JPH06148024A - 風洞の衝撃防止装置 - Google Patents
風洞の衝撃防止装置Info
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- JPH06148024A JPH06148024A JP31555392A JP31555392A JPH06148024A JP H06148024 A JPH06148024 A JP H06148024A JP 31555392 A JP31555392 A JP 31555392A JP 31555392 A JP31555392 A JP 31555392A JP H06148024 A JPH06148024 A JP H06148024A
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- 230000001012 protector Effects 0.000 title 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 19
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims abstract description 3
- 230000002265 prevention Effects 0.000 claims description 7
- 238000012360 testing method Methods 0.000 abstract description 5
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- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 10
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 7
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
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- 230000003449 preventive effect Effects 0.000 description 3
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 固定部分の割合が少ない翼模型では曲げや捩
りの剛性が低下するので、風洞の起動、停止時だけでな
く、実験中に自励振動でフラッタ現象が発生する危険が
多く、翼の破損を防止する対策を講じる必要がある。 【構成】 風洞測定部１の１側に配設された模型出し入
れ装置２内に翼模型５を格納し、測定時に測定部内に挿
入する風洞の衝撃防止装置であって、翼模型の根部自由
端を支持し振動振幅を緩和するための振動ダンパ付き支
持器６、翼模型の応答信号検出器８及び該検出器からの
検出信号によって上記振動ダンパ付き支持器の固定条件
を制御し翼の見掛け上の剛性を制御する制御装置９、１
０、１１とから構成される。
りの剛性が低下するので、風洞の起動、停止時だけでな
く、実験中に自励振動でフラッタ現象が発生する危険が
多く、翼の破損を防止する対策を講じる必要がある。 【構成】 風洞測定部１の１側に配設された模型出し入
れ装置２内に翼模型５を格納し、測定時に測定部内に挿
入する風洞の衝撃防止装置であって、翼模型の根部自由
端を支持し振動振幅を緩和するための振動ダンパ付き支
持器６、翼模型の応答信号検出器８及び該検出器からの
検出信号によって上記振動ダンパ付き支持器の固定条件
を制御し翼の見掛け上の剛性を制御する制御装置９、１
０、１１とから構成される。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、翼模型の風洞実験装
置、特に１００％以下の片持ち翼の模型の風洞実験装置
に関する。
置、特に１００％以下の片持ち翼の模型の風洞実験装置
に関する。
【０００２】
【従来の技術】翼模型の風洞実験、特に片持ち翼の風洞
実験は、風洞起動時および停止時には翼模型が風洞の起
動、停止に伴って発生する擾乱気流や風洞装置の機械的
な衝撃によって励起される強制振動を受けて破損するこ
とがしばしばである。このため、翼模型を風洞測定部の
１側に配設された模型出し入れ装置内に格納し、起動時
は気流の安定した時点で風洞測定部に挿入してデータ計
測を行い、停止前に再び格納することが行われている。
図４に吹出し式超音速風洞に於ける翼模型出し入れ装置
の概念図を示す。風洞測定部１の側面に翼模型出し入れ
装置２が設けられ、翼模型５は固定ブロック４に固定さ
れ、固定ブロック４は空気源からの空気圧によって測定
部窓３からの模型の挿入、格納を行い、翼模型の破損を
防止し実験を可能にする。
実験は、風洞起動時および停止時には翼模型が風洞の起
動、停止に伴って発生する擾乱気流や風洞装置の機械的
な衝撃によって励起される強制振動を受けて破損するこ
とがしばしばである。このため、翼模型を風洞測定部の
１側に配設された模型出し入れ装置内に格納し、起動時
は気流の安定した時点で風洞測定部に挿入してデータ計
測を行い、停止前に再び格納することが行われている。
図４に吹出し式超音速風洞に於ける翼模型出し入れ装置
