(57)【要約】【課題】風洞試験の測定精度を向上することができる風洞模型支持装置およびそれを用いた風洞試験装置を提供する。【解決手段】第１〜第３モータ３５〜３７が各駆動体４０，４１，３３，３４に内蔵されている。これによって各モータ３５，３６，３７が各駆動体の表面から突出することがなく、各駆動体と各モータ３５，３６，３７を含む構成体の外形を、気流の流れ方向に沿って先鋭形状に形成することができる。したがって風洞模型支持装置２２を流線形形状に近づけることができ、各モータ３５，３６，３７に起因する気流の乱れをなくすことができる。また姿勢調整機構を回転関節以外の関節を含むことなく構成することができ、各駆動体を構成するために必要な部品を共通化することができる。また他の関節に比べて、小型化および軽量化することができる。【選択図】      図１
2004354290.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
予め定める流れ方向に気流が形成される風洞内で、姿勢を変更可能に試験模型を支持する風洞模型支持装置であって、
試験模型に対して流れ方向下流側で試験模型を支持し、予め定める第１軸線Ｌ１を有する第１駆動体と、
第１駆動体に対して流れ方向下流側で、第１駆動体を第１軸線Ｌ１まわりに回動可能に支持する第２駆動体と、
第２駆動体に対して流れ方向下流側で、第２駆動体を第１軸線Ｌ１に対して傾斜する第２軸線Ｌ２まわりに回動可能に支持するとともに、第２軸線Ｌ２に対して傾斜する第３軸線Ｌ３を有する第３駆動体と、
第３駆動体に対して流れ方向下流側で、第３駆動体を第３軸線Ｌ３まわりに回動可能に支持する第４駆動体と、
各駆動体のいずれかに内蔵され、第２駆動体に対して第１駆動体を、第１軸線Ｌ１まわりに回動駆動する第１駆動手段と
各駆動体のいずれかに内蔵され、第３駆動体に対して第２駆動体を、第２軸線Ｌ２まわりに回動駆動する第２駆動手段と、
各駆動体のいずれかに内蔵され、第４駆動体に対して第３駆動体を、第３軸線Ｌ３まわりに回動駆動する第３駆動手段とを含むことを特徴とする風洞模型支持装置。
【請求項２】
第４駆動体に対して流れ方向下流側で、第４駆動体を支持する支持体と、
支持体を予め定められる基準位置に対して互いに直交する３つの方向に相対変位駆動する相対変位駆動手段とをさらに含むことを特徴とする請求項１記載の風洞模型支持装置。
【請求項３】
前記駆動体には、前記駆動手段および試験体の少なくとも一方に接続される配線が挿通する配線空間が内部に形成されることを特徴とする請求項１または２記載の風洞模型支持装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、風洞模型支持装置およびそれを用いた風洞試験装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図６は、従来技術の風洞試験装置１を簡略化して示す断面図である。また図７は、図６のＳ２−Ｓ２切断面線から見た風洞試験装置２の断面図である。従来技術の風洞模型支持装置６は、第１駆動体１１と、支持部１２と、関節部１３と、２つの油圧シリンダ１４を含む。第１駆動体１１は、試験模型５を支持する。また支持部１２は、関節部１３を介して第１駆動体１１を支持する。
【０００３】
関節部１３は、パラレルリンク構造を有する。気流の流れ方向３に沿う方向を前後方向Ｘとし、上下方向Ｚおよび前後方向Ｘに交差する方向を左右方向Ｙとすると、関節部１３は、第１駆動体１１の軸線Ｌ０を支持部１２に対して、上下方向Ｚおよび左右方向Ｙに傾斜可能に支持する。
【０００４】
