WO2012046643A1 - 風洞試験用模型および風洞試験方法 - Google Patents

風洞試験用模型および風洞試験方法 Download PDF

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model
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聖 米本
加藤　英彦
隆之 野村
正史 長畑
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/062—Wind tunnel balances; Holding devices combined with measuring arrangements

Definitions

  • the present invention relates to a wind tunnel test model and a wind tunnel test method.
  • an anti-symmetric mode flutter phenomenon When an aircraft flies in a subsonic or transonic region, an anti-symmetric mode flutter phenomenon may occur.
  • This anti-symmetric mode flutter phenomenon is a flutter phenomenon in which the left and right wings of an aircraft are accompanied by vibrations in opposite phases (that is, an anti-symmetric mode). Therefore, a wind tunnel test using an aircraft model is performed before flight or for accuracy verification of aeroelastic analysis.
  • Wind tunnel test models used for wind tunnel testing of such an anti-symmetric mode flutter phenomenon include a full aircraft model that simulates the fuselage and both wings, and a half aircraft model that simulates the fuselage and one wing of the aircraft. is there.
  • an inversely symmetric aerodynamic force applied to the left and right wings can be simulated (see FIG. 3 (a) of Patent Document 1), which is advantageous in that the inversely symmetric mode flutter phenomenon can be reproduced. It is.
  • a half-machine model that can be installed in a relatively small wind tunnel test apparatus and can be expected to improve accuracy by increasing the scale of one wing compared to the full-machine model is attracting attention.
  • the half machine model is installed in the wind tunnel using a support device that simulates the degree of freedom of roll of the machine body. There is a way to install on the wall.
  • the vibration characteristic can simulate the inverse symmetry, as shown in FIG.
  • Patent Document 1 proposes a method in which the pivot point of the half-machine model is positioned away from the wind tunnel wall. As a result, the influence of the wind tunnel wall can be eliminated, and as shown in FIG. 3B of Patent Document 1, the asymmetrical aerodynamic force can be reproduced with the aerodynamic force being zero at the pivot point.
  • Patent Document 1 As shown in FIG. 1 (b), the half-machine model is supported by a support from below. In this case, the support becomes resistance, and there is a risk of disturbing the wind conditions of the half model. In addition, additional work such as making a hole in the lower part of the wind tunnel wall is required to install the support, and a lot of time and cost are required for setting up the wind tunnel test.
  • An object of the present invention is to provide a wind tunnel test model and a wind tunnel test method capable of realizing a wind tunnel test of a mode flutter phenomenon with high accuracy.
  • the wind tunnel test model and the wind tunnel test method of the present invention employ the following means. That is, the wind tunnel test model according to the first aspect of the present invention includes a half machine model part simulating the fuselage and one wing of the fuselage, and a position spaced from the wind tunnel wall around the half machine model part about the central axis.
  • a wind tunnel test model including a support device rotatably supported on the wind tunnel, the support device having a cross-sectional shape substantially the same as or similar to the body portion and extending rearward.
  • a fixing portion for fixing the half-machine model part on the wind tunnel testing apparatus side is provided on the rear end side, and a torsional rigidity imparting means for giving a predetermined torsional rigidity around the central axis to the half-machine model part is provided. It is provided in the body.
  • the support device By separating the support device that supports the semi-machine model part so as to be rotatable around the central axis from the wind tunnel wall, it is possible to accurately reproduce the anti-symmetric mode flutter phenomenon by simulating not only vibration characteristics but also aerodynamic force. it can.
  • the support device has a cross-sectional shape that is substantially the same as or similar to that of the body portion and extends rearward, so that the support device has a semi-machine model portion located on the front side (fluid flow upstream side). There is no hindrance to the wind conditions. Furthermore, since the fixing part for fixing the half machine model part to the wind tunnel test apparatus side is provided on the rear end side of the support device, the wind condition is not inhibited against the half machine model part.
  • the support device includes a torsional rigidity imparting means for giving a predetermined torsional rigidity around the central axis to the half machine model part, a counter torque against a moment in the roll direction of the half machine model part caused by aerodynamic force is provided. Can be given. Furthermore, since the torsional rigidity imparting means is housed in the housing of the support device, the torsional rigidity imparting means does not disturb the wind conditions. As the torsional rigidity imparting means, a torque shaft such as a round bar is typically used, and a coil spring or the like can also be used.
