(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
試験飛行に供される航空機が備える主翼及び尾翼の一方又は双方に、自励振動に対する耐振性の評価のために振動を付与する加振システムであって、
前記振動を発生させる加振器が、固定構造体を介して、前記主翼及び前記尾翼の一方又は双方に、着脱可能に取り付けられ、
前記固定構造体は、
前記加振器の振動をせん断力として、前記主翼及び前記尾翼の一方又は双方が備える前けた及び後けたに伝える、
ことを特徴とする航空機の加振システム。
【請求項２】
前記固定構造体は、
前記耐振性の評価のために必要とされる、前記主翼及び前記尾翼の一方又は双方の振動の方向に倣って、前記加振器の振動を前記前けた及び前記後けたに伝える、
ことを特徴とする請求項１に記載の航空機の加振システム。
【請求項３】
前記固定構造体は、箱型構造をなしている、
ことを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の航空機の加振システム。
【請求項４】
前記加振器は、
フィッティングを介して前記固定構造体に取付けられ、
前記フィッティングとともに着脱される、
ことを特徴とする請求項１〜請求項３のいずれか一項に記載の航空機の加振システム。
【請求項５】
前記加振器は、
前記固定構造体を介して、先端にウィングレットを備える前記主翼であって、前記先端の近傍に取付けられる、
ことを特徴とする請求項１〜請求項４のいずれか一項に記載の航空機の加振システム。
【請求項６】
前記固定構造体は、
前記加振器に加えて、他の試験に用いられる単数又は複数の機器が取り付けられる、
ことを特徴とする請求項１〜請求項５のいずれか一項に記載の航空機の加振システム。
【請求項７】
前記加振器は、
単数又は複数の前記機器と独立して前記固定構造体に着脱できる、
ことを特徴とする請求項６に記載の航空機の加振システム。
【請求項８】
前記加振器は、
前記固定構造体を介して、垂直尾翼に設けられる、
ことを特徴とする請求項６又は請求項７に記載の航空機の加振システム。
【請求項９】
請求項１〜請求項８のいずれか一項に記載の加振システムを備える、
ことを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の翼に取り付けられ、自励振動に対する耐性を試験するための加振システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
新たな機種の航空機を開発、製造する過程においては、種々の試験、検査が行われる。その中で、飛行中に空力的な抵抗を受けることにより航空機の機体に生じうる振動を、開発段階の試験において、意図的に生じさせ、機体の耐振性を評価することが行われている（例えば、特許文献１）。
より具体的な部位に言及すると、飛行中の航空機は、翼に自励振動（flatter：フラッタ）が生じ得る。つまり、翼は弾性体とみなすことができるため、飛行中に起こる弾性振動は低速時には空気の力で減衰されるが、ある限界以上の速度になると空気の力で逆に翼の振動が助長され、自励振動が生ずる。そこで、試験飛行に供される航空機の翼に加振器を取り付け、飛行中に加振器を駆動することにより、翼の耐振性を評価する。なお、以下では、試験飛行に供される航空機を飛行試験機ということがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開２０００−３２１１８９号公報
【特許文献２】特開平９−２０２９６公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
試験機に取り付けられる加振器に要求される事項として、加振器が発生させる振動によるエネルギを翼に効率よく伝えることが掲げられる。これは、加振器の振動よりも少ないエネルギしか翼に伝わらず、翼の耐振性を正当に評価できなくなるのを避けるためである。
次に、加振器が取り付けられたままでは、試験機で行われる他の試験の妨げになることもあるので、翼の自励振動に対する試験が終了すると、加振器は翼から取り外されることが望まれる。この観点からすると、加振器は翼に対して着脱が容易であることが要求される。
【０００５】
そこで本発明は、翼に対して加振器の着脱が容易な加振システムを提供することを目的とし、加えて、加振器で生じた振動を効率よく翼に伝達できる航空機の加振システムを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の航空機の加振システムは、試験飛行に供される航空機が備える主翼及び尾翼の一方又は双方に、自励振動に対する耐振性の評価のために振動を付与するシステムであって、振動を発生させる加振器が、固定構造体を介して、主翼及び尾翼の一方又は双方に、着脱可能に取り付けられることを特徴とする。
