(57)【要約】【課題】２次元翼断面の空力特性をより正確に計測することが可能な風洞試験方法を提供する。【解決手段】翼風洞試験方法は、風洞流路を構成する二つの壁２と、壁２を貫通して壁２と干渉しないように設けられた支持体４と、支持体４を保持する荷重計測部３とを備える風洞試験装置１を準備するステップと、測定対象である翼模型１１の端部に支持体４を結合するステップと、風洞流路に流体の流れを発生させるステップと、荷重計測部３により、翼模型１１に掛かる荷重を計測するステップとを具備する。翼模型１１は、端部に、外周に沿い全周に亘って一部が端からはみ出すように薄膜部材５を貼り付けられる。薄膜部材５は、流体の圧力に耐え得る強度を有し、壁２に接触しても翼模型１１の動きを制限しない材料で形成され、端部と壁２との隙間ｄ１を塞ぐように設けられる。【選択図】図３
2011122931.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
風洞流路を構成する二つの壁と、前記二つの壁をそれぞれ貫通して前記二つの壁と干渉しないように設けられた二つの支持体と、前記二つの支持体をそれぞれ保持する二つの荷重計測部とを備える風洞試験装置を準備するステップと、
測定対象である翼模型の一方の端部に前記二つの支持体のうちの一方を結合し、他方の端部に前記二つの支持体のうちの他方を結合するステップと、
前記風洞流路に流体の流れを発生させるステップと、
前記二つの荷重計測部により、前記翼模型に掛かる荷重を計測するステップと
を具備し、
前記翼模型は、前記一方の端部及び前記他方の端部のそれぞれに、外周に沿い全周に亘って一部が端からはみ出すように薄膜部材を貼り付けられ、
前記薄膜部材は、
前記流体の圧力に耐え得る強度を有し、弾性変形可能な材料で形成され、
前記一方の端部及び前記他方の端部と前記二つの壁との隙間を塞ぐように設けられる
翼風洞試験方法。
【請求項２】
請求項１に記載の翼風洞試験方法において、
前記翼模型の前記一方の端部及び前記他方の端部のそれぞれに、前記外周に沿い前記全周に亘って前記一部が前記端からはみ出すように前記薄膜部材を貼り付けるステップを更に具備する
翼風洞試験方法。
【請求項３】
請求項１又は２に記載の翼風洞試験方法において、
前記結合するステップは、
前記一方の端部及び前記他方の端部に接着された前記薄膜部材と前記二つの壁との距離がいずれも実質的にゼロとなるように、前記薄膜部材を調整するステップを備える
翼風洞試験方法。
【請求項４】
請求項３に記載の翼風洞試験方法において、
前記薄膜部材は、樹脂製テープである
翼風洞試験方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼風洞試験方法に関し、特に風車、航空機、タービンなどに用いられる翼の風洞試験方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
翼を用いる機器として、風車、航空機、タービンなどが知られている。風車や航空機などの翼は、アスペクト比（縦横比）が大きい（例示：１０〜２０以上）。そのため、翼全体の空力設計および空力性能算定は、２次元翼断面の空力性能を求めて、それを翼幅方向に積分して３次元性能を予測することで実施される場合が多い。その場合、実機条件に近い条件で風洞試験を実施し、２次元翼断面の空力特性を取得する必要がある。
【０００３】
その風洞試験の条件の一つに、流れの２次元性の確保がある。実翼での流体の流れは、翼全体で見れば３次元である。しかし、上述したように、実翼のアスペクト比は大きい。そのため、各翼素で見ると、翼端部を除いて、流体の流れは２次元的と見ることができる。よって、風洞試験では、流体の流れの３次元性を排除して、その２次元性を確保することが重要である。
【０００４】
関連する技術として特開平９−２１０８３９号公報に構造物の風洞試験装置が開示されている。この構造物の風洞試験装置は、空気が流れる導風路と：この導風路に配置され、回動中心となる軸を有する模型と；この模型を上記導風路に吊り下げて保持する吊り線と；上記模型が空気の流れを受けた時に、この模型に生じる各種の力を上記吊り線を介して検出する検出器と：モータおよびこのモータに連動する減速機を有し、上記模型を上記軸を中心に回動させることにより、空気の流れ方向に対する模型の向きを変化させる模型回動機構と；遠隔操作されるアクチュエータを有する。そして、上記模型を上記模型回動機構によって定められた向きに固定するための固定機構と；を備えていることを特徴とする。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開平９−２１０８３９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
