(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
風洞試験時の模型を支持すると共にその挙動を模擬する模型支持装置を制御する方法であって、
前記模型に作用する空気力を計測し、同時に前記模型に所定時間後に作用すると予測される推定空気力を予測する空気力計測工程と、
該空気力計測工程で得られた空気力及び推定空気力に基づいて運動方程式を解き、現時点である第１の移動ポイントから所定時間後の第２の移動ポイントに向かうための、前記模型の速度及び角速度を計算する計算工程と、
該計算工程で得られた速度及び角速度に基づいて前記模型が動くように、前記模型支持装置を動作させる支持装置動作工程とを有し、
前記第２の移動ポイントに達する前に、前記空気力計測工程と前記計算工程とを行い、
その後、求まった前記第２の移動ポイントにおける速度及び角速度に基づいて、前記第２の移動ポイントに到達した時点で前記第２の移動ポイントよりもさらに所定時間後の第３の移動ポイントに前記模型が向かうように前記支持装置動作工程を行うことを特徴とする模型支持装置制御方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、風洞試験に用いられる模型支持装置を制御する模型支持装置制御方法に関し、特に、短時間で効率良く計測が行える模型支持装置制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
風洞試験装置を用いた各種空力試験の一例として、例えば図３に示すように、戦闘機等の母機から、燃料タンク等の外部搭載物を落下させたときの投下投棄軌跡を求めるＣＴＳ（Captive Trajectory System）試験がある。このＣＴＳ試験では、風洞試験装置内に、母機模型１及び搭載物模型２のそれぞれを別個に支持し、搭載物模型２に作用する空気力を基に、該搭載物模型２の運動方程式を解いて未来の位置及び姿勢角を算出し、この求まった未来の位置及び姿勢角となるように搭載物模型２を移動させ、これらを繰り返すことにより、投下投棄軌跡を取得する。
【０００３】
この搭載物模型２の移動には、該搭載物模型２を支持すると共に、前記計算結果に基づいて動作する模型支持装置３が用いられる。この従来の模型支持装置３による制御方法について、図４のフローチャートを参照して詳説する。
【０００４】
まず、計測開始後に、ある計測点において、静止状態の搭載物模型２に作用する空気力を計測する（ステップＳ１）。続いて、ステップＳ１で求められた空気力を外力項に入力して運動方程式を解き、次の計測点における位置姿勢角を求める（ステップＳ２）。続いて、ステップＳ２で求められた位置姿勢角の情報を、模型支持装置３に送信する（ステップＳ３）。続いて、模型支持装置３は、次の計測点で、搭載物模型２が受信した前記位置姿勢角となるように該搭載物模型２を移動させる（ステップＳ４）。
続いて、試験時間内（試験可能時間範囲内）であるかを判断し（ステップＳ５）、時間内であれば、再びステップＳ１からＳ４を繰り返す。逆に、時間外であれば、計測を終了する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、この従来の模型支持装置による制御方法では、計測点で搭載物模型２が前記位置姿勢角を得るようにしてから空気力計測（ステップＳ１）を行うため、搭載物模型２を一旦静止させる必要があった。この静止の際、搭載物模型２を加減速させる上に、静止後の搭載物模型２の振動静止と、空気力計測及び運動方程式計算とに所定時間を要するため、多大なる計測時間のロスが生じていた。
【０００６】
このような背景により、１サイクル（すなわち、空気力計測から未来位置に移動するまで）の時間が長いため、通風時間の短いブローダウン型の高速風洞では、１回の通風時間が数十秒から１分以下と短いことから、得られる計測点数が少なく、試験効率が悪いという問題を有していた。
【０００７】
本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、１サイクルあたりの計測時間を短くして効率良い計測を可能とする、模型支持装置制御方法の提供を目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明は、上記課題を解決するために以下の手段を採用した。