  • the torsional rigidity of the torsional rigidity imparting means it is preferable to select a torsional rigidity that generates a counter torque when the half-machine model portion generates a steady lift.
  • the torsional rigidity is adjusted by changing the cross-sectional shape of the torque shaft to change the polar section coefficient.
  • the fixing portion may be configured to fix the support device to a sting pod provided in the wind tunnel test device.
  • the equipment of the existing test apparatus can be used, and the wind tunnel test can be performed without generating additional work and additional costs. Also, if the sting pod axis and the center axis of the half-machine model part are fixed and offset so as to be substantially parallel, after the wind tunnel test model is fixed to the sting pod, the torsional rigidity imparting means is supported by the support device. Can be inserted / removed from the rear of the wind tunnel, which facilitates wind tunnel testing.
  • the torsional rigidity of the torsional rigidity imparting means is 1/3 or less, preferably 1/5 or less of the primary natural frequency of the half-machine model part.
  • the configuration may be such that the torsional rigidity imparting means has the primary natural frequency.
  • the torsional rigidity of the half-machine model is sufficient if the torsional rigidity of the half-machine model is sufficient to generate a counter-torque at the time of steady lift generation. It is not preferable for grasping (especially the antisymmetric mode flutter phenomenon). Accordingly, the torsional rigidity is preferably set so that the torsional rigidity imparting means has a primary natural frequency of 1/3 or less, preferably 1/5 or less of the primary natural frequency of the semi-machine model part. is there.
  • the torsional rigidity imparting means is a rod-shaped torque shaft, and the torque shaft has a front end fixed to the body portion side.
  • the rear end side may be fixed at a predetermined fixing position with respect to the housing of the support device, and the fixing position may be changeable in the longitudinal direction of the torque shaft. .
  • the wind tunnel test method according to the second aspect of the present invention is characterized in that the above-described wind tunnel test model is attached to a wind tunnel test apparatus and an inverse symmetric mode flutter wind tunnel test is performed.
  • the anti-symmetric mode flutter phenomenon can be realized with high accuracy.
  • the support device provided behind the half machine model part By supporting the half machine model part by the support device provided behind the half machine model part, it is possible to support without disturbing the wind conditions around the half machine model part.
  • the wind tunnel test model away from the wind tunnel wall and supporting the half-machine model part with a torque shaft that gives an appropriate counter torque against the steady lift, the wind tunnel of the anti-symmetric mode flutter phenomenon The test can be realized with high accuracy.
  • FIG. 2 is a partial cross-sectional plan view of the wind tunnel test model of FIG. 1. It is the figure which showed the moment M which arises in a model when the steady lift L acts with respect to the whole machine model. It is the figure which showed the moment M which arises in a model when the steady lift L acts with respect to a half-machine model.
  • the aerodynamic force distribution in the case of using a half-machine model is shown, and the case where the half-machine model is installed on the wind tunnel wall in a rotatable (rollable) manner.
  • the aerodynamic force distribution in the case of using a half-machine model is shown, and the case where the half-machine model is installed at a position distant from the wind tunnel wall so as to be rotatable (rollable).
  • FIG. 1 shows a wind tunnel test model 1 used for a wind tunnel test of an inversely symmetric mode flutter phenomenon.
  • the model 1 has a half machine model part 3 that simulates the fuselage and one wing of the machine body, and a support device 5 that supports the half machine model part 3 so as to be rotatable about the central axis CL (roll freely).
  • the half-machine model part 3 includes a body part 7 simulating the front part of the body fuselage, and a wing 9 simulating one wing of the body.
  • drum 7 is made into the tapered cylindrical shape.
  • the body portion 7 does not have a halved shape that is divided into two by a vertical plane including the central axis. This is because maintaining the cylindrical shape as shown in FIG. 1 does not disturb the air flow and contributes to improvement in measurement accuracy. Therefore, in this embodiment, the mass is adjusted so that the moment of inertia of the body portion 7 is 1 ⁇ 2 that of the entire model.
