JPH05296875A - 風洞試験装置 - Google Patents
風洞試験装置Info
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- JPH05296875A JPH05296875A JP10462792A JP10462792A JPH05296875A JP H05296875 A JPH05296875 A JP H05296875A JP 10462792 A JP10462792 A JP 10462792A JP 10462792 A JP10462792 A JP 10462792A JP H05296875 A JPH05296875 A JP H05296875A
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Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 航空機の動安定空力係数を求め得る風洞試験
装置。 【構成】 機体（２）の上下方向速度または左右方向速
度を上下方向駆動機構（４）または左右方向駆動機構に
よって正弦波状に変化させるとともに、合成速度が一定
となるように前後方向駆動機構（５）によって機体を前
後運動させる。そして、機体（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、空力係
数を解析する。
装置。 【構成】 機体（２）の上下方向速度または左右方向速
度を上下方向駆動機構（４）または左右方向駆動機構に
よって正弦波状に変化させるとともに、合成速度が一定
となるように前後方向駆動機構（５）によって機体を前
後運動させる。そして、機体（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、空力係
数を解析する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機の空力特性を求
めるために用いられる風洞試験装置に関する。
めるために用いられる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、飛行運動を表わす
シミュレーション・モデルとその空力特性を表わす空力
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。これら空力係数は、現在
のところ一般的に風洞試験により求めているが、従来の
風洞試験法では、このうち静安定係数が求められるのみ
であって、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。
シミュレーション・モデルとその空力特性を表わす空力
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。これら空力係数は、現在
のところ一般的に風洞試験により求めているが、従来の
風洞試験法では、このうち静安定係数が求められるのみ
であって、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。
【０００３】
【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、静安定係数と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。
なように、静安定係数と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。
【０００４】言うまでもなく、単に空力係数だけではな
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。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。
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。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。
【０００５】本来は、「静安定空力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。」という姿勢、すなわち不確定
要素を極力残さないように心掛けたアプローチが望まれ
ていたのである。
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。」という姿勢、すなわち不確定
要素を極力残さないように心掛けたアプローチが望まれ
ていたのである。
【０００６】
【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、供試体の上下方向速度を正弦波状
に変化させる上下方向動揺機構と、上記供試体の左右方
向速度を正弦波状に変化させる左右方向動揺機構と、上
記上下方向速度または左右方向速度との合成速度を一定
とするように上記供試体を前後運動させる前後方向動揺
機構と、上記供試体の動揺に要する強制力および強制モ
ーメントを計測する検力計とを備え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。
題を解決するために、供試体の上下方向速度を正弦波状
に変化させる上下方向動揺機構と、上記供試体の左右方
向速度を正弦波状に変化させる左右方向動揺機構と、上
記上下方向速度または左右方向速度との合成速度を一定
とするように上記供試体を前後運動させる前後方向動揺
機構と、上記供試体の動揺に要する強制力および強制モ