すなわち、請求項１に記載の模型支持装置制御方法は、風洞試験時の模型を支持すると共にその挙動を模擬する模型支持装置を制御する方法であって、前記模型に作用する空気力を計測し、同時に前記模型に所定時間後に作用すると予測される推定空気力を予測する空気力計測工程と、該空気力計測工程で得られた空気力及び推定空気力に基づいて運動方程式を解き、現時点である第１の移動ポイントから所定時間後の第２の移動ポイントに向かうための、前記模型の速度及び角速度を計算する計算工程と、該計算工程で得られた速度及び角速度に基づいて前記模型が動くように、前記模型支持装置を動作させる支持装置動作工程とを有し、前記第２の移動ポイントに達する前に、前記空気力計測工程と前記計算工程とを行い、その後、求まった前記第２の移動ポイントにおける速度及び角速度に基づいて、前記第２の移動ポイントに到達した時点で前記第２の移動ポイントよりもさらに所定時間後の第３の移動ポイントに前記模型が向かうように前記支持装置動作工程を行うことを特徴とする。
【０００９】
上記請求項１に記載の模型支持装置制御方法によれば、このような、第１の移動ポイントから第２の移動ポイントに移動しつつ、同時に、第３の移動ポイントに至る条件（速度及び角速度）を得るという一連のステップを繰り返すことにより、未来の移動ポイントに至る前に、その移動ポイントで模型がとるべき速度及び角速度を求めておけるため、模型を静止させる必要がない。しかも、従来のように位置姿勢角で模型を制御するのではなく、運動状態（速度及び角速度）に基づいて模型を制御することからも、模型を静止させる必要がない。
【００１０】
【発明の実施の形態】
本発明の模型支持装置制御方法は、風洞試験時の模型を支持すると共にその挙動を模擬する模型支持装置を制御する方法であって、その一実施形態を、図面を参照しながら以下に説明するが、本発明がこれのみに限定解釈されるものでないことは勿論である。なお、本実施形態では、従来の技術において説明した図３と同様に、戦闘機等の母機（前記母機模型１）から、該母機に搭載されている燃料タンク等の機外搭載物（搭載物模型２）を投下投棄させる場合を模擬する風洞試験に、本発明の模型支持装置制御方法を適用する場合を例として説明を行うものとする。
【００１１】
図１は、本実施形態の模型支持装置制御方法を用いた計測の流れを示すフローチャートである。また、図２は、同模型支持装置制御方法に基づいて得られる、搭載物模型の投下投棄履歴を示す図であって、横軸が時間、縦軸が落下開始点からの距離を示している。すなわち、図２では、紙面上方に向かうほど、搭載物模型が下方に落下する様子を示している。
【００１２】
図１に示すように、本実施形態の模型支持装置制御方法を用いた計測では、まず、前記搭載物模型２に作用する空気力である軸力Ｘ及び横力Ｙ及び垂直力Ｚ及びローリングモーメントＲ及びピッチングモーメントＭ及びヨーイングモーメントＮを測定し、前記搭載物模型２に作用する未来の空気力を予測する（ステップＳ０１。空気力計測工程）。以下、これら，Ｘ，Ｙ，Ｚ，Ｒ，Ｍ，Ｎを外力項と称する。
【００１３】
続く計算工程（ステップＳ０２）では、前記外力項に基づいて、同図の運動方程式（１）から（６）を解き、所定時間後における搭載物模型２の重心位置（ｘ，ｙ，ｚ）と、姿勢角（ψ，θ，φ）と、速度（ｕ，ｖ，ｗ）と、角速度（ｐ，ｑ，ｒ）とを算出する。
そして、この計算工程で得られた速度（ｕ，ｖ，ｗ）及び角速度（ｐ，ｑ，ｒ）が、前記模型支持装置３へと送信される（ステップＳ０３）。
【００１４】
続く支持装置動作工程では、模型支持装置３が、前記計算工程で前もって求められた速度（ｕ，ｖ，ｗ）及び角速度（ｐ，ｑ，ｒ）を参照し、所定時間の間、これら速度及び角速度に沿って搭載物模型２が動くように、模型支持装置３を動作開始させる（ステップＳ０４）。
このステップＳ０４は、予め設定された各移動ポイント間の移動時間幅（所定時間）だけ実行され、次の移動ポイントに向かう移動中に、前記ステップＳ０１に戻って空気力計測工程を実施し、さらにはステップＳ０２、ステップＳ０３を実施する。したがって、模型支持装置３は、次の移動ポイントに到達する前に、さらに次の移動ポイントに向かうための速度及び角速度を取得することになる。
そして、模型支持装置３は、次の移動ポイントに到達した時点で、現状行っている速度及び角速度を、新たに求められた速度及び角速度に変更し、新たな移動ポイントに向かって動作開始する。
このとき、ステップＳ０５において、現在が試験時間内（試験可能時間範囲内）であるか否かを判断し、試験時間外に達するまで、上記各ステップを繰り返す。これにより、搭載物模型２の投下投棄軌跡が連続して求められる。
【００１５】
詳説のため、上記各ステップの計測工程を、図２を用いて再度説明する。
まず、同図の移動ポイントＰ１（第１の計測ポイント）で、ステップＳ０１の空力計測工程と、ステップＳ０２の計算工程と、ステップＳ０３の送信工程と、ステップＳ０４の支持装置制御開始工程とが実行される。これにより、移動ポイントＰ１の搭載物模型２は、所定時間△ｔ後に予想される移動ポイントＰ２の位置姿勢に向かって、所定の速度及び角速度で移動を開始する。
【００１６】