本発明によると、加振器が、固定構造体を介して、主翼及び尾翼の一方又は双方に、着脱可能に取り付けられるので、固定構造体を主翼及び尾翼の一方又は双方（以下、翼と総称することがある）に取り付けたままで、加振器だけを取り外すことができる。仮に直接的に加振器を翼に取り付けるものとすると、着脱が容易でない部位へ取り付けが必要なこともあり、そうすると、加振器の着脱作業の負担が大きくなる。そこで、頻繁に着脱を要しない固定構造体が、この着脱が容易でない部位を担うことで、加振器の着脱を容易にすることができる。
【０００７】
本発明の加振システムにおいて、固定構造体は、加振器の振動をせん断力として、主翼及び尾翼の一方又は双方が備える前けた及び後けたに伝える。
前けた及び後けたは、主翼及び尾翼（以下、翼と総称することがある）に加わる荷重を受け持つ構造部材であるから、前けた及び後けたに振動を伝えることにより、加振器で生じた振動を翼に効率よく伝えることができる。しかも、前後方向に間隔を空けて設けられる前けたと後けたに、振動をせん断力として伝えることにより、より効率よく振動を翼に伝えることができる。
【０００８】
本発明の加振システムにおいて、固定構造体は、耐振性の評価のために必要とされる、主翼及び尾翼の一方又は双方の振動の方向に倣って、加振器の振動を前けた及び後けたに伝えることが好ましい。つまり、固定構造体の形状を調整することにより、加振器の振動を翼の振動にとって好ましい方向に加えることが可能になる。
【０００９】
本発明の加振システムにおいて、固定構造体は、箱型構造をなしていることが、翼に効率よく振動を伝える上で好ましい。
【００１０】
本発明の加振システムにおいて、加振器は、フィッティングを介して固定構造体に取付けられ、かつ、フィッティングとともに着脱されることが好ましい。
加振器の配置される位置に応じて、フィッティングを用いて加振器を固定構造体に取り付けることが要求される場合があることに対応するためである。
【００１１】
本発明の加振システムにおいて、ウィングレットを備える主翼に適用される場合には、加振器は、固定構造体を介して、先端にウィングレットを備える主翼であって、その先端の近傍に取付けることができる。
【００１２】
本発明の加振システムにおいて、固定構造体に、加振器に加えて、他の試験に用いられる単数又は複数の機器が取り付けることができる。
固定構造体を加振器と他の機器との共用にすることで、他の機器の取り付けの利便性を向上することができる。
ただし、単数又は複数の機器と独立して固定構造体に着脱できることが好ましい。加振器は使用しないが、他の機器は使用する、といった試験モードに対応するためである。
他の機器との共用は、特に、加振器が固定構造体を介して垂直尾翼に設けられる場合に有効である。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によると、加振器が、固定構造体を介して、主翼及び尾翼の一方又は双方に、着脱可能に取り付けられるので、固定構造体が取り付けの容易でない部位を担うことにより、加振器の着脱を容易にすることができる。
また、本発明によると、加振器の振動を、翼に加わる荷重を受け持つ構造部材である前けた及び後けたに伝えるので、加振器で生じた振動を翼に効率よく伝えることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の実施形態が適用される航空機を示す図である。
【図２】第１実施形態における主翼の先端に取付けられるウィングレットの近傍を示し、（ａ）は主翼の背面を胴体側から視た図、（ｂ）は主翼の背面を下方から視た図である。
【図３】第１実施形態におけるフラッタ加振器に関連部材が取り付けられた状態を示す図である。
【図４】固定構造体を除いて、第１実施形態のフラッタ加振装置とフェアリングを分解して示す図である。
【図５】第１実施形態における、固定構造体とアクセスパネルの配置を示す図である。
【図６】第１実施形態の固定構造体を示し、（ａ）は各要素が組み付けられた図、（ｂ）は各要素を分解した図である。
【図７】第１実施形態における、固定構造体の主翼への固定構造を示す図である。
【図８】第２実施形態における垂直尾翼の先端部分を拡大して示す図である。
【図９】図８の分解斜視図である。
【図１０】図９の部分拡大図である。