ーメントを計測する検力計とを備え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。
【０００７】
【作用】供試体の上下方向速度を上下方向動揺機構によ
って正弦波状に変化させるとともに、合成速度を一定に
するように前後方向動揺機構によって前後運動させ、上
下方向の強制力と左右軸回りの強制モーメントを計測の
上、それらの計測値に基づいて、縦系の運動方程式にお
ける動安定空力係数を求める。また、供試体の左右方向
速度を左右方向動揺機構によって正弦波状に変化させる
とともに、合成速度を一定にするように前後方向動揺機
構によって前後運動させ、左右方向の強制力および上下
軸回りの強制モーメントを計測の上、それらの計測値に
基づいて、横系の運動方程式における動安定空力係数を
求める。
って正弦波状に変化させるとともに、合成速度を一定に
するように前後方向動揺機構によって前後運動させ、上
下方向の強制力と左右軸回りの強制モーメントを計測の
上、それらの計測値に基づいて、縦系の運動方程式にお
ける動安定空力係数を求める。また、供試体の左右方向
速度を左右方向動揺機構によって正弦波状に変化させる
とともに、合成速度を一定にするように前後方向動揺機
構によって前後運動させ、左右方向の強制力および上下
軸回りの強制モーメントを計測の上、それらの計測値に
基づいて、横系の運動方程式における動安定空力係数を
求める。
【０００８】
【発明の理論的背景】前記のとおり、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
力特性を表わ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。このうち、互いに連成の強い、 前後、上下方向の並進運動と左右方向軸回りの回転
運動、 前後、左右方向の並進運動と前後方向軸、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、が縦系
の運動、が横系の運動と呼ばれる。
は飛行運動を表わすシミュレーション・モデルとその空
力特性を表わ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。このうち、互いに連成の強い、 前後、上下方向の並進運動と左右方向軸回りの回転
運動、 前後、左右方向の並進運動と前後方向軸、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、が縦系
の運動、が横系の運動と呼ばれる。
【０００９】［１］縦系の機体運動を表わす運動方程式 重心を原点とした機体固定座標系を図２のように定める
と、この座標系に基づく縦系運動の運動方程式は次式の
ように表わされる。
と、この座標系に基づく縦系運動の運動方程式は次式の
ように表わされる。
【００１０】
【数１】 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、［数１］式において、ＸEXT ，ＺEXT ，ＭEXT は
強制項、Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ
（ｕ，ｗ，ｑ）は減衰項、その他は慣性項（特にｍ・ｗ
・ｑ，ｍ・ｕ・ｑは遠心力項）に分類される。
つが、［数１］式において、ＸEXT ，ＺEXT ，ＭEXT は
強制項、Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ
（ｕ，ｗ，ｑ）は減衰項、その他は慣性項（特にｍ・ｗ
・ｑ，ｍ・ｕ・ｑは遠心力項）に分類される。
【００１１】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。従来の風洞試験方法で
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。と
ころで、迎角αとｘ軸方向およびｚ軸方向の速度ｕ，ｗ
の間には次式が成り立つ。
とは非常に重要な意味を持つ。従来の風洞試験方法で
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。と
ころで、迎角αとｘ軸方向およびｚ軸方向の速度ｕ，ｗ
の間には次式が成り立つ。
【００１２】
【数２】 従来の風洞試験方法では結局、速度ｕ，ｗが一定、ｑ＝
０の定常状態における抵抗を計測し、これによって減衰
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。
０の定常状態における抵抗を計測し、これによって減衰
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。
【００１３】原理的には、ｕ，ｗ，ｑとそれらの時間に
ついての微係数（加速度、角加速度）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、試験方法が容易であり、計測結果の解析も実用化可
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、従来の風洞試験方
法では、速度ｕ，ｗが一定、角速度ｑは０という、最も
簡単な運動を与えていたわけであるが、ｗが一定である
ため、抵抗Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ
（ｕ，ｗ，ｑ）のうち、上下方向速度ｗに依存する動特
性成分の関数形が明らかにならないという制約があっ
た。
ついての微係数（加速度、角加速度）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、試験方法が容易であり、計測結果の解析も実用化可