  • the supporting device 5 is connected to the rear end (downstream side of the air flow) of the body portion 7, and the outer cross-sectional shape is substantially the same as the cross-sectional shape at the rear end of the body portion 7. Yes.
  • the support device 5 includes a fixing portion 11 for fixing the half machine model portion 3 to the wind tunnel testing device side on the rear end side.
  • the fixing part 11 is attached so as to stand up from the tip of a sting pod 13 already installed in the wind tunnel test apparatus.
  • the sting pod 13 is originally for rigidly fixing the model to the tip thereof via sting.
  • the sting pod 13 is used to fix the half machine model portion 3 so as to be rotatable.
  • the axis of the sting pod 13 and the central axis of the half machine model unit 3 are installed so as to be substantially parallel. Further, the fixed portion 11 is erected from the sting pod 13, thereby offsetting the axis of the sting pod 13 and the central axis of the half machine model portion 3. By offsetting in this way, after fixing the wind tunnel test model 1 to the sting pod 13, a torque shaft 26 (see FIG. 2), which will be described later, can be inserted / removed from the rear of the support device 5, and the work of the wind tunnel test is performed. Becomes easier.
  • FIG. 4A shows a case where the half-machine model is installed on the wind tunnel wall 15 so as to be rotatable (rollable) as a reference example.
  • the aerodynamic distribution at the center of rotation of the half-machine model is not zero, and the aerodynamic distribution cannot be made asymmetric.
  • FIG. 2 shows the internal structure of the support device 5 that supports the half machine model portion 3.
  • a rotation shaft 22 fixed to the rear end of the body portion 7 is inserted into the housing 20 of the support device 5.
  • the rotation shaft 22 extends along the central axis CL from the rear end of the body portion 7 to the rear (right side in the drawing).
  • a pair of radial bearings 24, 24 that rotatably support the rotating shaft 22, a torque shaft (torsional rigidity imparting means) 26 fixed to the rotating shaft 22, and Is provided.
  • a wiring that guides output signals from sensors installed at various locations of the half-machine model portion 3 passes through the housing 20 of the support device 5.
  • each wiring is taken out from the support device 5 and led to an external arithmetic processing device (not shown). Each wiring passes through the space between the housing 20 and the torque shaft 26.
  • the torque shaft may be hollow and the wiring may be passed through the space in the torque shaft.
  • the torque shaft 26 is a rod-like body such as a round bar, the tip of which is fixed to the rear end of the rotating shaft 22, and the rear end of the torque shaft 26 is fixed to the torque shaft fixture 28.
  • the torque shaft fixture 28 fixes the torque shaft 26 to the housing 20 side, and can be moved in the direction of the central axis CL to fix the torque shaft 26 at an arbitrary position.
  • the torque shaft fixing tool 28 can arbitrarily set the fixing position on the rear end side of the torque shaft 26. By changing the distance between the tip of the torque shaft 26 and the fixing position on the rear end side of the torque shaft, The torsional rigidity of the torque shaft 26 can be arbitrarily set.
  • FIG. 3 shows the concept of setting the torsional rigidity of the torque shaft 26.
  • FIG. 3A in the case of an all-machine model, even if a steady lift L is generated and a moment M is generated around the central axis CL, it can be canceled by the left and right wings.
  • lift L is generated only on one wing, and only a moment M in one direction is generated around the central axis CL. It is necessary to act on.
  • the torque shaft 26 shown in FIG. 2 generates this counter torque. When the torsional rigidity of the torque shaft 26 is large, an anti-torque against the steady lift L can be generated.
  • the torsional rigidity of the torque shaft 26 is preferably large enough to give a counter torque against the steady lift L.
  • the present inventors have found that the primary natural vibration of the half-machine model portion 3 is 1/3 or less, preferably 1/5 or less of the primary natural frequency. It has been found that it is effective to set the torsional rigidity so that the torque shaft 26 has a number. As described above, by appropriately setting the torsional rigidity of the torque shaft 26, the vibration characteristics of the half-machine model portion 3 when the anti-symmetric mode flutter phenomenon occurs is not hindered.
