(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機ジェットエンジンの出口案内翼や低圧コンプレッサのごとき鳥が直接には衝突しない部材に対しても適切なバードストライクの模擬を可能にする投射体を提供する。【解決手段】投射体１０は、前端および後端を有する円柱形の外輪郭と、前端において開口した開口と、この開口から後端に向けて延びる空洞１５と、を有する中実体１３とで、で構成する。中実体１３は、ゼラチンのごときゲル乃至ゼリー物質よりなる。外輪郭は、例えば円柱にすることができる。中実体１３の後端は、軸方向に垂直な面としてもよく、あるいは射出に適したその他の形状であってもよい。空洞１５は、例えば、後端に向かって先細となるテーパ形状である。中実体１３の断面は、その前端から空洞１５の後端に達するまでは、円形の外輪郭付近にのみ中実部が残る円形である。支持体１７により空洞１５を閉塞してもよい。支持体１７’は空洞１５の実質的に全体に亘っていてもよい。【選択図】図３
2015030403.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
バードストライクを模擬するための投射体であって、
前端および後端を有する円柱形の外輪郭と、前記前端において開口した開口と、前記開口から前記後端に向けて延びる空洞と、を有する中実体を備え、
前記中実体はゲル乃至ゼリー物質よりなる、投射体。
【請求項２】
請求項１の投射体であって、前記空洞は、前記後端に向かって先細となるテーパ形状である、投射体。
【請求項３】
請求項２の投射体であって、前記テーパ形状は、円錐または角錐である、投射体。
【請求項４】
請求項１乃至３の何れか１項の投射体であって、
前記開口を閉塞する支持体を、さらに備えた投射体。
【請求項５】
請求項４の投射体であって、前記支持体は前記ゲル乃至ゼリー物質よりも低密度の物質よりなる、投射体。
【請求項６】
請求項１乃至５の何れか１項の投射体であって、前記ゲル乃至ゼリー物質はゼラチンである投射体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はバードストライクを模擬するための投射体に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機が離着陸するときに鳥が機体に衝突したり、エンジン内に巻き込まれたりする事象、いわゆるバードストライクは、航空機に深刻な影響を与えかねない。バードストライクに対する安全性を確認するために、安楽死した鳥をガス圧により射出し、機体部品やエンジン部品に衝突させる試験が行われている。このような試験は、最終的な安全証明試験としてはなお重要であるものの、倫理上の問題があり、開発途上の部品に対して頻繁に実施される試験としては採用し難い。
【０００３】
代案として、ゲル乃至ゼリー物質よりなる模擬的な投射体を利用する試験が提案されている。投射体の形状としては、射出装置の都合上、例えば円柱ないし円柱に類似した楕円回転体が採用されている。特許文献１は、関連する技術を開示する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】国際特許出願公開ＷＯ２０１０／０１８１０７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
模擬的な投射体による試験は、航空機において前方に面した部材、例えば翼の前縁やエンジンのファンのごとき、鳥が直接に衝突する部材に対する衝突試験としては有用である。ところが本発明者らによる検討によれば、これらより後方の部材、例えばエンジンのファンの後方に位置する出口案内翼や低圧コンプレッサへの衝突を考えると、衝突直後の荷重プロファイルが実態とかけ離れ、過酷に過ぎる試験になってしまうことが判明した。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は上述の問題に鑑みて為されたものであって、出口案内翼や低圧コンプレッサのごとき鳥が直接には衝突しない部材に対しても適切なバードストライクの模擬を可能にする投射体を提供することを目的とする。