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、従来の風洞試験方
法では、速度ｕ，ｗが一定、角速度ｑは０という、最も
簡単な運動を与えていたわけであるが、ｗが一定である
ため、抵抗Ｘ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ
（ｕ，ｗ，ｑ）のうち、上下方向速度ｗに依存する動特
性成分の関数形が明らかにならないという制約があっ
た。
【００１４】以上のような背景の下に、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）のうち、ｗに依存する動特性成分の関
数形を明らかにすることを目的として、本発明において
は、ｕ，ｗの合成速度を一定に保ちつつｗに正弦運動を
与える風洞試験装置および解析方法について考察した。
方程式におけるＸ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｚ（ｕ，ｗ，ｑ），
Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）のうち、ｗに依存する動特性成分の関
数形を明らかにすることを目的として、本発明において
は、ｕ，ｗの合成速度を一定に保ちつつｗに正弦運動を
与える風洞試験装置および解析方法について考察した。
【００１５】［２］正弦上下運動の付与方法 本節においては、ｘ軸方向速度ｕとｚ軸方向速度ｗとの
合成速度を変化させることなくｗのみを正弦的に変化さ
せる方法について考察する。風洞軸固定座標系Ｏ−x0,z
0 とともに概念図を図３に示す。ここでＯは風洞内に固
定された原点、ｘ0 ，ｚ0 はそれぞれ風洞軸方向（前後
方向）と上下方向の変位で、ｘ0 ，ｚ0の正方向はｘ，
ｚの正方向に一致させる。また、ｕ0 ，ｗ0 はそれぞれ
風洞軸方向および上下方向の速度である。
合成速度を変化させることなくｗのみを正弦的に変化さ
せる方法について考察する。風洞軸固定座標系Ｏ−x0,z
0 とともに概念図を図３に示す。ここでＯは風洞内に固
定された原点、ｘ0 ，ｚ0 はそれぞれ風洞軸方向（前後
方向）と上下方向の変位で、ｘ0 ，ｚ0の正方向はｘ，
ｚの正方向に一致させる。また、ｕ0 ，ｗ0 はそれぞれ
風洞軸方向および上下方向の速度である。
【００１６】まず、ｗ0 が次式で表わされるような、上
下方向の正弦運動を考える。
下方向の正弦運動を考える。
【００１７】
【数３】 一方、合成速度Ｖは次式で表わされる。
【００１８】
【数４】 したがって、ｗ0 を［数３］式で表わされるように変化
させた場合でも、ｕ0を次式で表わされるように変化さ
せれば、Ｖは一定となる。
させた場合でも、ｕ0を次式で表わされるように変化さ
せれば、Ｖは一定となる。
【００１９】
【数５】 なお、機体固定座標系で表わした分速度ｕ，ｗは、Ｏ−
ｘ方向が常にＯ−x0方向に一致しているため、次式のよ
うに表わされる。
ｘ方向が常にＯ−x0方向に一致しているため、次式のよ
うに表わされる。
【００２０】
【数６】 風洞軸固定座標系で表わした機体重心の速度ｕ0 ，ｗ0
が［数５］および［数３］式で表わされるように運動さ
せた場合、機体固定座標系で表わした分速度ｕ，ｗも
［数６］式のようになり、結局、ｕ，ｗを用いて表わさ
れる合成速度Ｖは、次式から明らかなように一定とな
る。
が［数５］および［数３］式で表わされるように運動さ
せた場合、機体固定座標系で表わした分速度ｕ，ｗも
［数６］式のようになり、結局、ｕ，ｗを用いて表わさ
れる合成速度Ｖは、次式から明らかなように一定とな
る。
【００２１】
【数７】 以上により、ｘ軸方向速度ｕおよびｚ軸方向速度ｗの合
成速度Ｖを変化させることなく、機体に正弦波状の上下
方向速度ｗを与えることが可能となる。
成速度Ｖを変化させることなく、機体に正弦波状の上下
方向速度ｗを与えることが可能となる。
【００２２】［３］縦系動安定係数の解析方法 本節においては、機体固定座標系で表わした合成速度Ｖ
は一定とし、機体に正弦波状のｗを与えた場合の動安定
係数解析方法について考察する。
は一定とし、機体に正弦波状のｗを与えた場合の動安定
係数解析方法について考察する。
【００２３】ｘ方向の抵抗の解析については、減衰項Ｘ
（ｕ，ｗ，ｑ＝０）の計測結果を定常状態の重ね合せと
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［数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、［数１］式は次のようになる。
（ｕ，ｗ，ｑ＝０）の計測結果を定常状態の重ね合せと
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［数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、［数１］式は次のようになる。
【００２４】
【数８】 結局、本節では［数８］式におけるＺ（ｕ，ｗ，ｑ＝
０），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ＝０）の解析方法すなわち関数形
決定方法について考察することとなる。
０），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ＝０）の解析方法すなわち関数形
決定方法について考察することとなる。
【００２５】さて既に述べたように、どのような運動を
与えてもそれが既知であれば、その関数形をどのように