各油圧シリンダ１４は、支持部１２に角変位可能にそれぞれ固定され、支持部１２の外周面から突出する。各油圧シリンダ１４のピストンロッド１６は、リンク部材１８に連結される。リンク部材１８は、第１駆動体１１に固定され、ピストンロッド１６に対して角変位可能に設けられる。各油圧シリンダ１４は、ピストンロッド１６を前後方向Ｘに伸縮駆動する。
【０００５】
風洞模型支持装置６は、各ピストンロッド１６をそれぞれ伸縮させ、第１駆動体１１の軸線Ｌ０を上下方向Ｚおよび左右方向Ｙに傾斜させる。これによって試験模型を角変位する（たとえば特許文献１参照）。
【０００６】
【特許文献１】
特開２００２−２４３５７９号公報
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
前述する従来の技術では、試験模型５を角変位するために油圧シリンダ１４が必要である。風洞模型支持装置１は、油圧シリンダ１４が支持部１２から突出した外形形状となってしまう。油圧シリンダ１４が支持部１２から突出していると、試験模型５の周囲の気流の状態が現実的な気流の状態と異なってしまう場合がある。この場合、風洞試験に悪影響を及ぼし、風洞試験による測定精度が低下してしまう。
【０００８】
さらに油圧シリンダ１４を用いると、油圧シリンダ１４を動作させるための油圧管１０が必要となり、油圧管１０が支持部１２から露出してしまう。これによって通風時には、油圧管１０が振動してしまい、騒音を引き起こして測定誤差が大きくなる。
【０００９】
このように従来の技術では、風洞模型支持装置によって気流が乱れるおそれがある。これによって風洞試験における気流の状態が、現実的な気流の状態から遠ざかり、風洞試験の測定精度が低下するという問題がある。
【００１０】
したがって本発明の目的は、風洞試験の測定精度を向上することができる風洞模型支持装置を提供することである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
本発明は、予め定める流れ方向に気流が形成される風洞内で、姿勢を変更可能に試験模型を支持する風洞模型支持装置であって、
試験模型に対して流れ方向下流側で試験模型を支持し、予め定める第１軸線Ｌ１を有する第１駆動体と、
第１駆動体に対して流れ方向下流側で、第１駆動体を第１軸線Ｌ１まわりに回動可能に支持する第２駆動体と、
第２駆動体に対して流れ方向下流側で、第２駆動体を第１軸線Ｌ１に対して傾斜する第２軸線Ｌ２まわりに回動可能に支持するとともに、第２軸線Ｌ２に対して傾斜する第３軸線Ｌ３を有する第３駆動体と、
第３駆動体に対して流れ方向下流側で、第３駆動体を第３軸線Ｌ３まわりに回動可能に支持する第４駆動体と、
各駆動体のいずれかに内蔵され、第２駆動体に対して第１駆動体を、第１軸線Ｌ１まわりに回動駆動する第１駆動手段と
各駆動体のいずれかに内蔵され、第３駆動体に対して第２駆動体を、第２軸線Ｌ２まわりに回動駆動する第２駆動手段と、
各駆動体のいずれかに内蔵され、第４駆動体に対して第３駆動体を、第３軸線Ｌ３まわりに回動駆動する第３駆動手段とを含むことを特徴とする風洞模型支持装置である。
【００１２】
本発明に従えば、各駆動手段によって、各駆動手段の回動範囲内で、試験模型を、互いに直交する３軸まわりに角変位させることができ、試験模型の姿勢を変更することができる。また本発明では、各駆動手段が駆動体に内蔵されている。これによって各駆動手段が駆動体の表面から突出することがなく、風洞模型支持装置を流線形形状に近づけることができ、各駆動手段に起因する気流の乱れをなくすことができる。
【００１３】
また本発明は、第４駆動体に対して流れ方向下流側で、第４駆動体を支持する支持体と、