【０００７】
本発明の一局面によれば、バードストライクを模擬するための投射体は、前端および後端を有する円柱形の外輪郭と、前記前端において開口した開口と、前記開口から前記後端に向けて延びる空洞と、を有する中実体を備え、前記中実体はゲル乃至ゼリー物質よりなる。
【０００８】
好ましくは、前記空洞は、前記後端に向かって先細となるテーパ形状である。また好ましくは、前記テーパ形状は、円錐または角錐である。あるいは好ましくは、投射体は、前記開口を閉塞する支持体を、さらに備える。また好ましくは、前記支持体は前記ゲル乃至ゼリー物質よりも低密度の物質よりなる。さらに好ましくは、前記ゲル乃至ゼリー物質はゼラチンである。
【発明の効果】
【０００９】
出口案内翼や低圧コンプレッサのごとき鳥が直接には衝突しない部材に対しても適切なバードストライクの模擬を可能にする投射体が提供される。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】図１は、模式的に表した衝突直後の荷重プロファイル曲線である。
【図２】図２は、比較例による投射体の平面断面図である。
【図３】図３は、本発明の各実施形態による投射体の平面断面図である。
【図４】図４は、他の実施形態による投射体の平面断面図である。
【図５】図５は、投射体を射出する過程を模擬的に表す立面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
本発明の幾つかの実施形態を添付の図面を参照して以下に説明する。図面は必ずしも正確な縮尺により示されておらず、従って相互の寸法関係は図示されたものに限られないことに、特に注意を要する。また投射体が射出される方向は、図２〜５において右方に示されているが、これは発明を限定するものではない。
【００１２】
既に述べた通り、エンジンのファンのごとき、航空機において前方に面した部材においてバードストライクが起こるときには、鳥の体の全体がこれに衝突する。ファンは高速で回転しているので、鳥の体は細かな塊に切断され、この細かな塊の一群がファンによる空気流と共にエンジンやバイパスダクトの内部に吸い込まれ、出口案内翼等の部材に二次的な衝突を起こす。
【００１３】
上述の全過程を、公知の粒子法により数値的に解析し、出口案内翼に与える荷重プロファイルをグラフ化すると、例えば図１の線ｓのように模式的に表すことができる。図１において、横軸は衝突からの時間の経過であって、縦軸は荷重である。すなわち、衝突直後からの荷重の増加は比較的に緩やかであり、また荷重のピークは、変動を繰り返しながら比較的に長時間持続する。
【００１４】
一方、模擬的な投射体が衝突するときに、衝突対象に印加される荷重は、数式（１）により見積もられる。
【数１】
2015030403.tif 000003
【００１５】
ここで、ρは投射体の密度であり、Ａは投射体の進行方向に直交する面における断面積であり、ｖは速度である。また荷重が印加される時間は、数式（２）により見積もられる。
【数２】
2015030403.tif 000004
【００１６】
ここで、Ｌは投射体の長さである。
【００１７】
投射体が衝突するとき、まずその前端が衝突対象に接してその質量をこれに印加し、次いで前端から順次潰れながら後続する部分がその質量を対象に印加していく。投射体が円柱ないし円柱に類似した形状の場合には、投射体の前端から後端まで断面積Ａが一定であり、衝突直後において速度ｖが大きいので、数式（１）より、衝突直後から大きな荷重が衝突対象に印加されることが判る。すなわち、衝突直後の荷重の増加が、より急峻になることが明らかである。してみると、円柱ないし円柱に近い投射体を利用する従来の試験は、出口案内翼や低圧コンプレッサに対する衝突試験としては、過酷に過ぎる試験であると言える。
【００１８】
本発明者らは、ファンの後方に位置する部材への衝突を模擬しうる投射体の形状について、以下のように検討を行った。
【００１９】
