JPS6371629A - 風洞試験用推進器付飛翔体模型 - Google Patents

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】 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膜型に関し、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搬模型に関する。

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、およびダミーニンジンを搭載し
た軽量模型による動的試験は行われていたが、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搬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、ジェットエンジンを模擬させたエジェクタ一方式等
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−３００ＤｅｅｐＳ
ｔａｌｌ特性）。そして、近年推進器は、エジェクタ一
方式にかわり、パワーが大きい高圧空気タービン方式に
よる模擬ファンジェットエンジンを搭載した静的な航空
機全搬模型試験が中心となってきている。

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
式によっ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ュ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
軽量模型はなかった。

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搬模型による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
ることが困難であった。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搬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
全搬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った事
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
った。

本発明は、上記実情に鑑み創案されたものであって、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
相対的に大きくシ、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ッ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って、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開運から、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。小型軽量でもっ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、機体に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って推進器の配置や、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推進と
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１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、模擬ジェッ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、フラップ８及びスポイラ−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、フラップ８及びスポイラ−９からなる高揚
力装置１尾翼舵面１０等で構成されている６前記各駆動
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ｇ１．２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、ある間隙を保って覆い被せる様に
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。それによって、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１１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１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
である。

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ｌｒ！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。前記揺動袋にによっ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
１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ッチ構造による一体成
形になっている。

また、航空機模型の機体本体１の外形は、実験仕様に沿
っ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．フラップ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搬模型で、風洞試験は１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ャイロ
１９．加速度計１６によって測定される。

第５図に示したものは、計測ブロック図である。

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、ジャイロ１９、加速度計１６に
よって測定される。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ィーバツクし、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ップ
（ＡＴＰ）エンジン２ｏ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、−全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
ースシャトルの想像模型である。日本における水平打ち
上げ式スペースシャトルの場合は、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ャトルが必要であ
る。そのためには、シャトルに着陸専用のジェットター
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ャトルを本
発明によって製作した模型による動的試験状態を示して
いる。

なお、上記の各実施例では、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し１１＋ 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
なった。それにより、小型軽量な各種能動＠ＩＩ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ったた
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った。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ったため、分離精度が向
上し２飛行性能に関するデータを得ることが出来るよう
になった。

【図面の簡単な説明】

図面は本発明の飛翔体膜型の実施例である全搬模型を示
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
制御ブロック図、第６図は高速ターボジェットエンジン
を搭載した他の実施例の全搬模型、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
ペースシャトルの斜視図、第９図は水平打ち上げ式スペ
ースシャ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：模擬ジェットタ
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：フラップ　　９ニスボイラー　　１
０：尾翼操縦舵面　　１１：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１６：加速度計　　１７：ハニカムコア１９：ジ
ャイロ 特許出願人　科学技術庁航空宇宙技術研究所長長　　洲
　　秀　　夫 ｔｉｔ図 第２図 第３図 第　　４　　図 第　　　６　　　図 ら 高圧空気 第７図

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
   翔体模型であって、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っ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ェッ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。