の概念図を示す。風洞測定部１の側面に翼模型出し入れ
装置２が設けられ、翼模型５は固定ブロック４に固定さ
れ、固定ブロック４は空気源からの空気圧によって測定
部窓３からの模型の挿入、格納を行い、翼模型の破損を
防止し実験を可能にする。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】固定部分が１００％の
片持ち翼模型に対して、固定部分の割合が少ない翼模型
では、この固定部分の割合が少なくなるに従い曲げや捩
りの剛性が低下し、振動振幅が増大する。このような場
合には、風洞の起動、停止時だけでなく、実験中に翼に
フラッタ現象が発生すると翼が破損する危険が多くな
る。このような場合には、翼模型の振動応答を素早く感
知し、自動的に翼の振動振幅を抑止して安全に実験を終
了させる。
片持ち翼模型に対して、固定部分の割合が少ない翼模型
では、この固定部分の割合が少なくなるに従い曲げや捩
りの剛性が低下し、振動振幅が増大する。このような場
合には、風洞の起動、停止時だけでなく、実験中に翼に
フラッタ現象が発生すると翼が破損する危険が多くな
る。このような場合には、翼模型の振動応答を素早く感
知し、自動的に翼の振動振幅を抑止して安全に実験を終
了させる。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明の衝撃防止装置
は、固定部分が１００％以下の片持ち翼模型を風洞測定
部の１側に配設された模型出し入れ装置内に格納し、測
定時に翼模型を測定部内に挿入する風洞の衝撃防止装置
において、翼模型の翼根部自由端を支持し翼の見掛け上
の剛性を高める振動ダンパ付き支持器、翼の応答信号検
出器及び該検出器からの検出信号によって上記振動ダン
パ付き支持器の固定条件を制御する制御装置とから構成
される。
は、固定部分が１００％以下の片持ち翼模型を風洞測定
部の１側に配設された模型出し入れ装置内に格納し、測
定時に翼模型を測定部内に挿入する風洞の衝撃防止装置
において、翼模型の翼根部自由端を支持し翼の見掛け上
の剛性を高める振動ダンパ付き支持器、翼の応答信号検
出器及び該検出器からの検出信号によって上記振動ダン
パ付き支持器の固定条件を制御する制御装置とから構成
される。
【０００５】
【作用】上記支持装置は、１００％以下の片持ち翼模型
の翼根部自由端を振動ダンパ付き支持器の腕で両面から
固く支持することにより、支持部分の固定条件を変える
ことが出来る。翼模型は支持装置が動作している間、固
定条件は見掛け上、１００％片持ち翼あるいはそれ以上
の剛性を有する振動系となっている。そして、振動ダン
パにより翼の変動エネルギーを吸収し、翼模型に働く衝
撃や強制および自励振動の振幅を抑制し、翼模型の破損
を防止する。この動作の制御は、翼模型の応答信号検出
器の検出信号によって自動的に行なわれる。
の翼根部自由端を振動ダンパ付き支持器の腕で両面から
固く支持することにより、支持部分の固定条件を変える
ことが出来る。翼模型は支持装置が動作している間、固
定条件は見掛け上、１００％片持ち翼あるいはそれ以上
の剛性を有する振動系となっている。そして、振動ダン
パにより翼の変動エネルギーを吸収し、翼模型に働く衝
撃や強制および自励振動の振幅を抑制し、翼模型の破損
を防止する。この動作の制御は、翼模型の応答信号検出
器の検出信号によって自動的に行なわれる。
【０００６】
【実施例】以下実施例によって本発明をさらに詳細に説
明する。図１に本発明の吹出し式超音速風洞に於ける翼
模型出し入れ装置と衝撃防止装置の１実施例の構成を示
す概念図を示す。ここで、１は風洞測定部、２は翼模型
出し入れ装置、３は模型出し入れ用風洞測定窓、４は翼
模型固定用取付ブロック、５は供試体の５０％固定デル
タ翼模型、６は翼模型固定用取付ブロック４に固定され
た振動ダンパ付き支持器、７はその支持腕である。８は
翼模型の応答を検出する歪ゲージ、９は振動ダンパ付き
支持器６の支持腕７を作動するためのソレノイドバル
ブ、１０は駆動用空気源、１１はコントローラであり、
翼模型の出し入れ制御信号１２及翼の応答信号１３によ
ってソレノイドバルブを制御する。振動ダンパ付きの支
持器６の腕７は、アクチュエータの作動により、図２
ａ、ｂに示すように、平行移動あるいは１８０°開閉し
て翼模型の翼根部自由端を支持しまたは自由にするもの
である。コントローラ１１は腕７を実験データ計測時の
み自由とし、その他の時点では翼模型を支持し破損を防
止する。また、データ計測中にフラッタが発生した場合
には、検出器からの信号によって自動的に支持装置を作
動させ、翼模型の破損を防止する。
明する。図１に本発明の吹出し式超音速風洞に於ける翼
模型出し入れ装置と衝撃防止装置の１実施例の構成を示
す概念図を示す。ここで、１は風洞測定部、２は翼模型
出し入れ装置、３は模型出し入れ用風洞測定窓、４は翼
模型固定用取付ブロック、５は供試体の５０％固定デル
タ翼模型、６は翼模型固定用取付ブロック４に固定され
た振動ダンパ付き支持器、７はその支持腕である。８は
翼模型の応答を検出する歪ゲージ、９は振動ダンパ付き
支持器６の支持腕７を作動するためのソレノイドバル
ブ、１０は駆動用空気源、１１はコントローラであり、
翼模型の出し入れ制御信号１２及翼の応答信号１３によ
ってソレノイドバルブを制御する。振動ダンパ付きの支