支持体を予め定められる基準位置に対して互いに直交する３つの方向に相対変位駆動する相対変位駆動手段とをさらに含むことを特徴とする。
【００１４】
本発明に従えば、第１〜第３駆動手段によって主に試験模型の姿勢を調整し、相対変位駆動手段によって主に試験模型の位置を調整することによって、各駆動手段の可動範囲内において、基準位置に対する試験模型の位置および姿勢を調整することができる。
【００１５】
また本発明は、前記駆動体には、前記駆動手段および試験体の少なくとも一方に接続される配線が挿通する配線空間が内部に形成されることを特徴とする。
【００１６】
本発明に従えば、駆動体には、試験模型および前記駆動手段に接続される配線が駆動体の内部を通過して、予め定められる他の機器に接続される。これによって風洞空間に各配線が露出することがなく、各配線が振動して騒音を生じることを防ぐことができる。
【００１７】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の一形態である風洞試験装置２０を簡略化して示す断面図である。また図２は、航空機模型２５を省略して、図１のＳ１−Ｓ１切断面線から見た風洞試験装置２０の断面図である。
【００１８】
本発明の実施の一形態である風洞試験装置２０は、搭載物を搭載させた航空機から搭載物を投棄または投下した場合の特性を調べるために用いられる。風洞試験装置２０は、風洞装置２１と、風洞模型支持装置２２とを含む。風洞装置２１は、風洞２３を形成し、風洞２３内で予め定める流れ方向２４に気流を形成する。
【００１９】
風洞模型支持装置２２は、航空機模型２５を支持する航空機支持装置２６と、搭載物模型２７を支持する搭載物支持装置２８とを含む。航空機模型２５は、予め定められる基準位置Ｏを有する。搭載物模型２５は、基準位置Ｏに対して姿勢および位置を変更可能に設けられる試験模型となる。
【００２０】
風洞試験装置２０は、各支持装置２６，２８によって、風洞２３内で航空機模型２５および搭載物模型２７を支持し、風洞試験を行う。風洞試験では、予め定める気流を形成した状態で、搭載物模型２７に働く空気力およびモーメントなどを測定する。風洞試験装置２０は、航空機模型２５に対する搭載物模型２７の位置および姿勢を変更して風洞試験を行うことができる。以下、搭載物模型２７を単に試験模型２７と称する場合がある。
【００２１】
搭載物支持装置２８は、姿勢調整機構３０と、位置調整機構３１とを含む。姿勢調整機構３０は、主に試験模型２７の姿勢を調整する。また位置調整機構３１は、航空機支持装置２６と協働して、主に基準位置Ｏに対する試験模型２７の相対位置を調整する。したがって位置調整機構３１と航空機支持装置２６とを含んで、試験模型２７の相対位置を調整する相対変位駆動手段となる。姿勢調整機構３０は、位置調整機構３１よりも流れ方向上流側に設けられる。
【００２２】
姿勢調整機構３０は、試験模型２７を予め定める３つの軸線Ｌ１，Ｌ２，Ｌ３まわりに試験模型２７を回動可能に支持する。姿勢調整機構３０は、第１駆動体４０と、第２駆動体４１と、第３駆動体３３と、第４駆動体３４とを含む。第１〜第４駆動体は、互いに連結されて連結体３８を構成する。連結体３８は、後述する位置調整機構３１によって、基準位置Ｏに対して相対変位自在に設けられる。
【００２３】
連結体３８はほぼ円筒状に形成される。連結体３８の外周径は、流れ方向上流側に向かうにつれて先細に形成されるとともに、流れ方向下流側に向かうにつれて先細に形成され、外周面に凹凸がなく滑らかに形成される。これによって連結体３８による気流の乱れを低減することができる。気流の流れ方向３に沿う方向を前後方向Ｘとすると、連結体３８は、前後方向Ｘに延びる。
【００２４】