【図１１】（ａ）は第２実施形態における固定構造体を単体で示し、（ｂ）は固定構造体が取り付けられた状態を示す。
【図１２】第２実施形態における第１モードを説明する図である。
【図１３】第２実施形態における第２モードを説明する図である。
【図１４】第２実施形態における第３モードを説明する図である。
【図１５】第１実施形態の変形例を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、添付図面を参照しながら、本発明の実施形態について説明する。
本実施形態は、本発明による加振システムを、航空機１の主翼３に適用する形態と、垂直尾翼５に適用する形態の二つの実施形態を含んでいる。以下、主翼３に適用する第１実施形態、垂直尾翼５に適用する第２実施形態の順に説明する。なお、以下で使用する前・後は、航空機１が飛行する向きを基準にして特定され、また、上・下は、航空機１が飛行する姿勢を基準にして特定されるものとする。
〔第１実施形態〕
第１実施形態は、図１に示すように、航空機１の胴体２の幅方向の両側に備える一対の主翼３の各々に、主翼３への着脱が容易で、かつ、振動を効率よく主翼３に伝えることができる加振システム２０を提案する。航空機１は、試験機として用いられる。
主翼３は、内部に前けた１１及び後けた１２（ともに、図７を参照）を備えた箱型構造をなしている。それぞれの主翼３は、先端にウィングレット（winglet）４が取り付けられている。ウィングレット４は、主翼３の翼端渦を減少あるいは発生方向を上方に移動させることで主翼３の空気抵抗を減らし、結果として燃費を向上させる効果があるために、取り付けられる。
【００１６】
主翼３に設けられる第１実施形態の加振システム２０は、試験飛行を行う航空機１の主翼３に強制的に振動を加えて、主翼３の自励振動に対する耐振性を評価するのに用いられる。加振システム２０は、図２に示すように、主翼３の下面であって、ウィングレット４との境界である主翼３の先端の近傍に設けられている。
【００１７】
［加振システム２０］
加振システム２０は、図２及び図３に示すように、加振器３０と、加振器３０を主翼３に取り付ける固定構造体４０と、加振器３０と固定構造体４０の境界部分を覆うフェアリング５０と、を備えている。加振システム２０は、航空機１が自励振動に関する試験を行う場合には、加振器３０、固定構造体４０及びフェアリング５０の全ての要素が取り付けられるが、それ以外の場合、例えば他の試験を行う場合であって、他の試験の結果に影響を与える場合には、加振器３０、フェアリング４５及びフェアリング５０は外される。ただし、この場合にも躯体４１は、取り付けられたままである。つまり、加振器３０はフェアリング４５及びフェアリング５０を伴って主翼３に対して着脱されるが、躯体４１は主翼３に取付けられたままである。
【００１８】
［加振器３０］
加振器３０は、振動を生じさせ、この振動は固定構造体４０を介して主翼３に伝達される。
加振器３０は、図３及び図４に示すように、振動を発生させる振動源３１と、振動源３１よりも前方に配置される翼形状をした気流制御翼３５と、振動源３１と気流制御翼３５が一体的に設けられるフェアリング３６と、を備える。
航空機１の主翼３は、その先端にウィングレット４が取り付けられている。したがって、加振器３０は、ウィングレット４が取り付けられる主翼３の先端よりも胴体２の側に近寄った位置であって、主翼３の下面に設けられている。
【００１９】
［振動源３１］
振動源３１は、フェアリング３６から下方に向けて垂下されており、円筒状のケース３２と、ケース３２の内部に、鉛直方向に沿う回転軸を中心に回転可能に支持される円柱状の気流偏向体（図示を省略）と、を備えている。気流偏向体には、気流制御翼３５を通過した気流が流入しかつ吐出するスリットが径方向に沿って形成されている。そして、気流偏向体の回転角を連軸的に変えて、気流が吐出される向きを連続的に変えることで、振動を発生させる。気流偏向体の回転速度を変更することにより、生じる振動の周波数を調整することができる。
このように本実施形態は、振動源３１として空気通過スロット付き回転シリンダ方式の振動源を用いているが、本発明の加振器はこれに限らず、例えば、慣性加振式、空力加振式などの各種の加振器を用いることができる。なお、慣性加振式は、油圧又は電気モータで駆動するアンバランス質量を用いてそれを回転させる方式、空力加振式は、空力ベーンを回転させる方式である。
【００２０】
［気流制御翼３５］
気流制御翼３５は、振動源３１よりも前方に位置しており、振動源３１が気流を直接受けるのを避けるとともに、航空機１の飛行中に前縁に衝突した気流をその表面に沿った流れに導くことで、通過した気流をケース３２の内部の気流偏向体３３に導きやすくしている。