  • An anti-symmetric mode flutter that simulates not only vibration characteristics but also aerodynamic force by separating the support device 5 that supports the half-machine model portion 3 so as to be rotatable about the central axis CL (see FIG. 4B).
  • the phenomenon can be accurately reproduced.
  • the support device 5 since the support device 5 has a cross-sectional shape substantially the same shape as the rear end of the body portion 7 and extends rearward, the half-machine model portion 3 positioned on the front side (fluid flow upstream side). against the wind conditions.
  • the fixing portion 11 is provided at the rear end of the support device 5, the wind condition is not hindered with respect to the half machine model portion 3.
  • the support device 5 includes a torque shaft 26 that gives a predetermined torsional rigidity around the central axis CL to the half machine model portion 3, a moment M in the roll direction of the half machine model portion 3 caused by aerodynamic force is provided. The anti-torque against can be given. Furthermore, since the torque shaft 26 is accommodated in the housing 20 of the support device 5, the torque shaft 26 does not disturb the wind conditions.
  • the equipment of the existing test apparatus can be used, and the wind tunnel test can be performed without generating additional construction and additional costs.
  • the cross-sectional shape of the support device 5 is substantially the same as the cross-sectional shape at the rear end of the body part 7, but the present invention is not limited to this, and the cross-sectional shape at the rear end of the body part 7 It is good also as a shape similar to a cross-sectional shape.
  • the torque shaft 26 is used as the torsional rigidity imparting means.
  • the present invention is not limited to this as long as the desired torsional rigidity can be provided, and a coil spring or the like may be used.
  • the torsional rigidity of the torque shaft 26 is changed by changing the position of the torque shaft fixture 28. The torsional rigidity of the torque shaft 26 may be adjusted by changing the section modulus.

