(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機主翼上のｎ個の点に各々作用する荷重を推定する方法を次に述べる第１段階と第２段階で実施するものであり、
第１段階は、ｎ個の箇所に各々歪測定手段又はたわみ測定手段を設ける工程と、前記ｎ個の箇所のうちの１箇所に基準荷重を集中的に掛け、そのときに１番からｎ番までに発生する歪又はたわみを測定し、得られた測定値をその時の基準荷重で割って単位荷重当りの歪又はたわみにする工程と、この工程を順次繰り返して下記の実用式を作成する工程とからなり、
【数１】
0003662682.tif 000010
第２段階は、前記航空機主翼を実使用状態に保持して歪測定手段又はたわみ測定手段によりｎ個の歪又はたわみ生データを集録する工程と、これらの歪又はたわみ生データを前記実用式に代入して推定荷重を計算することにより航空機主翼上のｎ個の点に各々作用する荷重を推定する工程とからなることを特徴とした航空機主翼に作用する荷重の推定方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は歪又はたわみを計測して、この測定値から航空機主翼に作用する荷重を推定する技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
歪測定手段（例えば、歪ゲージ）を構造物に貼りつけ、その点における歪を直接計測し、この歪データから応力を求め、これらから作用荷重を推定する方法がある。
例えば、単純形状である棒に軸力を作用させたときに次の式が成立する。
Ｅ＝σ／ε＝（Ｐ／Ａ）／（λ／ｌ）
ただし、Ｅは縦弾性係数、σは単純な垂直応力、εは縦歪、Ｐは軸荷重、Ａは横断面積、λは部材の伸び又は縮み、ｌは部材の原長である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、実際の構造物は、断面が一様でなく、荷重の作用方向が複雑であり且つ作用点が複数であることから、歪は実測できるが、この歪から作用荷重を換算することは不可能に近い。
そこで、歪を測ることを断念して、コンピュータ・シミュレーションを用いると構造物のモデル化の仕方によって計算結果が著しく異なったり、荷重条件の仮定が難しいなどの理由から、作用荷重を計算により推定することは信頼性が乏しい。そして、コンピュータ・シミュレーションは設計段階で荷重を推定する手法であって、構造物を現実に使用しているときの作用荷重を求めるには限界がある。
【０００４】
例えば、航空機の主翼の各部に、実際の飛行状態において、いくらの荷重が作用しているかを知ることができれば、安全管理上有益であるが、この技術は極めて難しい。
すなわち、主翼の各部に歪ゲージを多数貼り付けたとしても、それらの点における歪が分かるだけで、これらの歪が許容値以内にあるか否かが分かるだけであって、機体の特定部位にいくらの荷重が作用しているのかを知ることは困難である。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
しかし、本発明者は、研究を進めた結果、複数の歪ゲージ又はたわみゲージを巧みに利用して作用荷重を精度よく求めることのできる技術を開発することに成功した。
即ち、請求項１は、航空機主翼上のｎ個の点に各々作用する荷重を推定する方法を次に述べる第１段階と第２段階で実施するものであり、
第１段階は、ｎ個の箇所に各々歪測定手段又はたわみ測定手段を設ける工程と、前記ｎ個の箇所のうちの１箇所に基準荷重を集中的に掛け、そのときに１番からｎ番までに発生する歪又はたわみを測定し、得られた測定値をその時の基準荷重で割って単位荷重当りの歪又はたわみにする工程と、この工程を順次繰り返して下記の実用式を作成する工程とからなり、
【０００６】
【数２】
0003662682.tif 000002
【０００７】
第２段階は、航空機主翼を実使用状態に保持して歪測定手段又はたわみ測定手段によりｎ個の歪又はたわみ生データを集録する工程と、これらの歪又はたわみ生データを前記実用式に代入して推定荷重を計算する。
【０００８】
例えば、第１段階を実験場で実施し、第２段階は航空機主翼を使用状態に維持して実施する。
第２段階では歪又はたわみ生データを集録し、簡単な計算のみで各点に作用する荷重が直接推定できる。
従来は高速な電子計算機にて膨大な量の繰り返し計算を行なっても、比較的精度の低い推定値しか得られなかった。これに対して、本発明によれば多元連立方程式を解くだけで精度の高い推定値が得られ、高速な電子計算機は不必要となった。
【０００９】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の形態を添付図に基づいて以下に説明する。
