(57)【要約】【課題】  シート状の圧力検出部材と主翼の表面との間に発生する段差が圧力分布の測定精度に及ぼす影響を最小限に抑える。【解決手段】  飛行機の主翼Ｗの外板１６の表面の圧力分布を測定すべく、平行に延びる複数の圧力検出通路１１ａの各々に圧力検出孔１１ｂを開設した柔軟なシート状の圧力検出部材１１を前記外板１６の表面に貼り付けて固定し、各々の圧力検出通路１１ａを主翼Ｗ内に配置した圧力配管１７を介して圧力測定装置２０に接続する。主翼Ｗのコード方向に延びる圧力検出部材１１の左右の端縁１１ｃはテーパー状に厚さが漸減しており、空気の流れに主翼Ｗのスパン方向の成分（矢印ａ参照）が存在しても、圧力検出部材１１の端縁１１ｃに気流の乱れが発生するのを防止して圧力測定精度を高めることができる。【選択図】        図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
流体に対して相対移動する被測定体（Ｗ）の表面の圧力分布を測定すべく、平行に延びる複数の圧力検出通路（１１ａ）の各々に圧力検出孔（１１ｂ）を開設した柔軟なシート状の圧力検出部材（１１）を前記被測定体（Ｗ）の表面に固定し、各々の圧力検出通路（１１ａ）を圧力配管（１７）を介して圧力測定装置（２０）に接続した圧力分布測定装置において、
前記圧力検出部材（１１）の端縁（１１ｃ）の厚さを漸減させたことを特徴とする圧力分布測定装置。
【請求項２】
前記圧力検出部材（１１）を合成樹脂で押し出し成形したことを特徴とする、請求項１に記載の圧力分布測定装置。
【請求項３】
前記圧力検出部材（１１）の圧力検出通路（１１ａ）と同数の圧力伝達通路（３１ａ）を有する柔軟なシート状の圧力伝達部材（３１）を前記圧力検出部材（１１）に対して傾斜する方向に前記被測定体（Ｗ）の表面に固定し、各々の圧力検出通路（１１ａ）の一端とそれに対応する各々の圧力伝達通路（３１ａ）の一端とを屈曲する連結パイプ（３２）の両端にそれぞれ接続し、各々の圧力伝達通路（３１ａ）の他端を圧力配管（１７）を介して圧力測定装置（２０）に接続したことを特徴とする、請求項１または請求項２に記載の圧力分布測定装置。
【請求項４】
前記圧力伝達部材（３１）を合成樹脂で押し出し成形したことを特徴とする、請求項３に記載の圧力分布測定装置。
【請求項５】
前記連結パイプ（３２）と、該連結パイプ（３２）の前記圧力検出部材（１１）および前記圧力伝達部材（３１）への接続部とを接着剤（３３）で覆ったことを特徴とする、請求項３または請求項４に記載の圧力分布測定装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、流体に対して相対移動する被測定体の表面の圧力分布を測定するための圧力分布測定装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
平行に延びる複数の圧力検出通路を形成した柔軟なシート状の圧力検出部材を飛行機の主翼の表面のコードラインに沿って貼り付け、各圧力検出通路に形成した圧力検出孔を圧力配管を介して圧力測定装置に接続し、各圧力検出孔における静圧を圧力測定装置で測定することで主翼の表面の圧力分布を測定するものが、本出願人の出願に係る下記特許文献１により公知である。
【特許文献１】特開２００６−１８４２１５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
ところで飛行機の主翼の表面における空気の流れは概ねコード方向に沿っているが、スパン方向に沿う流れ成分も存在する。例えば、後退翼では翼根方向から翼端方向に向かう空気の流れが存在し、またエンジンを主翼に支持するパイロンの近傍ではその表面に沿うスパン方向の空気の流れが存在する。
【０００４】
上記従来のものは、シート状の圧力検出部材が所定の厚さを有しているために、圧力検出部材の表面と主翼の表面との間に段差が発生する。従って、その圧力検出部材を主翼のコード方向に沿って貼り付けても、スパン方向に流れる空気が圧力検出部材の端縁の段差に衝突して流れに乱れが発生するため、圧力検出孔における静圧が変化して圧力分布の測定精度に悪影響を与える可能性があった。