持器６の腕７は、アクチュエータの作動により、図２
ａ、ｂに示すように、平行移動あるいは１８０°開閉し
て翼模型の翼根部自由端を支持しまたは自由にするもの
である。コントローラ１１は腕７を実験データ計測時の
み自由とし、その他の時点では翼模型を支持し破損を防
止する。また、データ計測中にフラッタが発生した場合
には、検出器からの信号によって自動的に支持装置を作
動させ、翼模型の破損を防止する。
【０００７】本発明の衝撃防止装置の効果を示すため、
吹出し式超音速風洞で、翼模型出し入れ装置を使用して
実施したデルタ翼模型のサブクリティカルな風洞実験の
歪ゲージの記録を図３に示す。記録中、Ａは風洞起動、
Ｂは模型挿入、Ｃは支持腕の解除、Ｄはフラッタ発生、
Ｅは支持腕の再支持、Ｆは模型格納、Ｇは風洞停止を示
す。図３ａは衝撃防止装置を使用していない場合の記録
例である。この例では、翼模型の測定部への挿入と共に
大きな応答信号の発生が見られるが、これは翼模型の破
損を示し、本来のデータ計測開始前に破損し、実験は不
成功である。図３ｂは支持装置に平行移動型支持器を用
いた衝撃防止装置を装着した場合の実験記録例である。
この例では、データ計測完了までは成功したが、支持器
の移動ストロークが小さかったため、模型格納時点Ｆで
は支持装置の機能が発揮できず、模型は破損した。図３
ｃは支持装置に１８０°開閉型支持器を用いた衝撃防止
装置を装着した場合の実験記録例である。この例では、
データ計測および翼模型の安全格納に至る過程で実験は
全て成功した。更に、実験中に発生したフラッタも自動
的に抑止したことは記録から明らかである。
吹出し式超音速風洞で、翼模型出し入れ装置を使用して
実施したデルタ翼模型のサブクリティカルな風洞実験の
歪ゲージの記録を図３に示す。記録中、Ａは風洞起動、
Ｂは模型挿入、Ｃは支持腕の解除、Ｄはフラッタ発生、
Ｅは支持腕の再支持、Ｆは模型格納、Ｇは風洞停止を示
す。図３ａは衝撃防止装置を使用していない場合の記録
例である。この例では、翼模型の測定部への挿入と共に
大きな応答信号の発生が見られるが、これは翼模型の破
損を示し、本来のデータ計測開始前に破損し、実験は不
成功である。図３ｂは支持装置に平行移動型支持器を用
いた衝撃防止装置を装着した場合の実験記録例である。
この例では、データ計測完了までは成功したが、支持器
の移動ストロークが小さかったため、模型格納時点Ｆで
は支持装置の機能が発揮できず、模型は破損した。図３
ｃは支持装置に１８０°開閉型支持器を用いた衝撃防止
装置を装着した場合の実験記録例である。この例では、
データ計測および翼模型の安全格納に至る過程で実験は
全て成功した。更に、実験中に発生したフラッタも自動
的に抑止したことは記録から明らかである。
【０００８】
【発明の効果】曲げや捩りの剛性が低下し振動振幅が増
大する固定部分が１００％以下の片持ち翼模型におい
て、翼模型の翼根部自由端を支持することにより支持部
分の固定条件を変えることが出来る。翼模型はその自由
端の支持力を適切に選ぶことによって、固定条件は見掛
け上１００％片持ち翼あるいはそれ以上の剛体を有する
振動系となっている。このため耐衝撃特性が増し、翼模
型の強制および自励振動の振幅を抑制する。また、支持
装置を解除すると元の支持条件の特性に戻るので実験の
データ計測には何らの影響も与えない。
大する固定部分が１００％以下の片持ち翼模型におい
て、翼模型の翼根部自由端を支持することにより支持部
分の固定条件を変えることが出来る。翼模型はその自由
端の支持力を適切に選ぶことによって、固定条件は見掛
け上１００％片持ち翼あるいはそれ以上の剛体を有する
振動系となっている。このため耐衝撃特性が増し、翼模
型の強制および自励振動の振幅を抑制する。また、支持
装置を解除すると元の支持条件の特性に戻るので実験の
データ計測には何らの影響も与えない。
【図１】本発明の吹出し式超音速風洞に於ける翼模型出
し入れ装置と衝撃防止装置の１実施例の構成を示す概念
図である。
し入れ装置と衝撃防止装置の１実施例の構成を示す概念
図である。
【図２】振動ダンパ付きの支持器の異なる実施例であ
る。
る。
【図３】吹出し式超音速風洞におけるデルタ翼模型の風
洞実験の歪ゲージの記録である。
洞実験の歪ゲージの記録である。
【図４】吹出し式超音速風洞に於ける従来の翼模型出し
入れ装置の概念図である。
入れ装置の概念図である。
１ 風洞測定部 ２ 翼模型出し入れ装置
３ 測定部窓 ４ 模型固定ブロック ５ 翼模型
６ 支持器 ７ 支持腕 ８ 歪ゲージ
９ ソレノイドバルブ １０ 駆動用空気源 １１ コントローラ １
２，１３ 制御信号
３ 測定部窓 ４ 模型固定ブロック ５ 翼模型
６ 支持器 ７ 支持腕 ８ 歪ゲージ
９ ソレノイドバルブ １０ 駆動用空気源 １１ コントローラ １
２，１３ 制御信号
フロントページの続き (72)発明者 江尻 宏 東京都調布市深大寺東町７丁目44番１号 科学技術庁航空宇宙技術研究所内 (72)発明者 榊原 盛三 東京都調布市深大寺東町７丁目44番１号 科学技術庁航空宇宙技術研究所内 (72)発明者 野田 順一 東京都調布市深大寺東町７丁目44番１号 科学技術庁航空宇宙技術研究所内 (72)発明者 関根 英夫 東京都調布市深大寺東町７丁目44番１号 科学技術庁航空宇宙技術研究所内 (72)発明者 石田 清道 東京都調布市深大寺東町７丁目44番１号 科学技術庁航空宇宙技術研究所内 (72)発明者 楯 篤志 東京都調布市深大寺東町７丁目44番１号 科学技術庁航空宇宙技術研究所内 (72)発明者 渡辺 光則 東京都調布市深大寺東町７丁目44番１号 科学技術庁航空宇宙技術研究所内