発明者は、風洞試験方法として以下のような方法を検討した。図１は、発明者が検討した風洞試験方法を示す模式図である。図に示すように、風洞試験装置１０１は、二つの壁１０２、二つの支持体１０４、二つのロードセル１０３を具備している。二つの壁１０２は、ｘ方向に平行な平面を有し、ｚ方向に所定の距離を隔てて設けられている。両壁１０２の間の空間は、風洞流路を構成する。風洞流路には試験対象の翼（翼模型１１１）が配置され、風洞試験用の流体（空気）が流通する。二つの支持体１０４は、それぞれ上側の壁１０２及び下側の壁１０２をｚ方向に貫通し、壁１０２と互いに干渉しないように設けられている。上側の支持体１０４は、一端を翼模型１１１の上端に結合され、他端を上側のロードセル１０３に結合されている。下側の支持体１０４は、一端を翼模型１１１の下側に結合され、他端を下側のロードセル１０３に結合されている。二つのロードセル１０３は、それぞれ支持体１０４を介して翼模型１１１をｚ方向に固定する。ロードセル１０３は、風洞試験時に翼模型１１１に掛かるｘ方向及びｙ方向の荷重を計測する。翼模型１１１は、翼の長手方向に垂直な二平面で翼を切断した形状を有している。その二つの切断面に相当する翼模型１１１の両端に二つの支持体１０４がそれぞれ接続されている。
【０００７】
このように翼模型１１１を風洞流路内に設置してロードセル１０３や天秤等により荷重を計測する場合、翼模型１１１がｚ方向に変位して壁１１２の表面に接触し、荷重の計測が適切に行えない場合が考えられる。したがって、翼模型１１１のｚ方向変位の影響を防ぐ目的で、翼模型１１１と壁１０２との間に間隔を設ける必要がある。図２は、翼模型１１１と壁１０２との関係を示す模式図である。図に示すように、翼模型１１１と壁１０２との間に間隔ｄ１が設けられている。例えば、翼コード長１５００ｍｍの翼模型１１１の場合、間隔ｄ１は１０ｍｍ弱である。
【０００８】
しかし、この隙間ｄ１の存在により、翼模型１１１において正圧面の側から負圧面の側へ流体が移動する隙間流れ１１０が発生したり、翼端渦が増大したりする可能性がある。その場合、流体の流れは、当初予定していた２次元的ではなく、３次元的になってしまう。そうなると、翼模型１１１が揚力を損失してしまうので、本来の目的である２次元翼断面の空力特性の取得が困難になる。
【０００９】
従って、本発明の目的は、２次元翼断面の空力特性をより正確に計測することが可能な風洞試験方法を提供することにある。また、本発明の目的は、流体の流れをより２次元的にすることが可能な風洞試験方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係を明らかにするために括弧付きで付加されたものである。ただし、それらの番号・符号を、特許請求の範囲に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１１】
本発明の翼風洞試験方法は、風洞流路を構成する二つの壁（２）と、二つの壁（２）をそれぞれ貫通して二つの壁（２）と干渉しないように設けられた二つの支持体（４）と、二つの支持体（４）をそれぞれ保持する二つの荷重計測部（３）とを備える風洞試験装置（１）を準備するステップと；測定対象である翼模型（１１）の一方の端部に二つの支持体（４）のうちの一方を結合し、他方の端部に二つの支持体（４）のうちの他方を結合するステップと；風洞流路に流体の流れを発生させるステップと；二つの荷重計測部（３）により、翼模型（１１）に掛かる荷重を計測するステップとを具備する。翼模型（１１）は、一方の端部及び他方の端部のそれぞれに、外周に沿い全周に亘って一部が端からはみ出すように薄膜部材（５）を貼り付けられている。薄膜部材（５）は、流体の圧力に耐え得る強度を有し、弾性変形可能な材料で形成されている。薄膜部材（５）は、一方の端部及び他方の端部と二つの壁（２）との隙間（ｄ１）を塞ぐように設けられる。
【００１２】