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Abstract

半機模型周りの風況を乱すことなく支持可能とすることによって、逆対称モードフラッタ現象の風洞試験を高精度にて実現できる風洞試験用模型ことを目的とする。機体の胴体部および片翼を模擬した半機模型部（３）と、風洞壁から離間した位置で、半機模型部（３）を中心軸線ＣＬ回りに回動可能に支持する支持装置（５）とを備えた風洞試験用模型（１）であって、支持装置（５）は、胴体部（７）と略同形状または相似形状の横断面形状を有して後方に延在するとともに、風洞試験装置側に半機模型部（３）を固定する固定部（１１）を後端側に備え、かつ、半機模型部（３）に対して中心軸線（ＣＬ）回りに所定のねじり剛性を与えるねじり剛性付与手段を筐体内に備えている。

Description

風洞試験用模型および風洞試験方法
　本発明は、風洞試験用模型および風洞試験方法に関するものである。
　航空機が亜音速や遷音速領域を飛行する際に、逆対称モードフラッタ現象が発生する可能性がある。この逆対称モードフラッタ現象は、航空機の左右の翼が逆位相の振動（すなわち逆対称モード）を伴うフラッタ現象である。そこで、飛行前に、または空力弾性解析の精度検証のために、航空機の模型を用いた風洞試験が行われる。
　このような逆対称モードフラッタ現象の風洞試験に用いられる風洞試験用模型としては、機体の胴体部および両翼を模擬した全機模型と、機体の胴体部および片翼を模擬した半機模型とがある。
　両翼を有する全機模型の場合には、左右の翼に加わる逆対称の空気力が模擬できる（特許文献１の第３図（ａ）参照）ので、逆対称モードフラッタ現象を再現できる点で有利である。
　しかし、全機模型は、同一の大きさの風洞試験装置に設置する場合、半機模型に比べて片翼のスケールを小さくせざるを得ない。スケールが小さくなると、模型製作精度（振動特性の模擬精度ならびに左右翼の整合精度）が低下してしまう。したがって、全機模型を用いるには比較的大きな風洞試験装置が必要となるが、逆対称モードフラッタ現象の試験ができる大型の風洞試験装置は日本国内でも限られており、このような大型風洞試験装置を使用する際には、模型を破壊させないこと、設備の使用目的に適った機種の模型しか使用が認められないといった条件が課されることが多い。さらには、風洞使用料が高いという問題もある。
　そこで、比較的小さな風洞試験装置にも設置することができるとともに、全機模型に比べて片翼のスケールを大きくして精度向上が期待できる半機模型が注目される。
　半機模型を風洞試験装置に設置する方法として、特許文献１の第４図（ｂ）に示されているように、機体のロール自由度を模擬する支持装置を使用して半機模型を風洞壁に取付ける方法がある。しかし、この方法は、振動特性は逆対称を模擬できるものの、特許文献１の第３図（ｃ）に示すように、空気力は対称にしかなり得ない。したがって、典型的な曲げと捩りのフラッタが生じる速度よりも低い速度領域で生じるマイルドフラッタや、LCO（Limit Cycle Oscillation；リミットサイクル振動）といったような空気力の僅かの差異がフラッタ特性に大きな影響を与える場合には、風洞試験が成立しない。
　このような問題を解決するために、特許文献１では、半機模型の枢支点を風洞壁から離して位置される方法が提案されている。これより、風洞壁の影響をなくすことができ、特許文献１の第３図（ｂ）に示すように、枢支点で空気力をゼロとして逆対称空気力を再現することができる。
特開平３－２４２５２４号公報
　しかし、特許文献１では、その第１図（ｂ）に示されているように、半機模型を下方から支柱によって支持する構造となっている。これでは、支柱が抵抗になってしまい、半機模型の風況を乱してしまう恐れがある。さらに、支柱を設置するために風洞壁の下部に穴を開ける等の工事が別途必要となり、風洞試験の段取りに多くの時間とコストを要することになる。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、多くの時間とコストを要することなく設置でき、半機模型周りの風況を乱すことなく支持可能とすることによって、逆対称モードフラッタ現象の風洞試験を高精度にて実現できる風洞試験用模型および風洞試験方法を提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明の風洞試験用模型および風洞試験方法は以下の手段を採用する。