【０００５】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、シート状の圧力検出部材と主翼の表面との間に発生する段差が圧力分布の測定精度に及ぼす影響を最小限に抑えることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成するために、請求項１に記載された発明によれば、流体に対して相対移動する被測定体の表面の圧力分布を測定すべく、平行に延びる複数の圧力検出通路の各々に圧力検出孔を開設した柔軟なシート状の圧力検出部材を前記被測定体の表面に固定し、各々の圧力検出通路を圧力配管を介して圧力測定装置に接続した圧力分布測定装置において、前記圧力検出部材の端縁の厚さを漸減させたことを特徴とする圧力分布測定装置が提案される。
【０００７】
また請求項２に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記圧力検出部材を合成樹脂で押し出し成形したことを特徴とする圧力分布測定装置が提案される。
【０００８】
また請求項３に記載された発明によれば、請求項１または請求項２の構成に加えて、前記圧力検出部材の圧力検出通路と同数の圧力伝達通路を有する柔軟なシート状の圧力伝達部材を前記圧力検出部材に対して傾斜する方向に前記被測定体の表面に固定し、各々の圧力検出通路の一端とそれに対応する各々の圧力伝達通路の一端とを屈曲する連結パイプの両端にそれぞれ接続し、各々の圧力伝達通路の他端を圧力配管を介して圧力測定装置に接続したことを特徴とする圧力分布測定装置が提案される。
【０００９】
また請求項４に記載された発明によれば、請求項３の構成に加えて、前記圧力伝達部材を合成樹脂で押し出し成形したことを特徴とする圧力分布測定装置が提案される。
【００１０】
また請求項５に記載された発明によれば、請求項３または請求項４の構成に加えて、前記連結パイプと、該連結パイプの前記圧力検出部材および前記圧力伝達部材への接続部とを接着剤で覆ったことを特徴とする圧力分布測定装置が提案される。
【００１１】
尚、実施の形態の主翼Ｗは本発明の被測定体に対応する。
【発明の効果】
【００１２】
請求項１の構成によれば、被測定体の表面に固定されるシート状の圧力検出部材の端縁の厚さを漸減させたので、流体の流れが圧力検出部材の端縁に対して交差する方向の成分を有していても、その端縁における流体の流れに乱れが発生するのを防止して圧力測定精度を高めることができる。
【００１３】
また請求項２に記載された発明によれば、圧力検出部材を合成樹脂で押し出し成形したので、その製造コストを極めて低く抑えることができる。
【００１４】
また請求項３に記載された発明によれば、圧力伝達部材を圧力検出部材に対して傾斜するように被測定体の表面に固定し、圧力検出部材の各圧力検出通路とそれに対応する圧力伝達部材の各圧力伝達通路とを屈曲する連結パイプの両端にそれぞれ接続したので、圧力伝達部材に直接圧力配管を接続できない場合でも、各圧力検出通路の圧力を圧力測定装置に支障なく伝達することができる。
【００１５】
また請求項４に記載された発明によれば、圧力伝達部材を合成樹脂で押し出し成形したので、その製造コストを極めて低く抑えることができる。
【００１６】
また請求項５に記載された発明によれば、圧力検出部材および圧力伝達部材を連結パイプで接続する部分を接着剤で覆ったので、接続部の破損や接続部からの圧力漏れを確実に阻止して圧力測定精度を高めることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
以下、本発明の実施の形態を添付の図面に基づいて説明する。
【００１８】
図１〜図５は本発明の第１の実施の形態を示すもので、図１は圧力検出部材を主翼の表面に装着した飛行機の斜視図、図２は図１の２方向拡大矢視図、図３は図２の３−３線拡大断面図、図４は圧力検出部材の押し出し成形機の断面図、図５は圧力検出部材の斜視図である。
【００１９】
図１および図２に示すように、飛行機の主翼Ｗの上面のコード方向の圧力分布を測定すべく、細長い帯状シートよりなる圧力検出部材１１が例えば接着剤により着脱自在に取り付けられる。圧力検出部材１１は主翼Ｗのコードラインに沿って、エルロン１２およびフラップ１３を避ける位置を前縁１４から後縁１５まで延びている。
【００２０】
図５から明らかなように、圧力検出部材１１は合成樹脂で押し出し成形された厚さが１ｍｍ程度の薄いシート状の部材であって、その内部に平行に延びる複数本の圧力検出通路１１ａ…が長手方向に貫通する。使用時に圧力検出通路１１ａ…の両端開口部は熱溶着等によって気密に閉塞されるもので、その際に圧力検出部材１１の前後両端縁が薄くなるように押し潰されることで、空気の流れに対する影響が最小限に抑えられる。
【００２１】