なお、気流制御翼３５は、振動源３１の高さ方向の全域に亘って上記の作用が得られるように、ケース３２と背丈がほぼ同じに形成されている。
【００２１】
航空機１が飛行している最中に振動源３１を起動させると、この振動は、図３の矢印Ａ１で示すように、振動源３１及び気流制御翼３５がフェアリング３６と連なる根元部分を中心にした揺動運動として現れる。この振動は、フィッティング４５を介して躯体４１に伝わり、躯体４１は図７の矢印Ａ２で示すように振動が生じる。
【００２２】
［固定構造体４０］
次に、固定構造体４０について、図５及び図６を参照して説明する。
固定構造体４０は、加振器３０を主翼３に固定するとともに、加振器３０で生じた振動を主翼３に伝える。
固定構造体４０は、加振器３０の振動を主翼３に伝える躯体４１と、一端が躯体４１に固定され、他端に加振器３０が固定されるフィッティング４５と、を備えている。フィッティング４５は、躯体４１に締結具により固定され、躯体４１に対して着脱が可能とされる。
【００２３】
［躯体４１］
躯体４１は、所定の間隔を隔てて配置される、一対の鉛直壁４２，４２と、一対の水平壁４３，４３と、一対の接合壁４４Ｆ，４４Ｒとを、箱型に組み合わせた構造をなしている。躯体４１は、所定の位置に取付けられると、鉛直壁４２，４２は鉛直方向に沿って配置され、水平壁４３，４３は水平方向に沿って配置される。鉛直壁４２，４２、水平壁４３，４３及び接合壁４４Ｆ，４４Ｒは、アルミニウム合金、ステンレス鋼、構造用鋼などの適宜の金属材料で構成することができ、それぞれの接合は、締結、溶接などの適宜の方法で行うことができる。
鉛直壁４２，４２は、座屈強度の向上又は横荷重の支持のために、インターコスタル（intercostal）として構成されている。鉛直壁４２，４２は、一方端から他方端に向けて幅が狭く形成されている。詳しくは後述するが、躯体４１は、鉛直壁４２，４２の幅の広い側が前に、幅の狭い方が後になるように配置されて、主翼３の内部に取付けられる。
【００２４】
水平壁４３，４３は、鉛直壁４２，４２の幅方向の両端に（図の上下方向の両端）に配置され、鉛直壁４２，４２を幅方向の両側から覆っている。水平壁４３，４３は、幅が一定の矩形に形成されている。
【００２５】
接合壁４４Ｆ，４４Ｒは、躯体４１の長手方向の両端に配置され、鉛直壁４２，４２を長手方向の両側から覆っている。接合壁４４Ｆ，４４Ｒは、躯体４１を主翼３に取付ける際に、取付けの対象となる相手部材（前けた１１，後けた１２）に接合される部位である。接合壁４４Ｆと接合壁４４Ｒは、ともにほぼ正方形の偏平な板材により形成されているが、接合壁４４Ｆの方が接合壁４４Ｒよりも寸法が大きい。これは、各々が接合される前けた１１のウェブ１１Ｗ、後けた１２のウェブ１２Ｗの寸法に対応しているためである。この点について、詳しくは後述する。
躯体４１は、以上のように、６面が板材で構成される箱状の構造をなしているために、高い剛性を確保されており、加振器３０の振動を主翼３に確実に伝える。
【００２６】
［フィッティング４５］
フィッティング４５は、一対の上部フィッティング４７，４７と一対の下部フィッティング４９，４９を備えている。上部フィッティング４７，４７及び下部フィッティング４９，４９は、アルミニウム合金、ステンレス鋼、構造用鋼などの適宜の金属材料で構成することができる。
上部フィッティング４７，４７は、躯体４１の下方に位置する水平壁４３に所定の間隔を空けて固定されている。この固定は、図示を省略するが、ボルトによる締結で行われる。下部フィッティング４９，４９は、それぞれが、上部フィッティング４７，４７の下端に固定される。この固定もボルトによる締結で行われる。
下部フィッティング４９，４９の下端には、図３及び図４に示すように、加振器３０が固定される。この固定もボルトによる締結で行われる。
したがって、上部フィッティング４７，４７は、躯体４１に対して着脱が可能とされ、また、上部フィッティング４７，４７と下部フィッティング４９，４９は、互いに着脱が可能とされ、下部フィッティング４９，４９と加振器３０は、互いに着脱可能とされる。
なお、ここでは上部フィッティング４７と下部フィッティング４９の二つの部材でフィッティング４５を構成しているが、躯体４１に対する加振器３０の向きの関係でフィッティング４５が捻じれた形状をなしており、一体とするよりも二つの部材とする方が、製造が容易なためである。したがって、本実施形態は、一体で作製されるフィッティングを用いることを許容する。
