(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼（Ｗ）の表面のスパン方向に異なる複数の位置にそれぞれ小孔（Ｈａ〜Ｈｄ）を形成し、それらの小孔（Ｈａ〜Ｈｄ）を翼（Ｗ）の内部にスパン方向に形成されて翼根まで延びる通路（Ｐａ〜Ｐｄ）にそれぞれ連通させた風洞試験用模型において、
翼（Ｗ）は光造形法により光硬化性樹脂をスパン方向に順次硬化させて成形され、通路（Ｐａ〜Ｐｄ）は光造形法で翼（Ｗ）を成形する際に該翼（Ｗ）の内部に一体に形成され、翼根に近い位置に配置される小孔（Ｈａ〜Ｈｄ）に連なる通路（Ｐａ〜Ｐｄ）ほど翼（Ｗ）の表面に近い位置に配置されることを特徴とする風洞試験用模型。
【請求項２】
前記小孔（Ｈａ〜Ｈｄ）は翼（Ｗ）の表面の圧力分布を測定するための圧力検出孔であることを特徴とする、請求項１に記載の風洞試験用模型。
【請求項３】
前記小孔（Ｈａ〜Ｈｄ）は翼（Ｗ）の表面の境界層を制御するための空気吸入・噴出孔であることを特徴とする、請求項１に記載の風洞試験用模型。
【請求項４】
前記小孔（Ｈａ〜Ｈｄ）は翼（Ｗ）の表面の空気の流れを可視化するためのトレーサ噴出孔であることを特徴とする、請求項１に記載の風洞試験用模型。
【請求項５】
前記小孔（Ｈａ〜Ｈｄ）は翼（Ｗ）の表面を冷却する空気を噴出するための空気噴出孔であることを特徴とする、請求項１に記載の風洞試験用模型。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、翼の表面のスパン方向に異なる複数の位置にそれぞれ小孔を形成し、それらの小孔を翼の内部にスパン方向に形成されて翼根まで延びる通路にそれぞれ連通させた風洞試験用模型に関する。
【０００２】
【従来の技術】
飛行機の主翼の表面の圧力分布を測定するための風洞試験用模型として、特開平１０−２７４５９０号公報、特開２０００−２２７３８４号公報に記載されたものが公知である。
【０００３】
特開平１０−２７４５９０号公報には、中空の主翼の外板を貫通する圧力検出孔に主翼の内面側から、外板の厚さ方向中間部まで配管を挿入してハンダ付けで固定したものが記載されている。
【０００４】
また特開２０００−２２７３８４号公報には、ＮＣ加工した金属製の主翼の表面にスパン方向に延びる溝を彫り、この溝に圧力検出孔を有する銅パイプを嵌合させて隙間を樹脂で埋めたものが記載されている。更に前記特開２０００−２２７３８４号公報には、主翼を光造形法により成形する際に、主翼の表面に開口する圧力検出孔と、この圧力検出孔を圧力センサに連通させる通路とを一体に形成したものが記載されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、主翼の表面の圧力分布を精密に測定するには多数の圧力検出孔が必要であり、圧力検出孔の数の増加に応じて各々の圧力検出孔を圧力センサに接続する通路の数も増加するため、それらの通路を主翼の内部に配置することが困難になる。例えば、上記した圧力検出孔に配管を挿入してハンダ付けするもの、あるいは上記した主翼の表面に彫った溝に圧力検出孔を有する銅パイプを埋め込むものでは、加工が極めて面倒であるばかりか、配管や銅パイプより成る通路が交錯するために圧力検出孔の数が制限されてしまう問題がある。また光造形法により圧力検出孔および通路を一体に有する主翼を成形するものでは、加工工数および加工コストを大幅に削減することが可能となるが、多数の圧力検出孔を主翼の表面に分布させた場合に、翼端側の圧力検出孔を圧力センサに接続すべくスパン方向に形成された通路が、翼根側の圧力検出孔と干渉してしまい、これが圧力検出孔の数を増加させるのを阻害する要因となる問題がある。
【０００６】
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、翼の表面に開口する多数の小孔と、これらの小孔を翼根に連通させる通路とを相互に干渉しないように配置した風洞試験用模型を低コストで製作できるようにすることを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