Claims (1)
- 【請求項１】 固定部分が１００％以下の片持ち翼模型
を風洞測定部の１側に配設された模型出し入れ装置内に
格納し、測定時に翼模型を測定部内に挿入する風洞の衝
撃防止装置において、翼模型の翼根部自由端を支持し翼
の見掛け上の剛性を高める振動ダンパ付き支持器、翼の
応答信号検出器及び該検出器からの検出信号によって上
記振動ダンパ付き支持器の固定条件を制御する制御装置
とからなる風洞の衝撃防止装置
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31555392A JPH0684922B2 (ja) | 1992-11-02 | 1992-11-02 | 風洞の衝撃防止装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31555392A JPH0684922B2 (ja) | 1992-11-02 | 1992-11-02 | 風洞の衝撃防止装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06148024A true JPH06148024A (ja) | 1994-05-27 |
| JPH0684922B2 JPH0684922B2 (ja) | 1994-10-26 |
Family
ID=18066735
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31555392A Expired - Lifetime JPH0684922B2 (ja) | 1992-11-02 | 1992-11-02 | 風洞の衝撃防止装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0684922B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8839686B1 (en) | 2008-09-17 | 2014-09-23 | Jeffrey L. Lindner | Wind tunnel test apparatus |
| CN105841915A (zh) * | 2016-05-16 | 2016-08-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种模拟纵向自由度的全机颤振风洞模型支持系统 |
| CN108362468A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-08-03 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种风洞超声速起动与关车的模型抑振装置 |
-
1992
- 1992-11-02 JP JP31555392A patent/JPH0684922B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8839686B1 (en) | 2008-09-17 | 2014-09-23 | Jeffrey L. Lindner | Wind tunnel test apparatus |
| CN105841915A (zh) * | 2016-05-16 | 2016-08-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种模拟纵向自由度的全机颤振风洞模型支持系统 |
| CN105841915B (zh) * | 2016-05-16 | 2018-06-05 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种模拟纵向自由度的全机颤振风洞模型支持系统 |
| CN108362468A (zh) * | 2018-05-25 | 2018-08-03 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种风洞超声速起动与关车的模型抑振装置 |
| CN108362468B (zh) * | 2018-05-25 | 2023-11-17 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种风洞超声速起动与关车的模型抑振装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0684922B2 (ja) | 1994-10-26 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19950418 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
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| EXPY | Cancellation because of completion of term |