【００２７】
フィッティング４５は、躯体４１が所定の位置に取付けられると、アクセスパネル７に設けられるフィッティング挿通孔８を貫通する。アクセスパネル７は、主翼３の下面を構成するスキンの一部を代替する部材であり、加振器３０を取り付ける際に、スキンに代わって取り付けられる。アクセスパネル７は、スキンが主翼３の内部を隙間なく覆うのに対して、フィッティング４５が貫通するように、フィッティング挿通孔８を形成している。フィッティング挿通孔８を貫通するフィッティング４５は、大部分が主翼３の外（機外）に露出し、フィッティング４５に取付けられる加振器３０もまた機外に露出することになる。
【００２８】
［躯体４１の主翼３に対する取付け］
固定構造体４０は、加振器３０の振動を効率よく主翼３に伝えるために、加振器３０の振動をせん断力として主翼３に伝える構成を採用している。以下、図７を参照して説明する。なお、図７は、主翼３の前けた１１，後けた１２以外の要素及び固定構造体４０の躯体４１以外の要素の記載を省略している。
【００２９】
躯体４１は、主翼３の前けた１１と後けた１２にわたって固定される。
ここで、前けた１１と後けた１２は、所定の間隔を隔てて主翼３の内部に設けられ、それぞれが、主翼３の長手方向に沿って配置される、主翼３に加わる荷重を受けるはり状の主要構造部材である。前けた１１は、ウェブ１１Ｗとフランジ１１Ｆ，１１Ｆを備え、後けた１２はウェブ１２Ｗとフランジ１２Ｆ，１２Ｆを備えるが、前けた１１のウェブ１１Ｗの方が、後けた１２のウェブ１２Ｗよりも幅広（図中、上下方法）に形成されている。
【００３０】
躯体４１は、前けた１１と後けた１２に直交するように配置され、前けた１１と後けた１２の間を繋ぐように固定される。より具体的には、躯体４１の接合壁４４Ｆが前けた１１のウェブ１１Ｗに固定され、躯体４１の接合壁４４Ｒが後けた１２のウェブ１２Ｗに固定される。接合壁４４Ｆは、ウェブ１１Ｗの幅方向（図中の上下方向）のほぼ全域を隙間なく占めており、また、接合壁４４Ｒは、ウェブ１２Ｗの幅方向のほぼ全域を隙間なく占めている。
この固定は、躯体４１と前けた１１，後けた１２との間で力の伝達が行われるいわゆる剛結合であればその手段を問わないが、例えば、接合壁４４Ｆ，４４Ｒのそれぞれの周縁をウェブ１１Ｗ，１２Ｗに複数のファスナーにより締結する、接合壁４４Ｆ，４４Ｒのそれぞれの周縁をウェブ１１Ｗ，１２Ｗに溶接により接合する、あるいは、接合壁４４Ｆ，４４Ｒのそれぞれとウェブ１１Ｗ，１２Ｗとの対向面を接着剤で接合する、といった手段を採ることができる。
【００３１】
［主翼３の振動］
さて、躯体４１を介して主翼３へ伝わる力について図７を参照して説明する。ここで、躯体４１には、矢印Ａ２で示すように、振動が生じることは前述のとおりである。この振動は、接合壁４４Ｆからウェブ１１Ｗに、また、接合壁４４Ｒからウェブ１２Ｗに、せん断力τとなって伝わるので、前けた１１と後けた１２には矢印Ａ３で示す向きに揺動する振動が生じる。この矢印Ａ３で示される方向は、主翼３の自励振動に対する耐振性の評価のために必要とされる振動の方向に倣っている。
加振システム２０は、この矢印Ａ３で示す振動を生じさせることにより、主翼３の自励振動に対する耐振性の評価をすることができる。
【００３２】
［加振システム２０の撤去］
以上は、自励振動の評価を行うために、加振システム２０を取り付けた状態を説明したが、加振システム２０を撤去することができる。撤去は、躯体４１を前けた１１及び後けた１２に固定したままで、フィッティング４５、フェアリング５０及び加振器３０を取り外す。このとき、アクセスパネル７も一緒に取り外すが、アクセスパネル７が装着されていた箇所には、外形がアクセスパネル７と同じスキンを装着する。その後に、自励振動に関する試験を再度行う場合には、当該スキンを取り外し、アクセスパネル７とともに、フィッティング４５、フェアリング５０及び加振器３０を所定の位置に取付ける。
加振システム２０は、機体をもとの状態に復元する場合には、躯体４１を前けた１１及び後けた１２から取り外してからアクセスパネル７が装着されていた箇所に、当該スキンを装着する。
【００３３】
［第１実施形態の効果］
以下、第１実施形態により得られる主要な効果を説明する。
はじめに、加振システム２０は、躯体４１は前けた１１と後けた１２に固定したままで、加振器３０を含めてフィッティング４５から先を取り外すことができる。加振システム２０を使用しないとき、加振システム２０の中で前けた１１と後けた１２から取り外すのが容易でない躯体４１はそのままにしておき、主翼３の外部に露出する部分を取り外すので、取り外しの負担が少なくてすむ。