　すなわち、本発明の第１の態様にかかる風洞試験用模型は、機体の胴体部および片翼を模擬した半機模型部と、風洞壁から離間した位置で、前記半機模型部を中心軸線回りに回動可能に支持する支持装置とを備えた風洞試験用模型であって、前記支持装置は、前記胴体部と略同形状または相似形状の横断面形状を有して後方に延在するとともに、風洞試験装置側に前記半機模型部を固定する固定部を後端側に備え、かつ、前記半機模型部に対して前記中心軸線回りに所定のねじり剛性を与えるねじり剛性付与手段を筐体内に備えていることを特徴とする。
　半機模型部を中心軸線回りに回動可能に支持する支持装置を風洞壁から離間させることによって、振動特性だけでなく空気力をも模擬して逆対称モードフラッタ現象を精度良く再現することができる。
　また、支持装置は、胴体部と略同形状または相似形状の横断面形状を有して後方に延在しているので、前方側（流体流れ上流側）に位置する半機模型部に対して風況を阻害することがない。さらに、風洞試験装置側に半機模型部を固定する固定部を支持装置の後端側に設けているので、半機模型部に対して風況を阻害することがない。
　また、支持装置は、半機模型部に対して中心軸線回りに所定のねじり剛性を与えるねじり剛性付与手段を備えているので、空気力によって生じる半機模型部のロール方向のモーメントに対する反トルクを与えることができる。さらに、ねじり剛性付与手段が支持装置の筐体内に収納されているので、ねじり剛性付与手段が風況を乱すことがない。
　ねじり剛性付与手段としては、典型的には丸棒等のトルクシャフトが挙げられ、コイルバネ等も用いることができる。
　ねじり剛性付与手段のねじり剛性としては、半機模型部の定常揚力発生時の反トルクを生じさせる程度のねじり剛性を選択することが好ましい。ねじり剛性の調整としては、例えばトルクシャフトの横断面形状を変更して極断面係数を変更することによって行う。
　さらに、前記第１の態様にかかる風洞試験用模型においては、前記固定部は、風洞試験装置に設けられたスティングポッドに対して、前記支持装置を固定する構成であってもよい。
　風洞試験装置に設けられたスティングポッドを用いることにより、既存の試験装置の設備を利用することができ、追加工事や追加コストを発生させることなく風洞試験を行うことができる。
　また、スティングポッドの軸線と半機模型部の中心軸線が略平行となるように固定してオフセットさせることとすれば、風洞試験用模型をスティングポッドに固定した後に、ねじり剛性付与手段を支持装置の後方から挿脱することができ、風洞試験の作業が容易になる。
　さらに、前記第１の態様にかかる風洞試験用模型においては、前記ねじり剛性付与手段のねじり剛性は、前記半機模型部の１次固有振動数の１／３以下、好ましくは１／５以下の１次固有振動数をねじり剛性付与手段が有するように設定されている構成であってもよい。
　ねじり剛性付与手段のねじり剛性は、半機模型部の定常揚力発生時の反トルクを生じさせる程度のねじり剛性を有していれば足り、それ以上に大きいねじり剛性は半機模型部の振動特性（特に逆対称モードフラッタ現象）を把握する上で好ましくない。したがって、ねじり剛性としては、半機模型部の１次固有振動数の１／３以下、好ましくは１／５以下の１次固有振動数をねじり剛性付与手段が有するように設定するのが好適である。
　さらに、前記第１の態様にかかる風洞試験用模型においては、前記ねじり剛性付与手段は、棒状とされたトルクシャフトとされており、該トルクシャフトは、その前端が前記胴体部側に固定されているとともに、その後端側が前記支持装置の前記筐体に対して所定の固定位置にて固定され、前記固定位置は、前記トルクシャフトの長手方向にて変更可能とされている構成であってもよい。
　トルクシャフトの固定位置を、その長手方向にて変更可能とすることにより、胴体部側に固定された前端と固定位置との間の距離を変更することができる。これにより、ねじり剛性を適切な値に調整することができる。
　また、本発明の第２の態様にかかる風洞試験方法は、上記の風洞試験用模型を風洞試験装置に取り付け、逆対称モードフラッタ風洞試験を行うことを特徴とする。
　上記の風洞試験用模型を用いて風洞試験を行うこととしたので、逆対称モードフラッタ現象を精度良く実現できる。
　半機模型部の後方に設けた支持装置によって半機模型部を支持することにより、半機模型部周りの風況を乱すことなく支持することができる。
　また、風洞壁から離間させて風洞試験用模型を設置するとともに、定常揚力に対する適正な反トルクを与えるトルクシャフトを用いて半機模型部を支持することとしたので、逆対称モードフラッタ現象の風洞試験を高精度にて実現できる。
本発明の一実施形態にかかる風洞試験用模型をスティングポッドに固定した状態を示した斜視図である。 図１の風洞試験用模型の部分断面平面図である。 全機模型に対して定常揚力Ｌが作用した場合に模型に生じるモーメントＭを示した図である。 半機模型に対して定常揚力Ｌが作用した場合に模型に生じるモーメントＭを示した図である。 半機模型を用いた場合の空気力分布を示し、風洞壁に半機模型を回動可能（ロール自由）に設置した場合を示す。 半機模型を用いた場合の空気力分布を示し、風洞壁から離れた位置に半機模型を回動可能（ロール自由）に設置した場合を示す。