そして、移動ポイントＰ２に至る前の計測ポイントＰ１．５（第２の計測ポイント）で、ステップＳ０１からＳ０３を実施し、ここで求められた移動ポイントＰ２における速度及び角速度に基づいて、移動ポイントＰ２に到達した時点でさらに次の移動ポイントＰ３（移動ポイントＰ２から所定時間△ｔ後のポイント。）に向かうようにステップＳ０４の実行がなされる。この過程で実施されるステップＳ０１では、計測ポイントＰ１．５で空気力を計測すると同時に、計測ポイントＰ１．５以前に計測された空気力も用いて、移動ポイントＰ２と移動ポイントＰ３の間で作用する未来の空気力を予測し、続くステップＳ０２において移動ポイントＰ２から移動ポイントＰ３に至る速度及び角速度を求めている。
そして、移動ポイントＰ３に至る前の計測ポイントＰ２．５で、ステップＳ０１からＳ０３を実施し、ここで求められた移動ポイントＰ３における速度及び角速度に基づいて、移動ポイントＰ３に到達した時点でさらに次の移動ポイントＰ４（移動ポイントＰ３から所定時間△ｔ後のポイント）に向かうようにステップＳ０４の実行がなされる。この過程で実施されるステップＳ０１では、計測ポイントＰ２．５で空気力を計測すると同時に、計測ポイントＰ２．５以前に計測された空気力も用いて、移動ポイントＰ３と移動ポイントＰ４の間で作用する未来の空気力を予測し、続くステップＳ０２において移動ポイントＰ３から移動ポイントＰ４に至る速度及び角速度を求めている。
【００１７】
このような工程が連続して繰り返され、同図に示す投下投棄軌跡が、試験時間外に達するまで連続して求められていく。
【００１８】
以上説明の本実施形態の模型支持装置制御方法は、ステップＳ０１の空気力計測工程と、ステップＳ０２の計算工程と、ステップＳ０３の送信工程と、ステップＳ０４の支持装置動作工程とを有する方法を採用した。
この方法によれば、未来の移動ポイントに至る前に、その移動ポイントで模型がとるべき速度及び角速度を求めておくことができ、なおかつ、従来のように位置姿勢角で模型を制御するのではなく、運動状態（速度及び角速度）に基づいて模型を制御するので、模型を静止させる必要がなく、計測を連続して行うことができる。したがって、各計測点で模型静止のための時間を必要としないので、１サイクルあたりの計測時間を短くすることができ、効率良い計測が可能となる（言い換えれば、計測ポイントを従来よりも多数取得することが可能である）。しかも、空気力計測工程において未来の空気力を予測することで、その計測精度も、従来に比較して劣らぬ高い精度を確保可能としている。
【００１９】
【発明の効果】
本発明の請求項１に記載の模型支持装置制御方法は、空気力を計測し、同時に模型に所定時間後に作用すると予測される推定空気力を予測する空気力計測工程と、第１の移動ポイントから第２の移動ポイントに向かうための速度及び角速度を計算する計算工程と、これら速度及び角速度に基づいて模型が動くように、模型支持装置を動作させる支持装置動作工程とを有し、第２の移動ポイントに達する前に、空気力計測工程と計算工程とを行い、その後、求まった第２の移動ポイントにおける速度及び角速度に基づいて、第２の移動ポイントに到達した時点で第２の移動ポイントよりもさらに所定時間後の第３の移動ポイントに模型が向かうように支持装置動作工程を行う方法を採用した。
この方法によれば、従来のように模型を静止させる必要がないため、計測を連続して行うことができる。したがって、各計測点で模型静止のための時間を必要としないので、１サイクルあたりの計測時間を短くすることができ、効率良い計測が可能となる。しかも、空気力計測工程において推定空気力を予測することで、その計測精度も、従来に比較して劣らぬ高い精度を確保可能としている。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の模型支持装置制御方法を用いた計測の流れを示すフローチャートである。
【図２】  同模型支持装置制御方法に基づいて得られる、搭載物模型の投下投棄履歴を示す図であって、横軸が時間、縦軸が落下開始点からの距離を示している。
【図３】  母機からの機外搭載物の投下投棄を模擬した風洞試験の概要を示す側面図である。
【図４】  従来の模型支持装置制御方法を用いた計測の流れを示すフローチャートである。
【図５】  同模型支持装置制御方法に基づいて得られる、搭載物模型の投下投棄履歴を示す図であって、横軸が時間、縦軸が落下開始点からの距離を示している。
【符号の説明】
１・・・母機模型（模型）
２・・・搭載物模型（模型）
３・・・模型支持装置
Ｐ１・・・第１の移動・計測ポイント
Ｐ２・・・第２の移動ポイント
Ｐ３・・・第３の移動ポイント
【図１】
0003691023.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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