連結体３８は、流れ方向２４上流側から流れ方向２４下流側に向かうにつれて、第１駆動体４０、第２駆動体４１、第３駆動体３３および第４駆動体３４の順に設けられる。第１駆動体４０は、流れ方向上流部分４０ａが長尺棒状に形成される。第１駆動体４０の流れ方向上流部分４０ａは、その流れ方向２４上流側で試験模型２７を着脱可能に固定する。第１駆動体４０の流れ方向上流部分４０ａは、試験模型２７をぶれなく支持するとともに、その外周径が可及的に細くかつ軸線方向寸法が長く形成されることが好ましい。
【００２５】
第２駆動体４１は、第１駆動体４０に対して流れ方向２４下流側で第１駆動体４０を支持する。第２駆動体４１は、流れ方向上流側に向かうにつれて、外形形状が先細に形成される。第３駆動体３３は、第２駆動体４１に対して流れ方向２４下流側で第２駆動体４１を支持する。第３駆動体３３は、短円筒状に形成される。また第４駆動体３４は、第３駆動体３３に対して流れ方向２４下流側で第３駆動体３３を支持する。第４駆動体３４は、流れ方向下流側に向かうにつれて、外形形状が先細に形成される。
【００２６】
図３は、姿勢調整機構３０の関節構造を示す図である。姿勢調整機構３０は、回動可能な旋回関節構造を複数有する。本発明において、「回動」は、１回転未満角変位する場合も含む。
【００２７】
第１駆動体４０は、予め定める第１軸線Ｌ１を有する。第１軸線Ｌ１は、第１および第２駆動体４０，４１の軸線と同軸である。第２駆動体４１は、第１駆動体４０を第１軸線Ｌ１まわりに回動可能に支持する。
【００２８】
第３駆動体３３は、予め定める第３軸線Ｌ３を有する。第３軸線Ｌ３は、第３および第４駆動体３３，３４の軸線と同軸であり、前後方向Ｘに延びる。第４駆動体３４は、第３駆動体３３を第３軸線Ｌ３まわりに回動可能に支持する。
【００２９】
さらに第２駆動体４１は、第２軸線Ｌ２まわりに回動可能に設けられる。第２軸線Ｌ２は、第１軸線Ｌ１および第３軸線Ｌ３に対して傾斜する。第３駆動体３３は、第２駆動体４１を第２軸線Ｌ２まわりに回動可能に支持する。
【００３０】
第１軸線Ｌ１と第２軸線Ｌ２とが成す第１傾斜角度θ１、第２軸線Ｌ２と第３軸線Ｌ３とが成す第２傾斜角度θ２は、４５度以下に設定される。第１および第２傾斜角度θ１，θ２は、試験模型２７を傾斜すべき角度範囲に基づいて決定される。本実施の形態では、第２駆動体４１は、第１軸線Ｌ１が第３軸線Ｌ３と同軸となるように変位可能となる。
【００３１】
図４は、姿勢調整機構３０を示す断面図である。姿勢調整機構３０は、第１モータ３５と、第２モータ３６と、第３モータ３７とを有する。各駆動体４０，４１，３３，３４は、中空形状に形成されて、各モータ３５，３６，３７が内蔵される内蔵空間が形成される。各モータ３５，３６，３７は、各駆動体のいずれかに内蔵される。また各駆動体の対向部分には、それぞれの内蔵空間６１，６３，６５を連通する連通孔６２，６４，６６がそれぞれ形成される。
【００３２】
第１モータ３５は、第２駆動体４１に内蔵され、第１駆動体４０を第２駆動体４１に対して第１軸線Ｌ１まわりに回転駆動する第１駆動手段となる。第２モータ３６は、第３駆動体３３に内蔵され、第２駆動体４１を第３駆動体３３に対して第２軸線Ｌ２まわりに回転駆動する第２駆動手段となる。第３モータ３７は、第４駆動体３４に内蔵され、第３駆動体３３を第４駆動体３４に対して第３軸線Ｌ３まわりに回動駆動する第３駆動手段となる。各駆動手段によって各駆動体が回動されることによって、第１〜第３駆動体４０，４１，４２は、可動部分となる。
【００３３】