本発明では、翼模型（１１）の端部と壁（２）との隙間（ｄ１）を塞ぐように薄膜部材（５）が翼模型（１１）の端部に設けられている。そのため、翼模型（１１）において正圧面の側から負圧面の側へ流体が移動する隙間流れの発生や、翼端渦の増大を極めて小さくすることができる。それにより、流体の流れを確実に２次元的にすることができる。加えて、薄膜部材（５）は、流体の圧力に耐え得る強度を有し、弾性変形可能な材料で形成されている。そのため、翼模型１１が変位し、薄膜部材（５）が壁（２）に万が一接触しても、薄膜部材（５）自身が弾性変形し、翼模型（１１）の動きを制限しないため、翼模型（１１）にかかる荷重への影響を極めて小さくすることができる。その結果、翼風洞試験で目的としている２次元翼断面の空力特性を適正に取得することが可能となる。なお、薄膜部材（５）の量（面積）は翼模型（１１）と比較して極めて小さいため、その弾性力は翼模型（１１）の荷重に影響することはない。
【００１３】
上記の翼風洞試験方法において、翼模型（１１）の一方の端部及び他方の端部のそれぞれに、外周に沿い全周に亘って一部が端からはみ出すように薄膜部材（５）を貼り付けるステップを更に具備する。
本発明において、薄膜部材（５）を試験段階ではりつけるようにすることで、適切なサイズの薄膜部材（５）とすることができより好ましい。
【００１４】
上記の翼風洞試験方法において、結合するステップは、一方の端部及び他方の端部に接着された薄膜部材（５）と二つの壁（２）との距離がいずれも実質的にゼロとなるように、薄膜部材（５）を調整するステップを備える。
本発明において、薄膜部材（５）と壁（２）との距離がいずれも実質的にゼロとなるようにすることで、翼模型（１１）において正圧面の側から負圧面の側へ流体が移動する隙間流れの発生や、翼端渦の増大を極めて小さくするという効果をより確実に達成することができる。このとき、実質的にゼロにする方法として、薄膜部材（５）を貼る位置や幅、長さなどを調整する方法が考えられる。
【００１５】
上記の翼風洞試験方法において、薄膜部材（５）は、樹脂製テープである。
本発明において、樹脂製テープは、上記流体の圧力に耐え得る強度を有し、壁（２）のいずれかに接触しても翼模型（１１）の動きを制限しない材料として好ましい。
【発明の効果】
【００１６】
本発明により、２次元翼断面の空力特性をより正確に計測することが可能な風洞試験方法を提供することができる。また、本発明により、流体の流れをより２次元的にすることが可能な風洞試験方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、発明者が検討した風洞試験装置を示す模式図である。
【図２】図２は、翼模型と壁との関係を示す模式図である。
【図３】図３は、本発明の実施の形態に係る翼風洞試験方法を示す模式図である。
【図４】図４は、翼模型と壁との関係を示す模式図である。
【図５】図５は、翼模型と薄膜部材との関係を示す模式図である。
【図６】図６は、本発明の実施の形態に係る翼風洞試験方法を示すフローチャートである。
【図７】図７は、流体と翼模型との関係を示す模式図である。
【図８】図８は、測定により求めた迎角αと揚力係数Ｃｌ（α）との関係の一例を示すグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
以下、本発明の翼風洞試験方法の実施の形態に関して、添付図面を参照して説明する。
【００１９】
まず、本発明の実施の形態に係る翼風洞試験装置について説明する。図３は、本発明の実施の形態に係る翼風洞試験装置を示す模式図である。図に示すように、風洞試験装置１は、二つの壁２、二つの支持体４、二つのロードセル３を具備している。二つの壁２は、ｘ方向に平行な平面を有し、ｚ方向に所定の距離を隔てて設けられている。両壁２の間の空間は、風洞流路６を構成する。風洞流路６には試験対象の翼（翼模型１１）が配置され、風洞試験用の流体（空気）が流通する。二つの支持体４は、それぞれ上側の壁２及び下側の壁２をｚ方向に貫通し、壁２と互いに干渉しないように設けられている。上側の支持体４は、一端を翼模型１１の上端に結合され、他端を上側のロードセル３に結合されている。下側の支持体４は、一端を翼模型１１の下側に結合され、他端を下側のロードセル３に結合されている。二つのロードセル３は、それぞれ支持体４を介して翼模型１１をｚ方向に固定する。ロードセル３は、風洞試験時に翼模型１１に掛かるｘ方向及びｙ方向の荷重を計測する。ただし、ｘ方向及びｙ方向の荷重を計測可能であれば他の機器であっても良い。翼模型１１は、翼の長手方向に垂直な二平面で翼を切断した形状又はその相似形状を有している。その二つの切断面に相当する翼模型１１の両端に二つの支持体４がそれぞれ接続されている。