衝突直後の急峻な荷重の増加を軽減するには、投射体の前端において断面積Ａを減じればよいことが、数式（１）より容易に理解される。そこで図２（ａ）に示す投射体１が衝突する場合を考える。投射体１は、円柱形の本体３と、前端に向かって先細な円錐であるテーパ部５と、よりなる。テーパ部５の頂角は９０°であり、その密度ρはゼラチンのものに等しいとする。かかる仮定に基づき上述と同様な数値解析を実施すると、図１の線ｂのような荷重プロファイルが得られる。円柱の投射体と比べると衝突直後の荷重増加はより緩やかであり、線ｂは線ｓに幾分近似するものの、衝突直後の荷重の増加の程度がなお過大であることが判る。
【００２０】
次に、断面積Ａを減じた部分をより長くするべく、図２（ｂ）に示す投射体１’を考える。投射体１’は、投射体１に比べてより短い本体３’と、より長いテーパ部５’と、よりなり、密度ρは投射体１と同一とする。同様に数値解析を実施すると、図１の線ａのような荷重プロファイルが得られる。衝突直後の荷重の増加が過度に緩和され、やはり線ｓとは近似していない。
【００２１】
図２（ａ）の例と図２（ｂ）の例の中間を模索しても、あるいはその径や全長を諸々に模索しても、線ｓに近似するものは得られない。
【００２２】
その原因を考察するに、次のように推察できる。すなわち、テーパ形状によれば最前端における断面積は小さくできるものの、荷重プロファイルが２次曲線に限定されるため、衝突直後の荷重の増加を著しく減じてしまう。
【００２３】
すなわち本発明者らによる検討によれば、投射体の外輪郭をテーパ形状とすることによっては、衝突直後の荷重の増加と、荷重の持続時間とを同時に線ｓに近似することは困難であることが判った。
【００２４】
また投射体の外輪郭が円柱形から乖離することは、後述のごとく、射出の際のサボーによる支持を困難にしてしまう。外輪郭は円柱に近似したもの、あるいは射出の便宜を考慮した他の何れかの形状が好ましい。
【００２５】
上述のごとき検討に基づき、本発明の本実施形態による投射体１０は、図３（ａ）に示すごとく、前端および後端を有する円柱形の外輪郭と、前端において開口した開口と、この開口から後端に向けて延びる空洞１５と、を有する中実体１３である。中実体１３は、ゼラチンのごときゲル乃至ゼリー物質よりなる。
【００２６】
外輪郭は、例えば円柱にすることができる。既に述べた通り、円柱形は、サボーによって支持されるに有利である。もちろん射出の便宜を考慮した他の何れかの形状、例えば角柱でもよい。中実体１３の後端は、軸方向に垂直な面としてもよく、あるいは半球や射出に適したその他の形状であってもよい。
【００２７】
空洞１５は、例えば、後端に向かって先細となるテーパ形状である。中実体１３の断面は、その前端から空洞１５の後端に達するまでは、円形の外輪郭付近にのみ中実部が残る円形である。このような形状では、最前端における断面積を小さくしつつ、全体の体積を相当程度に維持することができる。
【００２８】
さらに、上述のテーパ形状は、円錐にすることができる。あるいはテーパ形状は角錐でもよい。テーパ形状は、中実体１３の全体の形状に応じて決定できる。
【００２９】
中実体１３の全体は、ゲル乃至ゼリー物質よりなる。かかる物質の例としてはゼラチンが挙げられる。ゼラチンは鳥の筋肉に近似した密度を有し、またその粘弾性も近似しているので、投射体の素材として適している。中実体１３の全体が均一な密度であってもよいが、あるいは密度勾配を有していてもよい。
【００３０】
開口が開放されたままでは、投射体１０が射出される際、あるいは衝突する際に、開口付近が潰れてしまうおそれがある。そこで図３（ｂ）に示すごとく、支持体１７によりこれを閉塞してもよい。また図３（ｃ）に示すごとく、支持体１７’は空洞１５の実質的に全体に亘っていてもよい。支持体１７，１７’は、開口付近の変形を防止する。好ましくは支持体１７，１７’には、中実体１３の素材よりも低密度であって適度の剛性を有する素材を適用する。そのような素材としては、例えば発泡ウレタンのごとき樹脂を例示することができる。
【００３１】
空洞１５の形状としては、種々の変形がありうる。例えば図４（ａ）に示すごとく、空洞１５’は中実体１３のほぼ全長に亘っていてもよいし、逆に前端近傍の限られた範囲に限定されていてもよい。空洞が長ければ、衝突直後の荷重の増加が緩やかになる。所望の荷重プロファイルに応じて空洞の長さを定めることができる。