【００３４】
次に、加振システム２０は、加振器３０の振動を箱型構造の躯体４１を介してせん断力として主翼３の前けた１１と後けた１２に伝える。前けた１１及び後けた１２は、主翼３に加わる荷重を受け持つ構造部材であるから、前けた１１及び後けた１２に振動を伝えることにより、加振器３０で生じた振動を主翼３に効率よく伝えることができる。しかも、前後方向に間隔を空けて設けられる前けた１１と後けた１２に、振動をせん断力として伝えので、より効率よく振動を主翼３に伝えることができる。
【００３５】
本実施形態による躯体４１は、直方体の箱型であるが、本発明はこれに限定されず、他の形、例えば円筒形の躯体を用いることもできる。
また、気流制御翼３５は、ウイングリファレンスプレーン（翼基準面）に対して角度０度で取り付けるのが荷重伝達として最も良いが、ウィングレット４と加振器３０の空力干渉を考慮してウイングリファレンスプレーンに角度をもって取り付けることもできる。
また、本実施形態は一対のフィッティング４５を設けているが、これは本発明にとって必須事項ではなく、加振器３０に生じた振動が躯体４１に確実に伝わることができるのであれば、単一のフィッティングを用いることができる。
また、本実施形態は、二股のウィングレット４に加振器３０を取り付ける場合にも適用することができ、この場合には、図１５に示すように、二股のウィングレット４，４の間に、加振器３０を主翼３の先端からその延長方向に沿って設けることができる。
【００３６】
［第２実施形態］
次に、第２実施形態に係る加振システム６０を説明する。
加振システム６０は、図８に示すように、垂直尾翼５の自励振動を評価するためのものであるが、垂直尾翼５には他の試験・評価用の機器として、垂直尾翼５から航空機１を撮影する機外カメラ１５及びトレーリング・コーン（trailing corn，特許文献２）と接続される曳航索を引き出すガイドパイプ１６が近接して設けられ。第２実施形態は、加振システム６０の加振器３０が機外カメラ１５及びガイドパイプ１６とともに垂直尾翼５に取り付けられて使用される場合（第１モード）と、加振器３０は取り付けられることなく機外カメラ１５及びガイドパイプ１６だけが垂直尾翼５に取り付けられて使用される場合（第２モード）と、加振器３０、機外カメラ１５及びガイドパイプ１６の全てが取り外される場合（第３モード）の３つの形態を必要に応じて選択できる。なお、加振システム６０を構成する加振器３０は、サイズを除くと第１実施形態と同じものが用いられるので、その具体的な説明は省略する。
【００３７】
以下、加振システム６０を含む垂直尾翼５の構成について説明する。
加振システム６０は、図８及び図９に示すように、加振器３０と、加振器３０を垂直尾翼５に取付ける固定構造体７０と、固定構造体７０を前方及び上方から覆うフェアリング８０と、を備えている。図８は、加振システム６０とともに機外カメラ１５及びガイドパイプ１６が取り付けられる第１モードを示している。つまり、第１モードにおいて、機外カメラ１５はフェアリング８０の傾斜壁８２に取り付けられ、加振器３０はフェアリング８０の頂壁８３から大部分が外部に露出するように取り付けられ、ガイドパイプ１６は加振器３０より後方に取り付けられる。
加振システム６０等の計装装置は、垂直尾翼５の先端に設けられるチップフェアリングが占める狭隘な空間に取付けられる。
【００３８】
［固定構造体７０］
次に、固定構造体７０について、図９〜図１１を参照して説明する。
固定構造体７０は、加振器３０及びガイドパイプ１６を垂直尾翼５に固定する。
固定構造体７０は、概ね箱型構造をなしており、前後方向に間隔を空けて設けられる前柱脚７１，後柱脚７２と、前柱脚７１，後柱脚７２の上端を繋ぐ梁７３と、側面を覆う鉛直壁７６，７６とから構成される。前柱脚７１，後柱脚７２は、アルミニウム合金部材を削りだした機械加工部品から構成され、梁７３は、アルミニウム合金部材を削りだした機械加工部品を組み合せた箱型構造から構成され、前柱脚７１，後柱脚７２と梁７３は剛結合される。加振器３０は、図９及び図１０に示すように、梁７３に固定される。前柱脚７１は梁７３に直交するが、後柱脚７２は梁７３に傾いているが、この傾きは、垂直尾翼５の後けた１４の傾きに倣っている。固定構造体７０は、前柱脚７１と後柱脚７２の先端（梁７３と結合される側とは反対側）の前後方向の間隔が、垂直尾翼５の前けた１３と後けた１４の前後方法の間隔と一致するように構成されている。なお、必要な強度・剛性を備える限り、前柱脚７１，後柱脚７２及び梁７３の具体的な構成は問われない。