与えてもＺ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）を決定す
ることは可能である。しかし本発明においては、機体に
正弦波状のｗ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、解析方法として“調和解析
法”を基本としている。そこでＺ（ｕ，ｗ，ｑ＝０），
Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ＝０）として、ｗに関する３次の非線型
項まで考慮して次式のように表わすこととする。
与えてもそれが既知であれば、その関数形をどのように
与えてもＺ（ｕ，ｗ，ｑ），Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ）を決定す
ることは可能である。しかし本発明においては、機体に
正弦波状のｗ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、解析方法として“調和解析
法”を基本としている。そこでＺ（ｕ，ｗ，ｑ＝０），
Ｍ（ｕ，ｗ，ｑ＝０）として、ｗに関する３次の非線型
項まで考慮して次式のように表わすこととする。
【００２６】
【数９】 次に機体に与える正弦波状のｗを次式のように仮定す
る。
る。
【００２７】
【数１０】 機体に［数１０］式で表わされるような正弦波状のｗを
与えた場合、ｚ軸方向の強制力と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
要の動安定係数Ｚw ，Ｚwww ，Ｍw ，Ｍwww は以下のよ
うに解析される。
与えた場合、ｚ軸方向の強制力と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
要の動安定係数Ｚw ，Ｚwww ，Ｍw ，Ｍwww は以下のよ
うに解析される。
【００２８】
【数１１】
【００２９】［４］横系の機体運動を表わす運動方程式 次に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。これは試験方法、解析方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
式のように表わされる。
軸回りの回転運動を除外し、運動を水平面内に限定す
る。これは試験方法、解析方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
式のように表わされる。
【００３０】
【数１２】 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、［数１２］式において、ＸEXT ，ＹEXT ，ＮEXT
は強制項、Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ
（ｕ，ｖ，ｒ）は減衰項、その他は慣性項（特にｍ・ｖ
・ｒ，ｍ・ｕ・ｒは遠心力項）に分類される。
つが、［数１２］式において、ＸEXT ，ＹEXT ，ＮEXT
は強制項、Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ
（ｕ，ｖ，ｒ）は減衰項、その他は慣性項（特にｍ・ｖ
・ｒ，ｍ・ｕ・ｒは遠心力項）に分類される。
【００３１】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。従来の風洞試験方法で
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。ところで、βとｘ軸方向およびｙ軸方向の速度ｕ，
ｖの間には次式が成り立つ。
とは非常に重要な意味を持つ。従来の風洞試験方法で
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。ところで、βとｘ軸方向およびｙ軸方向の速度ｕ，
ｖの間には次式が成り立つ。
【００３２】
【数１３】 従来の風洞試験方法では結局、速度ｕ，ｖが一定、ｒ＝
０の定常状態における抵抗を計測し、これによって減衰
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。
０の定常状態における抵抗を計測し、これによって減衰
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。
【００３３】原理的には、ｕ，ｖ，ｒとそれらの時間に
ついての微係数（加速度、角加速度）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、試験方法が容易であり、計測結果の解析も実用化に
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、従来の風洞試験方法では、速度
ｕ，ｖが一定で、角速度ｒが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ｖが一定であるた
め、抵抗Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ
（ｕ，ｖ，ｒ）のうち、左右方向速度ｖに依存する成分
の関数形が明らかにならない等の制約があった。
ついての微係数（加速度、角加速度）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、試験方法が容易であり、計測結果の解析も実用化に
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、従来の風洞試験方法では、速度