図１（ａ）〜（ｃ）は本発明方法を導くためのサンプルモデル図であり、梁状の構造物１に、基準荷重Ｆ1〜Ｆ3を適当な間隔で、個別に作用させたときに発生する各部における歪を考える。前記基準荷重Ｆ1〜Ｆ3は集中荷重である。
（ａ）は、１個の基準荷重Ｆ1のみを掛けたときの状態を示し、このときに各部に発生する歪を順に、ε11，ε12及びε13とする。
（ｂ）は、１個の基準荷重Ｆ2のみを掛けたときの状態を示し、このときに各部に発生する歪を順に、ε21，ε22及びε23とする。
（ｃ）は、１個の基準荷重Ｆ3のみを掛けたときの状態を示し、このときに各部に発生する歪を順に、ε31，ε32及びε33とする。
【００１０】
前記歪は例えば次に示す要領で計測する。
図２は本発明方法の第１段階に係る装置の原理図であり、構造物１の荷重作用点に歪測定手段としての歪ゲージ２ａ，２ｂ，２ｃを貼り付け、ケーブル３・・・（・・・は複数本を示す。）でアンプ４に結合し、このアンプ４をＡ／Ｄ変換機構を備えた記録計５に繋き、更に記録計５を計算機６に繋ぐ。
上記構造物１は、例えば航空機の主要部材（主翼、胴体、尾翼など）や車両の主要部材（車体フレーム）である。
実験では１０ｍｍ×１０ｍｍの正方形断面のアルミニウム梁を用い、左の支持点から１／４スパン（２００ｍｍ）毎に荷重点を設定した。
【００１１】
歪ゲージ２ａ，２ｂ，２ｃは、周知のホイストンブリッヂや圧電素子などであり、歪量に応じた電気信号を発するものである。
実験場において、構造物１に、既知の１個の荷重Ｆ1を掛けて歪ε11，ε12及びε13を実測し、同様に１個の荷重Ｆ2を掛けて歪ε21，ε22及びε23を、１個の荷重Ｆ3を掛けて歪ε31，ε32及びε33を実測する。
【００１２】
表１は基準荷重Ｆ1を掛けたときの歪ε11，ε12及びε13を実測したものである。Ｆ1は８００ｇ、１６００ｇ、２１００ｇの３種類とした。
【００１３】
【表１】
0003662682.tif 000003
【００１４】
（ａ）に示す通り、ε11については１１２×１０-6，２２６×１０-6，３０４×１０-6の３個の測定値を得た。
（ｂ）横軸をＦ1、縦軸をεとしたグラフに次の要領で測定値をプロットする。（８００，１１２×１０-6）、（１６００，２２６×１０-6）、（２１００，３０４×１０-6）の３点をプロットする。これらの３点と原点（０，０）との４点で最小二乗法にて近似式ε＝０．１４３２×１０-6・Ｆ1を得た。近似式の傾きは単位荷重当りの歪に相当する。
（ｃ）前記近似式の傾き、即ち単位荷重当りの歪をκ11とする。
同様に（ａ）のε12の３個の測定値から、（ｂ）のグラフを経て単位荷重当りの歪κ12を求め、更に、（ａ）のε13の３個の測定値から、（ｂ）のグラフを経て単位荷重当りの歪κ13を求め、（ｃ）にまとめる。
【００１５】
同様にＦ2，ε21，ε22及びε23について処理したものを表２、Ｆ3，ε31，ε32及びε33について処理したものを表３に示す。
【００１６】
【表２】
0003662682.tif 000004
【００１７】
【表３】
0003662682.tif 000005
【００１８】
次に示す数３は本発明の連立方程式を３元式にしたものである。
【００１９】
【数３】
0003662682.tif 000006
【００２０】
この連立方程式の▲１▼式に表１（ｃ）に示したκ11，κ12，κ13の値を代入し、▲２▼式に表２に示したκ21，κ22及びκ23の値を代入し、▲３▼式に表３に示したκ31，κ32，κ33の値を代入する。ただし、両辺に１０6を乗じてκ11〜κ33における１０-6は消去する。
この結果が次の数４である。
【００２１】
【数４】
0003662682.tif 000007
【００２２】
この連立方程式が、このときの本発明における「実用式」である。
この実用式の使用方法を次に説明する。
図３は本発明方法の第２段階に係る装置の原理図であり、この原理図の構成は前記図２と同じである。
歪ゲージ２ａ〜２ｃの箇所に実際に作用荷重Ａ1＝８００ｇ、Ａ2＝２１００ｇ、Ａ3＝１５００ｇを加える。
このときの各作用点における歪を計測したところ以下の通りであった。歪ゲージ２ａで３８６×１０-6、歪ゲージ２ｂで６２７×１０-6、歪ゲージ２ｃで４５６×１０-6の歪を計測した。これらは歪生データε1〜ε3である。これらを前記数４の右辺に代入したものが次の数５である。
【００２３】
【数５】
0003662682.tif 000008
【００２４】
この連立方程式を解くと、Ａ1は８１９ｇ、Ａ2は２０４７ｇそしてＡ3は１５４１ｇである。
即ち、構造物１に発生した歪ε1〜ε3を実測することにより、各点に作用する荷重Ａ1〜Ａ3が推定できたわけである。
【００２５】
この推定値の精度を検討する。
