、仰角・横滑り角方向駆動部６´、検力部７
´、供試模型８´を追加し試験効率の向上を図ってい
る。

【００５２】なお供試模型８，８´の旋回面は、その高
さをずらせた形で配置し、先行する供試模型の発生する
後流内に後続の供試模型が入らないようにしている。な
お、本発明は旋回運動駆動部２、アーム伸縮駆動部５，
５´、仰角・横滑り角方向駆動部６，６´の具体的機構
まで特定するものではないが、第２実施例ではそれぞれ
次のような機構を使用した。

【００５３】 旋回運動駆動部２ ；ギヤード・モータ アーム伸縮駆動部５，５´ ；油圧サーボ方式ピストン
・シリンダ 仰角・横滑り角方向駆動部６，６´；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 いずれにしても、旋回運動駆動部２、アーム伸縮駆動部
５，５´、仰角・横滑り角方向駆動部６，６´の製作に
際して根本的な問題点はない。

【００５４】なお、本試験装置全体は、気圧、密度等大
気の物理的特性を調整可能な建屋の中に設置される。所
定の空力係数解析に必要な強制力は、供試模型８，８´
の基部に取り付けられた検力部７，７´により計測す
る。

【００５５】空力係数解析処理部１０は、供試模型８，
８´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、（２．５）式に従って空力係数の解析
を行う。

【００５６】空力係数解析処理部１０からの解析結果は
電気信号として出力され、ここでは図示しない記録装
置、表示装置等に入力される。このように専用装置化し
た空力係数解析処理部１０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１１か
ら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、（２．５）式に従った空力係数の解
析を行う。

【００５７】

【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に述べるような効果を奏する。 （１）本発明の試験装置および解析処理により、縦系及
び横系の運動方程式における動安定空力係数が求めるこ
とができる。

【００５８】そのため、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ための変換式によって求めると
いう問題点を解決することができる。 （２）空力係数だけでなく広範囲な空力現象を内包する
空力特性を、すべて風洞試験だけで決定することは事実
上不可能であるが、不確定要素を極力残さないというよ
うにするため、本発明により「静安定および動安定空力
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
的に決定し、尺度影響を考慮した上、それでもなおかつ
残る推定結果と飛行試験結果の不一致を補正するため、
経験式を導入する。」といった飛行運動計算システムを
構築することができる。

【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】本発明の第２実施例を示す図。

【図３】機体の固定座標系（縦系）を示す図。

【図４】円運動によるピッチ・レート付与の説明図。

【図５】機体の固定座標系（横系）を示す図。

【図６】円運動によるヨー・レート付与の説明図。

【符号の説明】 １…台脚部、 ２…旋回運動駆動部、 ３…旋回支柱部、 ４，４´…支持アーム部、 ５，５´…アーム伸縮駆動部、 ６，６´…仰角・横滑り角方向駆動部、 ７，７´…検力部、 ８，８´…供試模型、 ９…運動制御部、 １０…空力係数解析処理部、 １１…計測結果出力部、 ｍ…機体質量、 Ｇ-x，ｚ…重心を原点とした機体固定座標系、 ｘ軸…機体の前後方向軸、 ｙ軸…機体の左右方向軸、 ｚ軸…機体の上下方向軸、 ｕ，ｖ，ｗ…ｘ，ｙおよびｚ軸方向の速度、 ｕ´，ｖ´，ｗ´…ｘ，ｙおよびｚ軸方向の加速度、 Ｖ…機体重心の速度、 ＶA …流入気流流速、 ｑ…ｙ軸回りの角速度、 ｒ…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…ｙ軸回りのモーメント、 Ｎ…ｚ軸回りのモーメント、 α…仰角、 β…横滑り角、 θ…pitch 角、 θV …機体重心の速度ベクトルのpitch 角、 ψ…方位角、 ψV …機体重心の速度ベクトルの方位角。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 航空機の空力特性計測装置において、
   （Ａ）供試模型（８）を支持する検力部（７）と、
   （Ｂ）前記検力部（７）を介して供試体（８）の仰角・
   横滑り角方向駆動を行う仰角・横滑り角方向駆動部
   （６）と、（Ｃ）前記仰角・横滑り角方向駆動部（６）
   を支持する支持アーム部（４）と、（Ｄ）前記支持アー
   ム部（４）を支持する旋回支柱部（３）と、（Ｅ）前記
   旋回支柱部（３）を旋回させる旋回運動駆動部（２）
   と、（Ｆ）前記支持アーム部（４）のアーム長を伸縮す
   るアーム伸縮駆動部（５）と、（Ｇ）前記アーム伸縮駆
   動部（５）のコントロールと旋回支柱部（３）の回転速
   度のコントロールをする運動制御部（９）と、（Ｈ）前
   記検力部（７）から計測信号を入力し、解析処理を行う
   空力係数解析処理部（１０）と、（Ｉ）前記空力係数解
   析処理部（１０）の解析結果を出力する計測結果出力部
   （１１）とからなることを特徴とする旋回型空力特性計
   測装置。