ｕ，ｖが一定で、角速度ｒが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ｖが一定であるた
め、抵抗Ｘ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ
（ｕ，ｖ，ｒ）のうち、左右方向速度ｖに依存する成分
の関数形が明らかにならない等の制約があった。
【００３４】以上のような背景の下に、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，ｑ）のうち、ｖに依存する成分の関数形を
明らかにすることを目的として、ｕ，ｖの合成速度を一
定に保ちつつｖに正弦運動を与える、風洞試験装置およ
び解析方法について考察した。
方程式におけるＸ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｙ（ｕ，ｖ，ｒ），
Ｎ（ｕ，ｖ，ｑ）のうち、ｖに依存する成分の関数形を
明らかにすることを目的として、ｕ，ｖの合成速度を一
定に保ちつつｖに正弦運動を与える、風洞試験装置およ
び解析方法について考察した。
【００３５】［５］正弦左右運動の付与方法 本節においては、ｙ軸方向速度ｖ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Ｏ−x0,y0 と
ともに概念図を図６に示す。ここでＯは風洞内に固定さ
れた原点、ｘ0 ，ｙ0 はそれぞれ風洞軸方向（前後方
向）と左右方向の変位で、ｘ0 ，ｙ0 の正方向はｘ，ｙ
の正方向に一致させる。また、ｕ0 ，ｖ0はそれぞれ風
洞軸方向および左右方向の速度である。
方法について考察する。風洞軸固定座標系Ｏ−x0,y0 と
ともに概念図を図６に示す。ここでＯは風洞内に固定さ
れた原点、ｘ0 ，ｙ0 はそれぞれ風洞軸方向（前後方
向）と左右方向の変位で、ｘ0 ，ｙ0 の正方向はｘ，ｙ
の正方向に一致させる。また、ｕ0 ，ｖ0はそれぞれ風
洞軸方向および左右方向の速度である。
【００３６】まず、ｖ0 が次式で表わされるような、左
右方向の正弦運動を考える。
右方向の正弦運動を考える。
【００３７】
【数１４】 一方、合成速度Ｖは次式で表わされる。
【００３８】
【数１５】 したがって、ｖ0 を［数１４］式で表わされるように変
化させた場合でも、ｕ0を次式で表わされるように変化
させれば、Ｖは一定となる。
化させた場合でも、ｕ0を次式で表わされるように変化
させれば、Ｖは一定となる。
【００３９】
【数１６】 なお、機体固定座標系で表わした分速度ｕ，ｖは、Ｏ−
ｘ方向が常にＯ−x0方向に一致しているため、次式のよ
うに表わされる。
ｘ方向が常にＯ−x0方向に一致しているため、次式のよ
うに表わされる。
【００４０】
【数１７】 風洞軸固定座標系で表わした機体重心の速度ｕ0 ，ｖ0
が［数１６］および［数１４］式で表わされるように運
動させた場合、機体固定座標系で表わした分速度ｕ，ｖ
も［数１７］式のようになり、結局、ｕ，ｖを用いて表
わされる合成速度Ｖは、次式から明らかなように一定と
なる。
が［数１６］および［数１４］式で表わされるように運
動させた場合、機体固定座標系で表わした分速度ｕ，ｖ
も［数１７］式のようになり、結局、ｕ，ｖを用いて表
わされる合成速度Ｖは、次式から明らかなように一定と
なる。
【００４１】
【数１８】 以上により、ｘ軸方向速度ｕおよびｙ軸方向速度ｖの合
成速度Ｖを変化させることなく、機体に正弦波状の左右
方向速度ｖを与えることが可能となる。
成速度Ｖを変化させることなく、機体に正弦波状の左右
方向速度ｖを与えることが可能となる。
【００４２】［６］横系動安定係数の解析方法 本節においては、機体固定座標系で表わした分速度ｕ，
ｖは、ｕ＝Ｖ（一定），ｒ＝０とし、機体に正弦波状の
ｖを与えた場合の動安定係数解析方法について考察す
る。
ｖは、ｕ＝Ｖ（一定），ｒ＝０とし、機体に正弦波状の
ｖを与えた場合の動安定係数解析方法について考察す
る。
【００４３】ｘ方向の抵抗の解析については、減衰項Ｘ
（ｕ＝Ｖ，ｖ＝０，ｒ＝０）の計測結果を定常状態の重
ね合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［数１２］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、［数１２］式は次のようにな
る。
（ｕ＝Ｖ，ｖ＝０，ｒ＝０）の計測結果を定常状態の重
ね合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［数１２］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、［数１２］式は次のようにな
る。
【００４４】
【数１９】 結局本節では、［数１９］式におけるＹ（ｕ，ｖ，ｒ＝
０），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ＝０）の解析方法すなわち関数形
決定方法について考察することとなる。
０），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ＝０）の解析方法すなわち関数形
決定方法について考察することとなる。
【００４５】さて既に述べたように、どのような運動を
与えてもそれが既知であれば、その関数形をどのように
与えてもＹ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）を決定す
ることは可能である。しかし本発明においては、機体に
正弦波状のｖ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、解析方法として“調和解析