推定値と実際に作用した荷重（Ａ1＝８００ｇ、Ａ2＝２１００ｇ、Ａ3＝２１００ｇ）とを比較して、推定精度を計算すると、Ａ1は２．４％、Ａ2は２．４％、Ａ3は２．７％であり、荷重の推定精度は良好であることが確認できた。
【００２６】
本発明の実施例を整理すると次の通りである。
図４は第１段階における計算フロー図であり、ＳＴ××はステップ番号を示す。なお、第１段階は設備の整った実験場で実施すると良い。
ＳＴ０１；構造物にｎ個の歪ゲージを取付ける。
ＳＴ０２；まず、１番歪ゲージの箇所に基準荷重（例えば８００ｇ）を集中的に掛ける。
ＳＴ０３；１番〜ｎ番までの各点に発生した歪を測定し、これらの歪を前記基準荷重で割って、単位荷重当りの歪とする。
ＳＴ０４；次に、２番歪ゲージの箇所に基準荷重（例えば８００ｇ）を集中的に掛ける。
ＳＴ０５；１番〜ｎ番までの各点に発生した歪を測定し、これらの歪を前記基準荷重で割って、単位荷重当りの歪とする。
【００２７】
ＳＴ０６；以上を繰り返すことにより、ｎ番歪ゲージの箇所に基準荷重（例えば８００ｇ）を集中的に掛ける。
ＳＴ０７；１番〜ｎ番までの各点に発生した歪を測定し、これらの歪を前記基準荷重で割って、単位荷重当りの歪とする。
ＳＴ０８；実用式（ｎ元連立方程式）を記憶する。
【００２８】
図５は第２段階における計算フロー図であり、ＳＴ××はステップ番号を示す。なお、第２段階は飛行中若しくは走行中に実施する。
ＳＴ１０；構造物に取付けたｎ個の歪ゲージでｎ個の歪データを集録する。
ＳＴ１１；歪データを実用式（ｎ元連立方程式）に代入して、Ａ1，Ａ2，・・・ＡNを算出する。これらＡ1，Ａ2，・・・ＡNが１番〜ｎ番に作用したと推定できる推定荷重である。
【００２９】
以上は歪で説明したが、歪をたわみに置き換えることで同様に荷重を推定することができる。たわみ測定手段としては、ダイヤルゲージなどの接触型ゲージや、空気マイクロメータ，オプチメータなどの非接触型ゲージが適当である。
【００３０】
また、「得られた測定値をその時の基準荷重で割って単位荷重当りの歪又はたわみにする」処理は、上記説明では最小二乗法で実施したが、これに準ずる手法であれば処理法は任意である。
【００３１】
尚、本実施の形態では、簡単な両端単純支持はりを例に説明したが、本発明方法は多点動的荷重の計測が可能であり、具体的には、航空機の飛行試験時の翼荷重の計測、海洋構造物、船体等に作用する流体力の計測が可能であり、このことから、本発明方法は、静的荷重、振動，衝撃等の動的荷重の計測に応用でき、センサや演算器を搭載することで、リアルタイムに荷重を推定して、過負荷信号を発信させることもできる。従って、本発明の適用分野は多岐にわたる。
【００３２】
【発明の効果】
本発明は上記構成により次の効果を発揮する。
請求項１は、航空機主翼上のｎ個の点に各々作用する荷重を推定する方法を次に述べる第１段階と第２段階で実施するものであり、
第１段階は、ｎ個の箇所に各々歪測定手段又はたわみ測定手段を設ける工程と、前記ｎ個の箇所のうちの１箇所に基準荷重を集中的に掛け、そのときに１番からｎ番までに発生する歪又はたわみを測定し、得られた測定値をその時の基準荷重で割って単位荷重当りの歪又はたわみにする工程と、この工程を順次繰り返して下記の実用式を作成する工程とからなり、
【００３３】
【数６】
0003662682.tif 000009
【００３４】
第２段階は、航空機主翼を実使用状態に保持して歪測定手段又はたわみ測定手段によりｎ個の歪又はたわみ生データを集録する工程と、これらの歪又はたわみ生データを前記実用式に代入して推定荷重を計算する。
【００３５】
例えば、第１段階を実験場で実施し、第２段階は航空機主翼を使用状態に維持して実施する。
第２段階では歪又はたわみ生データを集録し、簡単な計算のみで各点に作用する荷重が直接推定できる。
従来は高速な電子計算機にて膨大な量の繰り返し計算を行なっても、比較的精度の低い推定値しか得られなかった。これに対して、本発明によれば多元連立方程式を解くだけで精度の高い推定値が得られ、高速な電子計算機は不必要となった。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明方法を導くためのサンプルモデル図
【図２】本発明方法の第１段階に係る装置の原理図
【図３】本発明方法の第２段階に係る装置の原理図
【図４】第１段階における計算フロー図
【図５】第２段階における計算フロー図
【符号の説明】
１…構造物、２ａ〜２ｄ…歪測定手段（歪ゲージ）、５…記録計、６…計算機。
【図１】
0003662682.tif 000011
【図２】
0003662682.tif 000012
【図３】
0003662682.tif 000013
【図４】
0003662682.tif 000014
【図５】
0003662682.tif 000015