　以下に、本発明にかかる一実施形態について、図面を参照して説明する。
　図１には、逆対称モードフラッタ現象の風洞試験に用いる風洞試験用模型１が示されている。
　模型１は、機体の胴体部および片翼を模擬した半機模型部３と、この半機模型部３を中心軸線ＣＬ回りに回動可能（ロール自由）に支持する支持装置５とを有している。
　半機模型部３は、機体の胴体の前方部を模擬した胴体部７と、機体の片翼を模擬した翼９とを備えている。
　胴体部７は、先細りとされた円筒形状とされている。この胴体部７は、特許文献１に示されているように中心軸線を含む垂直面によって二分割された半割形状とはなっていない。これは、図１に示したように円筒形状を保った方が空気流れを乱すことがなく計測精度の向上に資するからである。したがって、本実施形態では、胴体部７の慣性モーメントが全機模型の場合の１／２になるようにその質量が調整されている。
　支持装置５は、胴体部７の後端（空気流れ下流側）に接続されており、その外形状をなす横断面形状は、胴体部７の後端における横断面形状と略同形状とされている。
　支持装置５は、その後端側に、半機模型部３を風洞試験装置側に固定するための固定部１１を備えている。固定部１１は、風洞試験装置に既設されているスティングポッド（sting pod）１３の先端から立設するように取り付けられている。スティングポッド１３は、本来、その先端にスティング（sting）を介して模型を剛に固定するためのものである。本実施形態では、半機模型部３を回動可能に固定するためにスティングポッド１３を利用している。
　スティングポッド１３の軸線と半機模型部３の中心軸線とは、略平行となるように設置される。また、スティングポッド１３から固定部１１を立設させることで、スティングポッド１３の軸線と半機模型部３の中心軸線とをオフセットさせている。このようにオフセットさせることにより、風洞試験用模型１をスティングポッド１３に固定した後に、後述するトルクシャフト２６（図２参照）を支持装置５の後方から挿脱することができ、風洞試験の作業が容易になる。
　スティングポッド１３に半機模型部３を取り付けることにより、図４Ｂに示すように、風洞壁１５から離間させた状態で半機模型３を風洞試験装置内に設置することができる。これにより、半機模型部３の回動中心における空気力をゼロとすることができる。なお、図４Ａには、参考例として、風洞壁１５に半機模型を回動可能（ロール自由）に設置した場合が示されている。このように、半機模型を風洞壁１５に設置すると、半機模型の回動中心における空気力がゼロとならずに空気力分布を非対称とすることができない。
　図２には、半機模型部３を支持する支持装置５の内部構造が示されている。支持装置５の筐体２０内には、胴体部７の後端に固定された回動軸２２が挿入されている。回動軸２２は、胴体部７の後端から後方（図において右側）へと中心軸線ＣＬ上に沿って延在している。
　支持装置５の筐体２０内には、回動軸２２を回動可能に支持する１対のラジアル軸受２４，２４と、回動軸２２に固定されたトルクシャフト（ねじり剛性付与手段）２６とが設けられている。
　また、支持装置５の筐体２０内には、図示しないが、半機模型部３の各所に設置したセンサからの出力信号を導く配線が通過するようになっている。これらの配線は、支持装置５から取り出され、図示しない外部の演算処理装置へと導かれる。各配線は、筐体２０とトルクシャフト２６との間の空間を通すこととしているが、これに代えて、トルクシャフトを中空として、トルクシャフト内の空間に配線を通すこととしても良い。
　トルクシャフト２６は、丸棒等の棒状体とされており、その先端が回動軸２２の後端に固定され、その後端側がトルクシャフト固定具２８に固定されている。トルクシャフト固定具２８は、トルクシャフト２６を筐体２０側に固定するものであり、中心軸線ＣＬ方向に移動させて任意の位置でトルクシャフト２６を固定できるようになっている。このように、トルクシャフト固定具２８によってトルクシャフト２６の後端側の固定位置を任意に設定できるので、トルクシャフト２６の先端とトルクシャフト後端側の固定位置までの距離を変更することによって、トルクシャフト２６のねじり剛性を任意に設定することができる。