法”を基本としている。そこでＹ（ｕ，ｖ，ｒ＝０），
Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ＝０）として、ｖに関する３次の非線型
項まで考慮して次式のように表すこととする。
与えてもそれが既知であれば、その関数形をどのように
与えてもＹ（ｕ，ｖ，ｒ），Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ）を決定す
ることは可能である。しかし本発明においては、機体に
正弦波状のｖ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、解析方法として“調和解析
法”を基本としている。そこでＹ（ｕ，ｖ，ｒ＝０），
Ｎ（ｕ，ｖ，ｒ＝０）として、ｖに関する３次の非線型
項まで考慮して次式のように表すこととする。
【００４６】
【数２０】 次に、機体に与える正弦波状のｖを次式のように仮定す
る。
る。
【００４７】
【数２１】 機体に［数２１］式で表わされるような正弦波状のｖを
与えた場合、ｙ軸方向の強制力と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
要の動安定係数Ｙv ，Ｙvvv ，Ｎv ，Ｎvvv は以下のよ
うに解析される。
与えた場合、ｙ軸方向の強制力と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
要の動安定係数Ｙv ，Ｙvvv ，Ｎv ，Ｎvvv は以下のよ
うに解析される。
【００４８】
【数２２】
【００４９】
【実施例１】図１は本発明の第１の実施例を示す側面図
である。本実施例は、縦系の運動方程式における動安定
空力係数Ｚw ，Ｚwww ，Ｍw ，Ｍwww を求める場合を想
定したものである。この図において、（１）は風洞胴
体、（２）は供試体、（３）は検力部、（４）は上下方
向駆動機構、（５）は前後方向駆動機構、（６）は迎角
方向設定部、（７）は運動制御部、（８）は空力係数解
析処理部、（９）は計測結果出力部をそれぞれ表わす。
である。本実施例は、縦系の運動方程式における動安定
空力係数Ｚw ，Ｚwww ，Ｍw ，Ｍwww を求める場合を想
定したものである。この図において、（１）は風洞胴
体、（２）は供試体、（３）は検力部、（４）は上下方
向駆動機構、（５）は前後方向駆動機構、（６）は迎角
方向設定部、（７）は運動制御部、（８）は空力係数解
析処理部、（９）は計測結果出力部をそれぞれ表わす。
【００５０】供試体（２）は、風洞胴体（１）において
検力部（３）を介して上下方向駆動機構（４）に取付け
られている。上下方向駆動機構（４）は、供試体（２）
に対して次式で表わされるような上下運動を与える。
検力部（３）を介して上下方向駆動機構（４）に取付け
られている。上下方向駆動機構（４）は、供試体（２）
に対して次式で表わされるような上下運動を与える。
【００５１】
【数２３】 迎角が０の場合、ｚ0 ，ｚ，ｗ0 ，ｗの間には次のよう
な関係がある。
な関係がある。
【００５２】
【数２４】 したがって、ｚ0 として［数２３］式で表わされるよう
な上下運動を与えた場合、ｗ0 ，ｗは次のように表わさ
れ、ｗは前記［数１０］式で示した所要の正弦運動とな
っている。
な上下運動を与えた場合、ｗ0 ，ｗは次のように表わさ
れ、ｗは前記［数１０］式で示した所要の正弦運動とな
っている。
【００５３】
【数２５】 ［数１０］，［数２５］両式を比較すると
【００５４】
【数２６】 の関係があることは自明である。
【００５５】運動制御部（７）は、［数３］式および
［数２３］式、［数５］式で表わされる運動を実現すべ
く、それぞれ上下方向駆動機構（４）および前後方向駆
動機構（５）を制御する。上下方向駆動機構（４）、前
後方向駆動機構（５）の具体的構造としては、例えばノ
ンバックラッシュ機構を有するピニオンおよびラック等
が想定されるが、もちろんこれに限定されるものではな
い。いずれにしても、上下方向駆動機構（４）、前後方
向駆動機構（５）の製作に際して根本的な問題点はな
く、技術的実現性は非常に高いものである。
［数２３］式、［数５］式で表わされる運動を実現すべ
く、それぞれ上下方向駆動機構（４）および前後方向駆
動機構（５）を制御する。上下方向駆動機構（４）、前
後方向駆動機構（５）の具体的構造としては、例えばノ
ンバックラッシュ機構を有するピニオンおよびラック等
が想定されるが、もちろんこれに限定されるものではな
い。いずれにしても、上下方向駆動機構（４）、前後方
向駆動機構（５）の製作に際して根本的な問題点はな
く、技術的実現性は非常に高いものである。
【００５６】なお、以上のような上下方向動揺試験を、
迎角をパラメートリックに変化させつつ実施することが
考えられるが、このような時、迎角方向設定部（６）は
迎角調整に有用である。
迎角をパラメートリックに変化させつつ実施することが
考えられるが、このような時、迎角方向設定部（６）は
迎角調整に有用である。
【００５７】所定の空力係数解析に必要な強制力は、供
試体（２）の基部に取り付けられた検力部（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、［数１１］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、その電気信号はここでは図示しな
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（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、［数１１］式に従った空