鉛直壁７６，７６は、前柱脚７１、後柱脚７２及び梁７３で取り囲まれる領域と近似する平面形状を有し、一対の鉛直壁７６，７６は、当該領域を覆うように、固定構造体７０の幅方向の両側に固定される。これにより、固定構造体７０は、梁１７を含む箱型構造をなすことにより、強度及び剛性が向上される。鉛直壁７６，７６は、さらなる剛性の向上を目的として、互いに対向する面にスティフナ７７，７７が取り付けられている。
固定構造体７０は、以上の箱型の基本構成に加えて、ガイドパイプ１６を固定するための台座７５を備えている。台座７５は、梁７３の後端部に固定される箱型の構造体である。台座７５は、頂面７５Ａ及び前方壁７５Ｂの各々に、トレーリング・コーンの曳航索が通る挿通孔７５Ｃ，７５Ｄが設けられている。なお、梁７１には、内部ガイド１６Ａが通る挿通孔７１Ａが設けられ、梁７３には、挿通孔７５Ｃ，７５Ｄを通る曳航索が通る挿通孔７３Ａが設けられている。
【００３９】
固定構造体７０が固定される垂直尾翼５は、図１１（ｂ）に示すように、前けた１３と後けた１４を備えるとともに、前けた１３と後けた１４の上端を繋ぐ梁１７を備える。この梁１７は、固定構造体７０の一部を担っている。
固定構造体７０は、前柱脚７１が前けた１３と前後方向の位置が一致し、また、後柱脚７２が後けた１４と前後方向の位置が一致するように配置され、前柱脚７１は前けた１３と剛結合され、後柱脚７２は後けた１４と剛結合される。このようにして固定構造体７０は垂直尾翼５に固定されるので、前柱脚７１に生じた振動は前けた１３に直接的に伝えられ、後柱脚７２に生じた振動は後けた１４に直接的に伝えられる。
【００４０】
［フェアリング８０］
フェアリング８０は、図８及び図９に示すように、固定構造体７０と、固定構造体７０に取付けられる加振器３０及びガイドパイプ１６の一部を覆う。
フェアリング８０は、前方フェアリング８１と後方フェアリング８５の二つの要素を備えており、各々が独立して垂直尾翼５に着脱可能に取り付けられる。
【００４１】
前方フェアリング８１は、傾斜壁８２と、傾斜壁８２と連なる頂壁８３と、傾斜壁８２及び頂壁８３に連なる一対の側壁８４，８４と、を備えている。前方フェアリング８１が垂直尾翼５の所定位置に取付けられると、傾斜壁８２が前方を向いて配置される。前方フェアリング８１は、傾斜壁８２に機外カメラ１５が取り付けられるが、機外カメラ１５に連なる配線類が貫通する挿通孔８２Ａ（図８９参照）が表裏を貫通して形成されている。また、前方フェアリング８１は、頂壁８３に、加振器３０が貫通する挿通孔８３Ａが表裏を貫通して形成されている。
【００４２】
後方フェアリング８５は、頂壁８６と、頂壁８６に連なる一対の側壁８７，８７と、を備えている。後方フェアリング８５が垂直尾翼５の所定位置に取付けられると、内部に台座７５が収容される。台座７５には、頂壁８６を介して、ガイドパイプ１６が固定されるが、固定部分よりも内側にはガイドパイプ１６が貫通する挿通孔８６Ａが表裏を貫通して形成されている。
【００４３】
ガイドパイプ１６は、図９に示すように、内部ガイド１６Ａと、外部ガイド１６Ｂと、内部ガイド１６Ａと外部ガイド１６Ｂの境界に設けられる固定フランジ１６Ｃと、を備えている。ガイドパイプ１６は、内部ガイド１６Ａと外部ガイド１６Ｂが、固定フランジ１６Ｃの部分も含めて中空構造を有しており、内部をトレーリング・コーンに接続される曳航索が挿通される。
ガイドパイプ１６は、固定フランジ１６Ｃが、後方フェアリング８５の頂壁８６を貫通して台座７５に達するボルトにより、台座７５に固定される。そうすると、内部ガイド１６Ａは、フェアリング８０の内部に配置されるとともに、台座７５の挿通孔７５Ｃ，７５Ｄを貫通し、梁７３の挿通孔７３Ａ、前柱脚７１の挿通孔７１Ａ、さらには垂直尾翼５の梁１７の挿通孔１７Ａを貫通する。一方、外部ガイド１６Ｂは、後方フェアリング８５の外部に露出して設けられる。
【００４４】
［第１モード］
第１モードにおいては、図１２（ａ）に示すように、以上説明した加振器３０、機外カメラ１５及びガイドパイプ１６が垂直尾翼５の所定位置に取付けられる。
機外カメラ１５は、それよりも前方の航空機１の全体を撮影し、胴体２、主翼３への性能、特性及び着氷状態をモニタリングする。ガイドパイプ１６からは、図示を省略するトレーリング・コーンに接続される曳航索が引出される。
第１モードにおいて、加振器３０が振動すると、加振器３０は図１１（ｂ）の矢印Ａ４に示すように固定構造体７０の梁７３の側を中心にした揺動運動として振動が現れ、この揺動運動は前けた１３及び後けた１４にせん断力として伝わるので、図１２（ａ）に示すように、垂直尾翼５には矢印Ａ５で示される振動が生じ、自励振動に対する耐振性の評価が行われる。