連結体３８は、前述した可動部分が回動したとしても、連結体３８に沿って流れる気流の乱れが小さくなるように形成される。すなわち可動部分が回動したとしても、可及的に流線形状を保つように形成される。具体的には、第１駆動体４０と第２駆動体４１との互いに対向する対向部分５０，５１は、第１軸線Ｌ１に垂直な断面における外形形状がほぼ同一形状に形成される。また第２駆動体４１と第３駆動体３３との互いに対向する対向部分５２，５３は、第２軸線Ｌ２に垂直な断面における外形形状がほぼ同一形状に形成される。また第３駆動体３３と、第４駆動体３４との互いに対向する対向部分５４，５５は、第３軸線Ｌ３に垂直な断面における外形形状がほぼ同一形状に形成される。
【００３４】
第１駆動体４０および第２駆動体４１と、第２駆動体４１および第３駆動体３３と、第３駆動体３３および第４駆動体３４とは、第１〜第３軸受を介してそれぞれ連結される。第１軸受は、第１駆動体４０と第２駆動体４１とを連結し、第１軸線Ｌ１と同軸に設けられる。第２軸受は、第２駆動体４１と第３駆動体３３とを連結し、第２軸線Ｌ２と同軸に設けられる。第３軸受は、第３駆動体３３と第４駆動体３４とを連結し、第３軸線Ｌ３と同軸に設けられる。
【００３５】
試験模型２７は、試験模型２７の状態を検出する検出手段２９が設けられる。たとえば検出手段２９は、試験模型２７に作用する荷重およびモーメントを計測する。検出手段２９によって計測される計測結果は、状態信号配線４４によって計測結果処理装置５６に伝えられる。
【００３６】
この状態信号配線４４は、試験模型２７から、第１駆動体４０の流れ方向上流部分４０ａ内に入る。状態信号配線４４は、内周空間および連通孔を順に挿通して延び、第４駆動体３４に形成される第４連通孔６７を挿通して、計測結果処理装置５６に接続される。
【００３７】
また各モータ３５，３６，３７は、駆動量を検出する駆動量検出手段を有する。本実施の形態では各モータ３５，３６，３７は、モータの回転量を検出するエンコーダが設けられる。この場合、モータを制御する制御装置５７とモータ３５，３６，３７とが電気的に接続される。
【００３８】
各モータ３５，３６，３７は、動力供給配線４５および駆動量伝達配線４６が接続される。動力供給配線４５は駆動力をモータに伝え、駆動量伝達配線４６は、モータの回転量を制御装置５７に伝える。動力供給配線４５および駆動量伝達配線４６は、内周空間と連通孔とを挿通して延び、第４駆動体３４に形成される第４連通孔６７を挿通して、制御装置５７に接続される。
【００３９】
各配線４４，４５，４６は、各可動部分が回動した場合であっても、連結体３８の内部空間を通過可能に配置される。このように連結体３８には、各配線４４，４５，４６が挿通する配線空間が内部に形成される。
【００４０】
図５は、第２駆動体４１を第２軸線Ｌ２まわりに回転させて、第３軸線Ｌ３から最も離反させた状態の連結体３８を示す正面図である。第１軸線Ｌ１と第３軸線Ｌ３とが同軸となる状態に回動可能な場合、第２駆動体４１を第２軸線Ｌ２まわりに１８０度回動させると、図５に示すように、第１軸線Ｌ１と第３軸線Ｌ３とが最も大きく離反する。このときの第１軸線Ｌ１と第３軸線Ｌ３とのなす角度である最大傾斜角度θ４は、第１軸線Ｌ１と第２軸線Ｌ２との成す角度θ１と、第２軸線Ｌ２と第３軸線Ｌ３との成す角度θ２とを加算した角度となる。第２駆動体４１は、前記最大角度θ４を超えて傾斜することがない。
【００４１】