【００３２】
あるいは図４（ｂ）に示す空洞１５ｓのごとく、その径がその全長に亘り均一ないし均一に近いものであってもよい。空洞の終端には、半球形１５ｂやその他の形状を適用することができる。このような形状では、衝突直後の荷重の増加が一様でなく、多段的な荷重プロファイルを得ることができる。
【００３３】
さらにあるいは図４（ｃ）に示す空洞１５ｃのごとく、より複雑な形状を採用することもできる。また密度は均一に限らず、中実体１３に密度勾配を与えてもよい。形状と、密度勾配とを組み合わせれば、より多くの荷重プロファイルをデザインすることができる。
【００３４】
図３（ａ）の例に基づき、前述と同様な数値計算を実施して得られた荷重プロファイルは、図１の線ｃのごとくである。線ｃにおいて、衝突直後の荷重の増加する部分と、荷重が持続する高原状の部分において、線ｓに比較的に近似の程度がよい。荷重プロファイル曲線においてこれらの部分は、衝突を模擬することにおいて、その質に最も重要な部分である。これらの部分において近似の程度が高いことから、本実施形態による投射体は、出口案内翼や低圧コンプレッサのごとき鳥が直接には衝突しない部材に対して適切なバードストライクの模擬を可能にするものであると言える。
【００３５】
本実施形態による投射体１０は、図５に示すごときガス銃１００により射出される。
【００３６】
ガス銃１００は、概ね、前端が開放された円柱である本体１０２と、その内部に装填されたサボー１０４と、よりなる。サボー１０４は、例えば円柱状の凹部を有し、かかる凹部に投射体１０が装填される。本体１０２の内部であってサボー１０４の後方の空間には、圧縮ガスが充填される。またガス銃１００は、サボー１０４を図５（ａ）に示す当初位置に一時的に留め置くための係止手段を備え、さらにサボー１０４が前端から飛び出さないように停止するための停止手段を備える。
【００３７】
投射体１０が装填されたガス銃１００および試験体１１０の全体は、真空チャンバに導入され、数十Ｐａ程度の真空下に置かれる。あるいはより大気圧に近い状態でもよい。減圧状態の下では、空気抵抗が著しく減ぜられるので、亜音速に近い高速での射出が容易であり、また空気抵抗による投射体の変形が無視できる。
【００３８】
かかる状態において、係止手段を解除し、圧縮ガス圧によりサボー１０４を前方へ加速する。サボー１０４は停止手段によりガス銃１００の前端において停止するので、投射体１０のみが射出される。
【００３９】
射出された投射体１０は、図５（ｂ）に示すごとく試験体１１０に衝突する。
【００４０】
投射体１０は、サボー１０４の凹部に支持されるに適した円柱形の外輪郭を有するので、ガス銃による射出に適している。また投射体１０は、内部に空洞１５を有することにより、断面プロファイルが調整され、以って出口案内翼や低圧コンプレッサのごとき鳥が直接には衝突しない部材に対して適切なバードストライクの模擬を可能にしている。
【００４１】
好適な実施形態により本発明を説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上記開示内容に基づき、当該技術分野の通常の技術を有する者が、実施形態の修正ないし変形により本発明を実施することが可能である。
【産業上の利用可能性】
【００４２】
出口案内翼や低圧コンプレッサのごとき鳥が直接には衝突しない部材に対しても適切なバードストライクの模擬を可能にする投射体が提供される。
【符号の説明】
【００４３】
１０  投射体
１３  中実体
１５  空洞
１７  支持体
１００  ガス銃
１０２  本体
１０４  サボー
１１０  試験体
【図１】
2015030403.tif 000005
【図２】
2015030403.tif 000006
【図３】
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【図４】
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【図５】
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