第１モードにおけるフェアリング８０は、図１２（ｂ）に示すように、前述した前方フェアリング８１と後方フェアリング８５の組合せからなる。
【００４５】
［第２モード］
第２モードにおいては、図１３（ａ），（ｂ）に示すように、加振器３０が取り外され、加振器３０が外部に露出するための挿通孔８３Ａは、カバー８６Ｂで塞がれる。
第２モードを構築する際に加振器３０は取り外されるが、この取り外しの作業のときに、前方フェアリング８１を取り外すが、前方フェアリング８１は後方フェアリング８５と独立して着脱できるので、後方フェアリング８５は垂直尾翼５に取り付けられたままでよい。
【００４６】
［第３モード］
加振器３０、機外カメラ１５及びガイドパイプ１６を用いないで、他の試験、例えば飛行性能の試験を行う場合には、これら機器を取り外し、図１４に示すように、施行性能試験用のフェアリング１００を垂直尾翼５に取付ける。このフェアリング１００は、本来の垂直尾翼５に設けられるフェアリングと同じ外観とし、固定構造体７０を利用して取り付けることができる。
【００４７】
［第２実施形態の効果］
以下、第２実施形態により得られる主要な効果を説明する。
はじめに、第２実施形態は、加振器３０が、固定構造体７０を介して垂直尾翼５に取り付けられる。したがって、固定構造体７０を垂直尾翼５に取り付けたままで、加振器３０だけを取り外すことができるので、固定構造体７０にガイドパイプ１６が取り付けられていることを考慮することなく、加振器３０を容易に着脱できる。
【００４８】
次に、第２実施形態は、加振システム６０が、加振器３０の振動を箱型構造の固定構造体７０を介してせん断力として垂直尾翼５の前けた１３と後けた１４に伝えることができるので、加振器３０で生じた振動を効率よく垂直尾翼５に伝えることができる。
【００４９】
次に、第２実施形態は、フェアリング８０を加振器３０と機外カメラ１５に対応する前方フェアリング８１と、ガイドパイプ１６に対応する後方フェアリング８５と、の二つの部材からなる構造にした。したがって、第１モードから加振器３０を取り外して第２モードに移行する際に、後方フェアリング８５はそのままとし、前方フェアリング８１だけを取り外せばよいので、取り外し作業の負担を軽減できる。
【００５０】
上記以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更したりすることが可能である。
例えば、以上では主翼及び垂直尾翼について説明したが、水平尾翼について本発明を適用することができる。
また、主翼３に対する加振器３０の傾きは、加振器３０から主翼３への荷重伝達率及びウィングレット４による空力干渉を考慮して、設定することができる。
【符号の説明】
【００５１】
１      航空機
２      胴体
３      主翼
４      ウィングレット
５      垂直尾翼
７      アクセスパネル
８      フィッティング挿通孔
１１    前けた
１２    後けた
１１Ｆ  フランジ
１１Ｗ  ウェブ
１２Ｆ  フランジ
１２Ｗ  ウェブ
１５    機外カメラ
１６    ガイドパイプ
１６Ａ  内部ガイド
１６Ｂ  外部ガイド
１６Ｃ  固定フランジ
１７    梁
１７Ａ  挿通孔
２０    加振システム
３０    加振器
３１    振動源
３２    ケース
３５    気流制御翼
３６    フェアリング
４０    固定構造体
４１    躯体
４２    鉛直壁
４３    水平壁
４４Ｆ，４４Ｒ  接合壁
４５    フィッティング
４７    上部フィッティング
４９    下部フィッティング
５０    フェアリング
６０    加振システム
７０    固定構造体
７１    前柱脚
７１Ａ  挿通孔
７２    後柱脚
７３    梁
７３Ａ  挿通孔
７５    台座
７５Ａ  頂面
７５Ｂ  前方壁
７５Ｃ，７５Ｄ  挿通孔
７６    鉛直壁
７７    スティフナ
８０    フェアリング
８１    前方フェアリング
８２    傾斜壁
８２Ａ  挿通孔
８３    頂壁
８３Ａ  挿通孔
８４    側壁
８５    後方フェアリング
８６    頂壁
８６Ａ  挿通孔
８６Ｂ  カバー
８７    側壁
１００  フェアリング
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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