第２軸線Ｌ２と第３軸線Ｌ３とが交差する交点Ｄを頂点とし、第２軸線Ｌ２を軸とし、第１軸線Ｌ１を母線とする仮想円錐を考える。第２駆動体４１を第２軸線Ｌ２まわりに回動すると、第２駆動体４１は、この仮想円錐の周面に沿って回動する。第１〜第３モータ３５〜３７を個別に動作させて、第１駆動体４０、第２駆動体４１および第３駆動体３３の少なくとも１つを回動変位させることによって、試験模型２７を互いに直交する３つの回転軸線まわりに角変位させることができる。具体的には３つの回転軸線は、第１軸線Ｌ１と、第３軸線Ｌ３と、第１および第３軸線Ｌ１，Ｌ３にともに直交してかつ交点Ｄを通過する角変位軸線Ｌｓとなる。これによって各可動部分の回動可能範囲内で、試験模型２７を任意の姿勢にすることができる。言い換えると予め定める基準姿勢に配置される試験模型２７を、ピッチ方向、ヨー方向およびロール方向の姿勢を調整することができる。
【００４２】
また姿勢調整機構３０だけでは、任意の姿勢に調整したときに、試験模型２７の位置が１つに決定されてしまう。しかし後述する位置調整機構３１および航空機支持装置２６とによって、基準位置Ｏと交点Ｄとの相対位置が調整されることによって、基準位置Ｏに対して任意の位置および姿勢で試験模型２７を支持することができる。
【００４３】
図１に示すように位置調整機構３１は、第５駆動体７０と、第６駆動体７１と、案内体７２とを有する。第５駆動体７０は、第４駆動体３４を支持する。第６駆動体７１は、第５駆動体７０の流れ方向２４下流側で、第４軸線Ｌ４まわりに回動可能に第５駆動体７０を支持する。第５駆動体７０と第６駆動体７１とは同軸に形成される。第４軸線Ｌ４は、前後方向Ｘに沿って延び、第３軸線Ｌ３に対して間隔を開けて設定される。
【００４４】
案内体７２は、第６駆動体７１の流れ方向２４下流側で、交差軸線Ｌ５に沿って直線変位自在に、第６駆動体７１を支持する。本実施の形態では、交差軸線Ｌ５は、前後方向Ｘに交差し、上下方向Ｚに延びる。案内体７２は、風洞に固定される。
【００４５】
位置調整機構３１は、第４モータ７３と、搭載物側直動駆動手段７４とを含む。第４モータ７３は、第６駆動体７１に対して、第５駆動体７０を第４軸線Ｌ４まわりに回動駆動する第３駆動手段である。搭載物側直動駆動手段７４は、案内体７２に支持される第６駆動体７１を交差軸線Ｌ５に沿って直線変位駆動する。また航空機支持装置２６は、航空機側直動駆動手段７６を有する。航空機側直動駆動手段７６は、航空機模型２５を、姿勢調整機構３０に対して、前後方向Ｘに平行な平行軸線Ｌ６に沿って直線変位駆動する。
【００４６】
第４モータ７３、搭載機側直動駆動手段７４および航空機側駆動手段７６によって、航空機模型２５および姿勢調整機構３０を変位移動する。これによって試験模型２７を航空機模型２５に対して、互いに直交する３つの方向Ｘ，Ｙ，Ｚに相対的に変位移動させることができる。すなわち風洞模型支持装置２２は、風洞内で、基準位置Ｏに対する試験模型２７の位置および姿勢を調整することができる。なお、位置調整機構３１の構成は、第４駆動体３３を支持する支持体と、支持体を基準位置Ｏに対して互いに直交する３つの方向に相対変位駆動する相対変位駆動手段を備えればよく、上述した構成に限定されない。
【００４７】
以上のように本実施の形態の風洞模型支持装置２２によれば、第１〜第３モータ３５〜３７を協働して動作させることによって、試験模型２７を、互いに直交する３つの軸線Ｌ１，Ｌ２、Ｌ３まわりに角変位させることができる。すなわち各駆動手段の回動範囲内で、ピッチ方向、ヨー方向およびロール方向の試験模型２７の姿勢を調整することができる。
【００４８】
また第１〜第３モータ３５〜３７が各駆動体のいずれかに内蔵される。したがって図１および図２に示すように、連結体３８の外周面から各モータ３５，３６，３７が突出することがない。これによって連結体３８の外形を、気流の流れ方向に沿って先鋭形状に形成することができる。したがって風洞模型支持装置２２を流線形形状に近づけることができ、各モータ３５，３６，３７に起因する気流の乱れをなくすことができる。
【００４９】