力係数の解析を行なう。
試体（２）の基部に取り付けられた検力部（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、［数１１］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、その電気信号はここでは図示しな
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（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、［数１１］式に従った空
力係数の解析を行なう。
【００５８】以上に述べたような過程を経て、本実施例
の風洞試験装置および解析処理により、縦系の運動方程
式における動安定空力係数Ｚw ，Ｚwww ，Ｍw ，Ｍwww
が求められる。
の風洞試験装置および解析処理により、縦系の運動方程
式における動安定空力係数Ｚw ，Ｚwww ，Ｍw ，Ｍwww
が求められる。
【００５９】
【実施例２】図４は本発明の第２の実施例を示す平面図
である。本実施例は、横系の運動方程式における動安定
空力係数Ｙv ，Ｙvvv ，Ｎv ，Ｎvvv を求める場合を想
定したものである。この図において、（１）は風洞胴
体、（２）は供試体、（３）は検力部、（１０）は左右
方向駆動機構、（５）は前後方向駆動機構、（１１）は
方位角方向設定部、（７）は運動制御部、（８）は空力
係数解析処理部、（９）は計測結果出力部をそれぞれ表
わす。
である。本実施例は、横系の運動方程式における動安定
空力係数Ｙv ，Ｙvvv ，Ｎv ，Ｎvvv を求める場合を想
定したものである。この図において、（１）は風洞胴
体、（２）は供試体、（３）は検力部、（１０）は左右
方向駆動機構、（５）は前後方向駆動機構、（１１）は
方位角方向設定部、（７）は運動制御部、（８）は空力
係数解析処理部、（９）は計測結果出力部をそれぞれ表
わす。
【００６０】供試体（２）は、風洞胴体（１）において
検力部（３）を介して左右方向駆動機構（１０）に取付
けられている。左右方向駆動機構（１０）は、供試体
（２）に対して次式で表わされるような左右方向変位を
与える。
検力部（３）を介して左右方向駆動機構（１０）に取付
けられている。左右方向駆動機構（１０）は、供試体
（２）に対して次式で表わされるような左右方向変位を
与える。
【００６１】
【数２７】 横滑り角が０の場合、ｙ0 ，ｙ，ｖ0 ，ｖの間には次の
ような関係がある。
ような関係がある。
【００６２】
【数２８】 したがって、ｙ0 として［数２７］式で表わされるよう
な左右運動を与えた場合、ｖ0 ，ｖは次のように表わさ
れ、ｖは前記［数２１］式で示した所要の正弦運動とな
っている。
な左右運動を与えた場合、ｖ0 ，ｖは次のように表わさ
れ、ｖは前記［数２１］式で示した所要の正弦運動とな
っている。
【００６３】
【数２９】 ［数２１］，［数２９］両式を比較すると、
【００６４】
【数３０】 の関係があることは自明である。
【００６５】運動制御部（７）は、［数１４］式および
［数２７］式、［数１６］式で表わされる運動を実現す
べく、それぞれ左右方向駆動機構（１０）および前後方
向駆動機構（５）を制御する。左右方向駆動機構（１
０）、前後方向駆動機構（５）の具体的構造としては、
例えばノンバックラッシュ機構を有するピニオンおよび
ラック等が想定されるが、これに限定されるものではな
い。いずれにしても、左右方向駆動機構（１０）、前後
方向駆動機構（５）の製作に際して根本的な問題点はな
く、技術的実現性は非常に高いものである。
［数２７］式、［数１６］式で表わされる運動を実現す
べく、それぞれ左右方向駆動機構（１０）および前後方
向駆動機構（５）を制御する。左右方向駆動機構（１
０）、前後方向駆動機構（５）の具体的構造としては、
例えばノンバックラッシュ機構を有するピニオンおよび
ラック等が想定されるが、これに限定されるものではな
い。いずれにしても、左右方向駆動機構（１０）、前後
方向駆動機構（５）の製作に際して根本的な問題点はな
く、技術的実現性は非常に高いものである。
【００６６】なお、以上のような左右方向動揺試験を、
方位角をパラメートリックに変化させつつ実施すること
が考えられるが、このような時、方位角方向設定部（１
１）は方位角調整に有用である。
方位角をパラメートリックに変化させつつ実施すること
が考えられるが、このような時、方位角方向設定部（１
１）は方位角調整に有用である。
【００６７】所定の空力係数解析に必要な強制力は、供
試体（２）の基部に取り付けられた検力部（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、［数２２］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、その電気信号はここでは図示しな
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（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、［数２２］式に従った空
力係数の解析を行なう。
試体（２）の基部に取り付けられた検力部（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、［数２２］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、その電気信号はここでは図示しな