【００２０】
図４は、翼模型１１と壁２との関係を示す模式図である。既述のように、翼模型１１を風洞流路６内に設置してロードセル３や天秤等により荷重を計測する場合、翼模型１１がｚ方向に変位して壁２の表面に接触し、荷重の計測が適切に行えない場合が考えられる。したがって、翼模型１１のｚ方向変位の影響を防ぐ目的で、図４示すように、翼模型１１と壁２との間に間隔ｄ１が設けられている。例えば、翼コード長１５００ｍｍの翼模型１１の場合、間隔ｄ１は１０ｍｍ弱である。このとき、翼模型１１には、一方の端部及び他方の端部のそれぞれに、壁２との隙間を塞ぐように薄膜部材５が設けられている。薄膜部材５と壁２との距離ｄ２はできるだけ小さいことが好ましく、実質的にゼロとなることがより好ましい。それにより、上記隙間流れ（図２の隙間流れ１１０）の発生防止等の機能をより確実に発揮できる。
【００２１】
図５は、翼模型１１と薄膜部材５との関係を示す模式図である。薄膜部材５は、薄い膜状の部材であり、翼模型１１の端部の外周に沿い、全周（一周）に亘って一部が端からｚ方向にはみ出すように貼り付けられている。薄膜部材５は、翼風洞試験のとき、翼模型１１において正圧面の側から負圧面の側へ流体が移動する隙間流れ（図２の隙間流れ１１０）の発生や、翼端渦の増大を防止する機能を有する。翼模型１１の端部に接着された薄膜部材５において、翼模型１１の端部からｚ方向にはみ出している幅は、一周に亘って同じ幅であることが好ましい。それにより、上記隙間流れの発生防止等の機能をより確実に発揮できる。
【００２２】
薄膜部材５は、風洞試験用の流体（空気）の圧力（風圧）に耐え得る強度を有する。すなわち、その圧力でほとんど変形しない。また、薄膜部材５は、二つの壁のいずれかに接触しても翼模型１１の動きを制限しない。すなわち、薄膜部材５が変形することにより、翼模型１１へはほとんど荷重を与えない。また、翼模型１１の外周に沿って変形可能である。すなわち、外周に沿って貼り付けが可能である。これらにより、風洞試験中に翼模型１１が変位し、薄膜部材５が壁２に万が一接触しても、薄膜部材５が変形するだけで、計測している翼模型１１にかかる荷重への影響を極めて小さくすることができる。すなわち、翼模型１１が変位しても翼荷重に影響を与えずに、隙間を確実に塞いで隙間流れの発生や翼端渦の増大を防止することができる。
【００２３】
上述されるような薄膜部材５の材料としては、弾性材料が好ましい。その弾性材料としては、弾性変形可能な樹脂が例示される。より好ましくは、弾性変形可能な樹脂製テープである。具体的な製品の一例としては、三菱樹脂製シリコンゴムフィルム“珪樹”に付属している保護テープ、幅１５ｍｍ×厚み０．５ｍｍがある。このような材料は、間隔（隙間）ｄ１の大きさにより、サイズの調整が容易、着脱が容易、翼模型１１を傷付けない、などの利点があり好ましい。なお、薄膜部材５の量（面積）は翼模型１１と比較して極めて小さいため、その弾性力は翼模型１１の荷重に影響することはない。
【００２４】
また、薄膜部材５は、壁２側ではなく、翼模型１１側に設けられている。これは、壁２側に設けると、翼模型１１が変位した場合、壁２に固定された薄膜部材と翼模型１１の端部に隙間が発生してしまい、翼模型１１において正圧面の側から負圧面の側へ流体が移動する隙間流れの発生や、翼端渦の増大を防止することができなくなるからである。
【００２５】
次に、図３〜図６を参照して、本発明の実施の形態に係る翼風洞試験方法について説明する。ただし、図６は、本発明の実施の形態に係る翼風洞試験方法を示すフローチャートである。まず、図３に示すような風洞試験装置１を準備する（ステップＳ１）。すなわち、風洞流路を構成する二つの壁２と、二つの壁２をそれぞれ貫通して二つの壁２と干渉しないように設けられた二つの支持体４と、二つの支持体４をそれぞれ保持する二つのロードセル３とを備える風洞試験装置１を準備する。
【００２６】
次に、図３に示すように、測定対象である翼模型１１の両端部を二つの支持体４に固定する。続いて、図５に示すように、支持体４に固定された翼模型１１の両端部に薄膜部材５を貼り付ける（ステップＳ２）。すなわち、翼模型１１の一方の端部に二つの支持体４のうちの一方を結合し、他方の端部に二つの支持体４のうちの他方を結合する。続いて、翼模型１１の一方の端部及び他方の端部のそれぞれに、外周に沿い全周に亘って一部が端からはみ出すように薄膜部材５を貼り付ける。そのとき、一方の端部及び他方の端部に接着された薄膜部材５と二つの壁２との距離がいずれも実質的にゼロとなるように、翼模型１１に薄膜部材５を貼り付ける。このような順番とすることで、翼模型１１と壁２との隙間に応じて、薄膜部材５の貼り付けを容易に調整することができる。なお、翼模型１１の両端部に薄膜部材５を貼り付けるのは、支持体４への取り付けの前に行っていても良い。その場合、距離の調整は、例えば薄膜部材５の貼り直しや切り出しなどの方法で行うことができる。