さらに各モータ３５，３６，３７を可及的に流れ方向２４下流側に配置することによって、流れ方向上流側の連結体３８の形状をさらに先鋭形状にすることができ、より気流の乱れをなくすることができる。
【００５０】
また、従来技術のように各駆動体を駆動するために油圧シリンダを用いた場合に比べて、本発明では、油圧管、リンク部材、軸受などの付属部品も不要となり、部品点数を少なくすることができる。またそれらの付属備品に起因する気流の乱れもなくすることができる。
【００５１】
また姿勢調整機構３０は、すべて回転関節によって実現することができる。これによって回転関節以外の構成を必要とすることなく、各駆動体を構成するために必要な部品を共通化することができる。また回転関節を用いることによって、駆動手段の重量に対して大きな動力を得ることができ、連結体３８を小型化および軽量化することができる。
【００５２】
また従来技術のようにリンク構造で各駆動体を連結すると、空力負荷が大きくなるとがたが生じ、計測精度が低下するおそれがある。しかしながら本実施の形態では、軸受によって各可動部分を連結することができ、連結体３８の剛性を向上することができる。これによって空力負荷が大きくなった場合でも、がたが生じにくく、計測精度の低下を防止することができる。さらに第２駆動体４１は、第３軸線Ｌ３に対して、傾斜角度θ２の２倍を超えて傾斜することがないので、第２軸線Ｌ２の傾斜を適切に設定することによって、不所望に試験模型２７の姿勢が大きくなることを防ぐことができる。
【００５３】
また第１軸線Ｌ１と第３軸線Ｌ３とが同軸となるとともに、連結体３８が流れ方向に沿うように各可動部分を回動させた状態で、試験模型２７を基準姿勢に保つことが好ましい。この場合、連結体３８による気流の乱れが少なく、基準姿勢による風洞試験を良好に行うことができる。また基準姿勢から少々ずれた姿勢で風洞試験を行った場合でも、連結体３８による気流の乱れを少なくすることができる。
【００５４】
また第１〜第３モータ３５〜３７によって主に試験模型２７の姿勢を調整し、相対変位駆動手段である位置調整機構３１によって、主に試験模型２７の位置を調整することによって、各可動部分の可動範囲内において、基準位置Ｏに対する試験模型２７の位置および姿勢を調整することができる。また支持体は、第１〜第４駆動体よりも流れ方向下流側で、第１〜第４駆動体を介して試験模型２７を支持する。これによって支持体が、試験模型２７の周囲の気流に与える影響を小さくすることができる。
【００５５】
さらに連結体３８には、状態信号配線４４、動力供給配線４５および駆動量伝達配線４６が連結体３８の内部を通過して、予め定められる他の機器に接続される。これによって風洞空間に各配線が露出することがなく、各配線４４，４５，４６が振動して騒音を生じることを防ぐことができる。また各配線４４，４５，４６を保護することができる。また各可動部分は、それぞれ他の可動部分に対向する部分の形状がほぼ同一形状に形成される。これによって可動部分が回動した場合であっても、気流が大きく乱れることを防止することができる。
【００５６】
以上のように、本実施の形態の風洞試験装置２０は、風洞模型支持装置２２に起因して、試験模型２７の周囲の気流の状態が変化することを少なくすることができる。これによって風洞試験における気流の状態を、現実的な気流の状態に近づけることができ、風洞試験の測定精度を向上することができる。
【００５７】
以上のような本発明の実施の形態は、本発明の例示に過ぎず、発明の範囲内で構成を変更することができる。たとえば風洞模型支持装置２２は、６自由度を有する装置に限らず、それ以上の自由度を有していてもよい。たとえば搭載物模型の位置および姿勢の他に、基準位置Ｏが設けられる航空機模型２５の姿勢を変角できる軸を含めた装置であってもよい。