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、翼の表面のスパン方向に異なる複数の位置にそれぞれ小孔を形成し、それらの小孔を翼の内部にスパン方向に形成されて翼根まで延びる通路にそれぞれ連通させた風洞試験用模型において、翼は光造形法により光硬化性樹脂をスパン方向に順次硬化させて成形され、通路は光造形法で翼を成形する際に該翼の内部に一体に形成され、翼根に近い位置に配置される小孔に連なる通路ほど翼の表面に近い位置に配置されることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。  上記構成によれば、光造形法により風洞試験用模型を成形するので、その製作に要する時間およびコストを削減できるだけでなく、特別な機械加工を施すことなく、翼の成形時に該翼の内部に通路を同時に形成することが可能となる。また翼根に近い位置に配置される小孔に連なる通路ほど翼の表面に近い位置に配置されるので、翼端側の小孔に連なる通路と翼根側の小孔とが翼内で干渉することが確実に回避され、小孔の数や配列の自由度を大幅に高めることが可能となる。
【０００８】
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、前記小孔は翼の表面の圧力分布を測定するための圧力検出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【０００９】
上記構成によれば、小孔を圧力検出孔として用いることにより、翼の表面の圧力分布を測定することができる。
【００１０】
また請求項３に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記小孔は翼の表面の境界層を制御するための空気吸入・噴出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【００１１】
上記構成によれば、小孔を空気吸入・噴出孔として用いることにより、翼の表面の空気を吸入し、あるいは翼の表面に空気を噴出して境界層制御のシミュレーションを行うことができる。
【００１２】
また請求項４に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記小孔は翼の表面の空気の流れを可視化するためのトレーサ噴出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【００１３】
上記構成によれば、小孔をトレーサ噴出孔として用いることにより、翼の表面の流れを可視化することができる。
【００１４】
また請求項５に記載された発明によれば、請求項１の構成に加えて、前記小孔は翼の表面を冷却する空気を噴出するための空気噴出孔であることを特徴とする風洞試験用模型が提案される。
【００１５】
上記構成によれば、小孔を空気噴出孔として用いることにより、翼の表面に空気膜を形成して空気冷却のシミュレーションを行うことができる。
【００１６】
尚、実施例の主翼Ｗは本発明の翼に対応し、実施例の第１〜第４圧力検出孔Ｈａ…〜Ｈｄ…は本発明の小孔に対応し、実施例の第１〜第４通路Ｐａ…〜Ｐｄ…は本発明の通路に対応する。
【００１７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を、添付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。  図１〜図４は本発明の一実施例を示すもので、図１は風洞試験用模型の斜視図、図２は図１の２方向矢視図、図３は図２の３ａ−３ａ線、３ｂ−３ｂ線、３ｃ−３ｃ線および３ｄ−３ｄ線断面図、図４は光造形法による主翼の成形工程の説明図である。
【００１８】
図１には、飛行機の主翼Ｗの上下面のコード方向の圧力分布を、スパン方向に離間した４ヵ所において測定するための風洞試験用模型Ｍが示される。飛行機の形状は左右対称であって空気の流れの様子も左右対称であるため、風洞試験用模型Ｍは機軸を通る鉛直面を境にして胴体Ｆの左半部および左主翼Ｗだけが形成されており、胴体Ｆの右側面に風洞試験用模型Ｍを風洞内に支持する支持ブラケットＢが一体に形成される。
【００１９】
主翼Ｗのスパン方向に離間した複数のコード（例えば４つのコード）上に、そのコードに対応する翼型の圧力分布を測定するための圧力検出孔Ｈａ…，Ｈｂ…，Ｈｃ…，Ｈｄ…がそれぞれ形成される。最も翼端側の第１圧力検出孔Ｈａ…と、その第１圧力検出孔Ｈａ…の翼根側に隣接する第２圧力検出孔Ｈｂ…と、その第２圧力検出孔Ｈｂ…の翼根側に隣接する第３圧力検出孔Ｈｃ…とは主翼Ｗの上面だけに開口しており、最も翼根側の第４圧力検出孔Ｈｄ…は主翼Ｗの上面および下面の両方に開口している。前記各圧力検出孔Ｈａ…，Ｈｂ…，Ｈｃ…，Ｈｄ…の数は任意であるが、実施例では第１圧力検出孔Ｈａ…の個数は１２個、第２圧力検出孔Ｈｂ…の個数は１６個、第３圧力検出孔Ｈｃ…の個数は２０個、第４圧力検出孔Ｈｄ…の個数は上面が２５個、下面が１０個に設定されている。