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（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、［数２２］式に従った空
力係数の解析を行なう。
【００６８】以上に述べたような過程を経て、本実施例
の風洞試験装置および解析処理により、横系の運動方程
式における動安定空力係数Ｙv ，Ｙvvv ，Ｎv ，Ｎvvv
が求められる。
の風洞試験装置および解析処理により、横系の運動方程
式における動安定空力係数Ｙv ，Ｙvvv ，Ｎv ，Ｎvvv
が求められる。
【００６９】
【発明の効果】以上詳細に説明したように、本発明の風
洞試験装置を用いて、航空機の動安定空力係数を求める
ことができる。したがって、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
によって求めるという問題点が解決される。
洞試験装置を用いて、航空機の動安定空力係数を求める
ことができる。したがって、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
によって求めるという問題点が解決される。
【００７０】言うまでもなく、単に空力係数だけではな
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。しかし、不確定要
素を極力残さないように心掛けた本来のアプローチ、す
なわち「静安定空力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。」という飛行運動計算システムの構築姿勢を取り
得ることとなる。
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。しかし、不確定要
素を極力残さないように心掛けた本来のアプローチ、す
なわち「静安定空力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。」という飛行運動計算システムの構築姿勢を取り
得ることとなる。
【図１】図１は本発明の第１の実施例を示す側面図であ
る。
る。
【図２】図２は縦系の運動方程式における機体固定座標
系を示す図である。
系を示す図である。
【図３】図３は縦系の運動方程式における風洞軸固定座
標系と機体固定座標系の関係を示す図である。
標系と機体固定座標系の関係を示す図である。
【図４】図４は本発明の第２の実施例を示す平面図であ
る。
る。
【図５】図５は横系の運動方程式における機体固定座標
系を示す図である。
系を示す図である。
【図６】図６は横系の運動方程式における風洞軸固定座
標系と機体固定座標系の関係を示す図である。
標系と機体固定座標系の関係を示す図である。
（１） 風洞胴体 （２） 供試体 （３） 検力部 （４） 上下方向駆動機構 （５） 前後方向駆動機構 （６） 迎角方向設定部 （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） 左右方向駆動機構 （１１） 方位角方向設定部
Claims (1)
- 【請求項１】 供試体の上下方向速度を正弦波状に変化
させる上下方向動揺機構と、上記供試体の左右方向速度
を正弦波状に変化させる左右方向動揺機構と、上記上下
方向速度または左右方向速度との合成速度を一定とする
ように上記供試体を前後運動させる前後方向動揺機構
と、上記供試体の動揺に要する強制力および強制モーメ
ントを計測する検力計とを備えたことを特徴とする風洞
試験装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10462792A JPH05296875A (ja) | 1992-04-23 | 1992-04-23 | 風洞試験装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10462792A JPH05296875A (ja) | 1992-04-23 | 1992-04-23 | 風洞試験装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05296875A true JPH05296875A (ja) | 1993-11-12 |
Family
ID=14385683
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10462792A Withdrawn JPH05296875A (ja) | 1992-04-23 | 1992-04-23 | 風洞試験装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05296875A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103057728A (zh) * | 2012-12-24 | 2013-04-24 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种飞机模型试验姿态实现装置 |
-
1992
- 1992-04-23 JP JP10462792A patent/JPH05296875A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103057728A (zh) * | 2012-12-24 | 2013-04-24 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种飞机模型试验姿态实现装置 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990706 |