　図３には、トルクシャフト２６のねじり剛性の設定の考え方が示されている。図３Ａに示すように、全機模型の場合、定常揚力Ｌが生じて中心軸線ＣＬ回りにモーメントＭが発生しても、左右の翼で打ち消すことができる。しかし、本実施形態のような半機模型の場合、片翼のみに揚力Ｌが発生し一方向のモーメントＭのみが中心軸線ＣＬ回りに発生するので、これを打ち消すために反トルクを半機模型に作用させる必要がある。この反トルクを発生させるものが図２に示したトルクシャフト２６である。このトルクシャフト２６のねじり剛性が大きい場合には、定常揚力Ｌに抗する反トルクを発生させることができるが、逆対称モードフラッタ現象が発生した場合に、この振動をも打ち消すように大きなねじり剛性では本来の試験目的が達成できない。したがって、トルクシャフト２６のねじり剛性は、定常揚力Ｌに抗する反トルクを与えるのに必要十分な大きさが好ましい。本発明者等は、このような観点からトルクシャフト２６のねじり剛性を検討した結果、半機模型部３の１次固有振動数の１／３以下、好ましくは１／５以下の１次固有振動数をトルクシャフト２６が有するようにねじり剛性を設定することが効果的であることを見出した。
　このようにトルクシャフト２６のねじり剛性を適切に設定することで、逆対称モードフラッタ現象が生じた場合の半機模型部３の振動特性を阻害することがない。
　以上の通り、本実施形態の風洞試験用模型および風洞試験方法によれば、以下の作用効果を奏する。
　半機模型部３を中心軸線ＣＬ回りに回動可能に支持する支持装置５を風洞壁から離間させることによって（図４Ｂ参照）、振動特性だけでなく空気力をも模擬して逆対称モードフラッタ現象を精度良く再現することができる。
　また、支持装置５は、胴体部７の後端と略同形状の横断面形状を有して後方に延在しているので、前方側（流体流れ上流側）に位置する半機模型部３に対して風況を阻害することがない。さらに、固定部１１を支持装置５の後端に設けているので、半機模型部３に対して風況を阻害することがない。
　また、支持装置５は、半機模型部３に対して中心軸線ＣＬ回りに所定のねじり剛性を与えるトルクシャフト２６を備えているので、空気力によって生じる半機模型部３のロール方向のモーメントＭに対する反トルクを与えることができる。さらに、トルクシャフト２６が支持装置５の筐体２０内に収納されているので、トルクシャフト２６が風況を乱すことがない。
　風洞試験装置に設けられたスティングポッド１３を用いることにより、既存の試験装置の設備を利用することができ、追加工事や追加コストを発生させることなく風洞試験を行うことができる。
　なお、本実施形態では、支持装置５の横断面形状は、胴体部７の後端における横断面形状と略同一なものとしたが、本発明はこれに限定されず、胴体部の後端における横断面形状と相似な形状としてもよい。
　また、本実施形態では、ねじり剛性付与手段としてトルクシャフト２６を用いることとしたが、所望のねじり剛性を与えることができればこれに限定されるものではなく、コイルバネ等を用いても良い。
　また、本実施形態では、トルクシャフト固定具２８の位置を変更することによってトルクシャフト２６のねじり剛性を変更することとしたが、これ以外にも、例えばトルクシャフトの横断面形状を変更して極断面係数を変更することによってトルクシャフト２６のねじり剛性を調整しても良い。
１　風洞試験用模型
３　半機模型部
５　支持装置
１１　固定部
１３　スティングポッド
２０　筐体
２６　トルクシャフト（ねじり剛性付与手段）
ＣＬ　中心軸線

Claims (5)

  1. 　機体の胴体部および片翼を模擬した半機模型部と、
    　風洞壁から離間した位置で、前記半機模型部を中心軸線回りに回動可能に支持する支持装置と、
    　を備えた風洞試験用模型であって、
    　前記支持装置は、前記胴体部と略同形状または相似形状の横断面形状を有して後方に延在するとともに、風洞試験装置側に前記半機模型部を固定する固定部を後端側に備え、かつ、前記半機模型部に対して前記中心軸線回りに所定のねじり剛性を与えるねじり剛性付与手段を筐体内に備えている風洞試験用模型。
  2. 　前記固定部は、風洞試験装置に設けられたスティングポッドに対して、前記支持装置を固定する請求項１に記載の風洞試験用模型。
  3. 　前記ねじり剛性付与手段のねじり剛性は、前記半機模型部の１次固有振動数の１／３以下、好ましくは１／５以下の１次固有振動数をねじり剛性付与手段が有するように設定されている請求項１又は２に記載の風洞試験用模型。
  4. 　前記ねじり剛性付与手段は、棒状とされたトルクシャフトとされており、
    　該トルクシャフトは、その前端が前記胴体部側に固定されているとともに、その後端側が前記支持装置の前記筐体に対して所定の固定位置にて固定され、
    　前記固定位置は、前記トルクシャフトの長手方向にて変更可能とされている請求項１から３のいずれかに記載の風洞試験用模型。
  5. 　請求項１から４のいずれかに記載の風洞試験用模型を風洞試験装置に取り付け、逆対称モードフラッタ風洞試験を行う風洞試験方法。
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