【００５８】
また移動位置および姿勢について調整不要な自由度がある場合には、６自由度未満であってもよい。また姿勢調整機構３０以外の試験模型２７を変位するための機構は、他の構成であってもよい。
【００５９】
風洞模型支持装置２２は、搭載物以外を支持してもよく、航空機模型および車両模型などの試験模型２５を単体で支持してもよい。この場合、基準位置Ｏは予め定める固定位置であってもよい。また連結体３８は、風洞に設定されて、流れ方向２４に沿って延びる基準軸線Ｌｘに対して平行に設定されることが好ましいが、風洞構造上やむをえない場合、連結体３８は、気流の流れを大きく乱さない範囲内で、基準軸線Ｌｘから傾斜して配置されてもよい。
【００６０】
【発明の効果】
以上のように請求項１記載の本発明によれば、各駆動手段の回動範囲内で、試験模型の姿勢を任意の姿勢に調整することができる。さらに風洞模型支持装置を可及的に流線形形状に近づけることができる。これによって風洞模型支持装置に起因して気流が乱れることを防止することができ、風洞試験における気流の状態を、現実的な気流の状態に近づけることができる。これによって風洞試験の測定精度を向上することができる。
【００６１】
またこのような姿勢を調整するための機構では、風洞模型支持装置に必要な部品を共通化することができ、製作コストを低下して、安価に製造することができる。
【００６２】
また請求項２記載の本発明によれば、相対変位駆動手段と、第１〜第３駆動手段とを連動させることによって、試験模型を任意の位置および姿勢に調整することができる。これによって試験模型の位置および姿勢を変えて風洞試験を行うことができ、利便性を向上することができる。また支持体よりも流れ方向上流側に、流線形形状に形成しやすい第１〜第４駆動体が設けられることで、支持体に起因して気流が乱れることを防ぐことができる。これによって風洞試験における気流の状態を、さらに現実的な気流の状態に近づけることができ、風洞試験の測定精度を向上することができる。
【００６３】
また請求項３記載の本発明によれば、駆動体の外に風洞空間に各配線が露出することがなく、各配線が振動して騒音を生じることを防ぐことができる。これによって風洞試験の測定誤差をさらに向上することができる。また気流の流れから配線を保護することができ、損傷を防止することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態である風洞試験装置２０を簡略化して示す断面図である。
【図２】航空機模型２５を省略して、図１のＳ１−Ｓ１切断面線から見て風洞試験装置２０の断面図である。
【図３】姿勢調整機構３０の関節構造を示す図である。
【図４】姿勢調整機構３０を示す断面図である。
【図５】第２駆動体４１を第２軸線２まわりに回転させて、第３軸線Ｌ３から最も離反させた状態の連結体３８を示す正面図である。
【図６】従来技術の風洞試験装置１を簡略化して示す断面図である。
【図７】図６のＳ２−Ｓ２切断面線から見た風洞試験装置２の断面図である。
【符号の説明】
２２  風洞模型支持装置
２４  気流の流れ方向
２７  搭載物模型
４０  第１駆動体
４１  第２駆動体
３３  第３駆動体
３４  第４駆動体
３５  第１モータ
３６  第２モータ
２７  第３モータ
Ｏ  基準位置
Ｌ１  第１軸線
Ｌ２  第２軸線
Ｌ３  第３軸線
【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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