図４に示すように、押し出し成形機２１は、中空の樹脂通路２２の内部に図示せぬ駆動源で回転するスクリュー２３を備えており、スクリュー２３の前方に位置する樹脂通路２２の出口開口に、押し出し通路２４および中子２５…を有するダイ２６が装着される。樹脂通路２２内の溶融樹脂２７はスクリュー２３によってダイ２６に供給され、その押し出し通路２４および中子２５…に囲まれた空間を通過する際に、図５に示す圧力検出部材１１の形状に成形される。このように、押し出し成形を採用することで、複数の圧力検出通路１１ａ…を一体に備えた圧力検出部材１１を安価に製造することができる。
【００２２】
図２および図５に示すように、圧力検出部材１１の各々の圧力検出通路１１ａ…には、前後方向に所定間隔で離間した圧力検出孔１１ｂ…が開設される。圧力検出孔１１ｂ…の間隔は任意であるが、主翼Ｗのコード方向の圧力分布の変化率が大きい前縁１４寄りの部分では間隔を小さく設定し、圧力分布の変化率が小さい後縁１５寄りの部分では間隔を大きく設定することが望ましい。圧力検出孔１１ｂ…は１個の圧力検出通路１１ａ…に１個だけ設けられるため、隣接する圧力検出孔１１ｂ…を結ぶラインは主翼Ｗのコード方向に対して若干傾斜するが、圧力検出部材１１の全幅は主翼Ｗのコード長に比べて遥かに小さいため、前記傾斜の影響は無視することができる。もし圧力検出孔１１ｂ…を結ぶラインを主翼Ｗのコード方向に正確に一致させる必要がある場合には、圧力検出部材１１の長手方向が主翼Ｗのコード方向に対して傾斜するように取り付ければ良い。
【００２３】
また圧力検出部材１１の左右の端縁１１ｃ，１１ｃは厚さがテーパー状に漸減しており、主翼Ｗの表面との境界部分で厚さが殆どゼロになっている。
【００２４】
図２および図３に示すように、圧力検出部材１１は主翼Ｗの外板１６に形成された開口１６ａを覆うように貼り付けられており、この開口１６ａに臨む位置において圧力検出部材１１の各々の圧力検出通路１１ａ…に、可撓性を有する合成樹脂パイプよりなる圧力配管１７…が接続される。これらの圧力配管１７…は束ねられて主翼Ｗの内部を胴体内に延び、そこで圧力変換器１８および圧力分布モニター１９よりなる圧力測定装置２０に接続される。圧力配管１７…を通過させる外板１６の開口１６ａとして、外板１６に予め設けられたメンテナンス用の開口等を利用すれば、圧力分布の測定のために特別の開口を外板１６に形成する必要がなくなり、主翼Ｗを傷つけることがない。
【００２５】
尚、主翼Ｗの外板１６に適切な開口１６ａが存在しない場合には、主翼Ｗの後縁１５において圧力検出部材１１の圧力検出通路１１ａ…から圧力配管１７…を引き出せば、圧力配管１７…が主翼Ｗの表面の空気の流れに与える影響を最小限に抑えることができる。
【００２６】
しかして、飛行中の飛行機の主翼Ｗの表面に沿って空気が流れると、そのコードラインに沿って所定の圧力分布が形成される。空気の一部は主翼Ｗの外板１６に貼り付けた圧力検出部材１１の表面に沿って流れ、各々の圧力検出通路１１ａ…に開設した圧力検出孔１１ｂ…の圧力が、そこを流れる空気の流速に応じて変化する。圧力検出孔１１ｂ…の圧力は対応する圧力検出通路１１ａ…および主翼Ｗの内部の圧力配管１７…を介して圧力測定装置２０に伝達され、圧力変換器１８において数値に変換されて圧力分布モニター１９に表示される。
【００２７】
以上のように、所定の位置に圧力検出孔１１ｂ…を開設した複数の圧力検出通路１１ａ…を平行に配置した薄いシート状の圧力検出部材１１を、主翼Ｗの外板１６の表面に接着剤等で貼り付けるので、主翼Ｗの外板１６に直接圧力検出孔１１ｂ…を形成する必要がなくなり、外板１６を傷つけることなく、また外板１６に多数の圧力検出孔１１ｂ…を形成する面倒な作業を行うことなく、圧力分布の測定を行うことができる。しかも圧力分布の測定部位を変えるには、不要になった圧力検出部材１１を剥がして新たな圧力検出部材１１を貼り付ければ良いため、その作業が極めて容易になる。
【００２８】
また圧力検出部材１１は柔軟な合成樹脂製であるために三次元曲面に追従するように伸縮して皺が発生し難く、空気の流れに及ぼす影響を更に低減して測定精度を高めることができる。更に、圧力検出部材１１の各々の圧力検出通路１１ａ…は長手方向の任意の位置に圧力配管１７…を接続できるので、複数の圧力検出通路１１ａ…の相互に近接した位置に複数の圧力配管１７…を接続して一纏めにすることで、それらの圧力配管１７…が主翼Ｗの外板１６を貫通する開口１６ａの数を最小限に抑えることができるだけでなく、それらの圧力配管１７…を主翼Ｗの内部にレイアウトするスペースを容易に確保することができる。
【００２９】