【００２７】
その後、二つの壁２で構成される風洞流路６に、所定の迎角で速度Ｕの流体の流れを発生させる（ステップＳ３）。すなわち、風洞流路６内の翼模型１１に対して、所定の迎角で速度Ｕの空気の流れを発生させる。そして、二つのロードセル３により、翼模型１１に掛かる荷重（揚力）を計測する（ステップＳ４）。図７は、速度Ｕの流体と翼模型１１との関係を示す模式図である。このとき、迎角α、速度Ｕで流体（空気）を翼模型１１に送ったとき、揚力Ｌ（翼荷重）は以下の式で求められる。
Ｌ（α）＝（１／２）・ρ・Ｕ２・Ｃ・Ｃｌ（α）
ここで、揚力Ｌ（α）は測定される翼荷重であり、空気密度ρは既知であり、空気速度Ｕは設定値（測定条件）であり、翼コード長Ｃは既知であり、迎角αは設定値（測定条件）である。したがって、上記測定により、所定の迎角α０に対する揚力係数Ｃｌ（α０）を求めることができる。そして、種々の方向（種々の迎角α）について、上記ステップＳ３及びステップＳ４を行うことで、迎角αと揚力係数Ｃｌ（α）との関係を求めることができる。
【００２８】
図８は、測定により求めた迎角αと揚力係数Ｃｌ（α）との関係の一例を示すグラフである。横軸は迎角αであり、縦軸は揚力係数Ｃｌ（α）である。曲線Ａは図３〜図５の翼風洞試験装置及び翼模型を用いて翼風洞試験を行った場合である。曲線Ｂは、図１の風洞試験装置及び翼模型を用いて翼風洞試験を行った場合である。曲線Ｂの場合、曲線Ａと比較して揚力係数および揚力傾斜の低下が確認できる。これは翼周り流れが３次元的になっているためと考えられる。一方、曲線Ａの場合、曲線Ｂと比較して揚力係数および揚力傾斜が回復していることが確認できる。すなわち、迎角αと揚力係数Ｃｌ（α）との関係が線形性を有していることがわかる。これは、翼周り流れが２次元的になっているためと考えられる。これにより、曲線Ａのような２次元翼断面の空力特性を取得することができる。
【００２９】
すなわち、本実施の形態の翼風洞試験方法では、翼模型１１と壁２との隙間ｄ１を薄膜部材５で塞ぐことにより、翼模型１１において正圧面の側から負圧面の側へ流体が移動する隙間流れの発生や、翼端渦の増大を極めて小さくすることができる。それにより、流体の流れを確実に２次元的にすることができる。その結果、翼風洞試験で目的としている２次元翼断面の空力特性を適正に取得することが可能となる。
【００３０】
また、風洞試験中に翼模型１１が変位し、薄膜部材５が壁２に万が一接触しても、薄膜部材５が変形するだけで、計測している翼模型１１にかかる荷重への影響を極めて小さくすることができる。すなわち、翼荷重に影響を与えずに、かつ隙間流れの発生や、翼端渦の増大を防止することができる。
【００３１】
以上の結果、本実施の形態の翼風洞試験方法は、実機に近い条件で翼空力特性取得のための風洞試験が可能となる。それにより翼の空力設計および空力性能算定の精度を向上することができる。
【００３２】
本発明は上記各実施の形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。
【符号の説明】
【００３３】
１、１０１    風洞試験装置
２、１０２    壁
３、１０３    ロードセル
４、１０４    支持体
５    薄膜部材
６    風洞流路
１１０    隙間流れ
１１、１１１    翼模型
ｄ１    間隔
ｄ２    距離
Ｌ（α）    揚力
ρ    （空気）密度
Ｕ    （空気）速度
α    迎角
Ｃ    翼コード長
Ｃｌ（α）    揚力係数
【図１】
2011122931.tif 000003
【図２】
2011122931.tif 000004
【図３】
2011122931.tif 000005
【図４】
2011122931.tif 000006
【図５】
2011122931.tif 000007
【図６】
2011122931.tif 000008
【図７】
2011122931.tif 000009
【図８】
2011122931.tif 000010