また空気の流れが主翼Ｗのコード方向に完全に沿っておらず、スパン方向の流れの成分（図３の矢印ａ参照）が存在する場合でも、圧力検出部材１１の左右の端縁１１ｃ，１１ｃは厚さがテーパー状に漸減しているため、その端縁１１ｃ，１１ｃにおける空気の流れが乱れるのを防止することができる。これにより、圧力検出部材１１の表面の空気の流れを滑らかにして圧力測定精度を高めることができる。
【００３０】
図６〜図８は本発明の第２の実施の形態を示すもので、図６は前記図２に対応する図、図７は図６の７部拡大図、図８は図７の８−８線断面図である。
【００３１】
第１の実施の形態では、圧力検出部材１１の後部がエルロン１２およびフラップ１３の間を通って後縁１５まで延びているが、エルロン１２あるいはフラップ１３が存在する位置に圧力検出部材１１を配置する場合には、圧力検出部材１１の後端をエルロン１２あるいはフラップ１３の手前で終わらせる必要がある。この場合、主翼Ｗの後縁１５から圧力配管１７…を引き出すことができないため、主翼Ｗの外板１６の開口１６ａから圧力配管１７…を引き出さなくてはならない。しかしながら、主翼Ｗの外板１６に適切な開口１６ａが存在しない場合があり、この場合に第２の実施の形態が好適に適用される。
【００３２】
第２の実施の形態では、エルロン１２の手前で終わっている圧力検出部材１１の後端部と圧力測定装置２０とが、主翼Ｗの外板１６の表面に貼り付けられた圧力伝達部材３１により接続される。圧力伝達部材３１は圧力検出部材１１と実質的に同じ構造および同じ製法であるが、圧力検出部材１１が備える圧力検出孔１１ｂ…を備えていない。
【００３３】
コード方向に延びる圧力検出部材１１の端部とスパン方向に延びる圧力伝達部材３１の端部とは相互に直交しており、両端部間で圧力検出部材１１の圧力検出通路１１ａ…および圧力伝達部材３１の圧力伝達通路３１ａ…がＬ字状に折り曲げた金属製の細い連結パイプ３２…によって接続される。即ち、それぞれの連結パイプ３２の一端を圧力検出部材１１の圧力検出通路１１ａに圧入し、他端を圧力伝達部材３１の圧力伝達通路３１ａに圧入することで、対応する圧力検出通路１１ａ…および圧力伝達通路３１ａ…どうしが独立して接続される。
【００３４】
連結パイプ３２…と、それらに連なる圧力検出部材１１および圧力伝達部材３１の端部とは、薄く塗布された接着剤３３により主翼Ｗの外板１６に固定される。この接着剤３３により、連結パイプ３２…の損傷や、連結パイプ３２…が圧力検出部材１１および圧力伝達部材３１に接続される部分からの圧力漏れを確実に防止することができる。
【００３５】
尚、圧力伝達部材３１の端縁３１ｂ，３１ｂも、圧力検出部材１１の端縁１１ｃ，１１ｃと同様に厚さがテーパー状に漸減しており、空気の流れに与える影響を最小限に抑えるように考慮されている。
【００３６】
以上、本発明の実施の形態を説明したが、本発明はその要旨を逸脱しない範囲で種々の設計変更を行うことが可能である。
【００３７】
例えば、本発明の被測定体は飛行機の主翼に限定されず、飛行機、ヘリコプター、ミサイル等の任意の航空機の任意の部分、自動車や鉄道車両の任意の部分、建築物の任意の部分、船舶の水中部分を含む任意の部分に適用することができる。
【００３８】
また本発明は、風洞用模型に対しても適用することができる。
【００３９】
また実施の形態では圧力検出部材１１の端縁１１ｃ，１１ｃの厚さがテーパー状に漸減しているが、必ずしもテーパー状である必要はなく、段差が生じないように厚さが滑らかに減少していれば良い。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】第１の実施の形態に係る圧力検出部材を主翼の表面に装着した飛行機の斜視図
【図２】図１の２方向拡大矢視図
【図３】図２の３−３線拡大断面図
【図４】圧力検出部材の押し出し成形機の断面図
【図５】圧力検出部材の斜視図
【図６】第２の実施の形態に係る、前記図２に対応する図
【図７】図６の７部拡大図
【図８】図７の８−８線断面図
【符号の説明】
【００４１】
Ｗ          主翼（被測定体）
１１        圧力検出部材
１１ａ      圧力検出通路
１１ｂ      圧力検出孔
１１ｃ      端縁
１７        圧力配管
２０        圧力測定装置
３１        圧力伝達部材
３１ａ      圧力伝達通路
３２        連結パイプ
３３        接着剤
【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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