【００２０】
最も翼端側に位置する１２個の第１圧力検出孔Ｈａ…は、主翼Ｗの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる１２本の第１通路Ｐａ…の先端にそれぞれ連通する。１２本の第１通路Ｐａ…は主翼Ｗの厚さ方向の略中央部、実施例ではコードライン上に配置される。第１通路Ｐａ…は、図３（ａ）〜図３（ｄ）において白丸で図示されている。
【００２１】
１６個の第２圧力検出孔Ｈｂ…は主翼Ｗの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる１６本の第２通路Ｐｂ…の先端にそれぞれ連通しており、それら１６本の第２通路Ｐｂ…は前記１２本の第１通路Ｐａ…の上側（つまり主翼Ｗの上面に近い側）に配置される。第２通路Ｐｂ…は、図３（ｂ）〜図３（ｄ）において黒丸で図示されている。
【００２２】
２０個の第３圧力検出孔Ｈｃ…は主翼Ｗの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる２０本の第３通路Ｐｃ…の先端にそれぞれ連通しており、それら２０本の第３通路Ｐｃ…は前記１６本の第２通路Ｐｂ…の上側（つまり主翼Ｗの上面に近い側）に配置される。第３通路Ｐｃ…は、図３（ｃ）、図３（ｄ）において十字を施した丸で図示されている。
【００２３】
主翼Ｗの上面に開口する２５個の第４圧力検出孔Ｈｄ…は主翼Ｗの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる２５本の第４通路Ｐｄ…の先端にそれぞれ連通しており、それら２５本の第４通路Ｐｄ…は前記２０本の第３通路Ｐｃ…の上側（つまり主翼Ｗの上面に近い側）に配置される。また主翼Ｗの下面に開口する１０個の第４圧力検出孔Ｈｄ…は主翼Ｗの内部を翼根部から翼端部に向かって延びる１０本の第４通路Ｐｄ…の先端にそれぞれ連通しており、それら１０本の第４通路Ｐｄ…は前記１２本の第１通路Ｐａ…の下側（つまり主翼Ｗの下面に近い側）に配置される。上下合わせて３５本の第４通路Ｐｄ…は、図３（ｄ）において網かけした丸で図示されている。
【００２４】
次に、上記構造を有する主翼Ｗを光造形法により成形する過程を、図３の模式図に基づいて説明する。
【００２５】
図４（ａ）に示すように、光硬化性樹脂を満たしたタンクＴ内に、図示せぬ駆動源に接続された昇降台Ｌが昇降自在に設けられる。昇降台Ｌの上面を光硬化性樹脂の表面より１ピッチ（例えば０．１ｍｍ）だけ低い位置にセットした状態で、昇降台Ｌ上の光硬化性樹脂の薄膜に所定パターンの紫外線レーザーＲを照射し、その照射部分に対応する光硬化性樹脂を硬化させて第１の樹脂層を成形する。続いて、図４（ｂ）に示すように、昇降台Ｌを１ピッチ下降させた後に、第１の樹脂層を覆う光硬化性樹脂の薄膜に所定パターンの紫外線レーザーＲを照射し、その照射部分に対応する光硬化性樹脂を硬化させて前記第１の樹脂層に積層された第２の樹脂層を成形する。
【００２６】
上述のようにして、昇降台Ｌを１ピッチ下降させる度に紫外線レーザーＲを照射することにより、主翼Ｗの全体を翼根側から翼端側に順次成形して行く（図４（ｃ）参照）。本実施例の主翼Ｗはテーパー翼であるため、紫外線レーザーＲの照射範囲は翼根部分を成形するときが最大であり、前記照射範囲は翼端部分の成形に移行するにつれて小さくなる。また主翼Ｗの内部に形成される第１通路Ｐａ…〜第４通路Ｐｄ…も光造形法により同時に形成される（図４（ｄ）参照）。即ち、第１通路Ｐａ…〜第４通路Ｐｄ…に対応する部分に紫外線レーザーＲを照射しなければ、その部分の光硬化性樹脂が硬化せずに第１通路Ｐａ…〜第４通路Ｐｄ…として残される。
【００２７】
従って、第４圧力検出孔Ｈｄ…よりも翼根側の部分（図３（ｄ）参照）には、３５本の第４通路Ｐｄ…、２０本の第３通路Ｐｃ…、１６本の第２通路Ｐｂ…および１２本の第１通路Ｐａ…の合計８３本の通路が形成される。また第３圧力検出孔Ｈｃ…から第４圧力検出孔Ｈｄ…の手前までの部分（図３（ｃ）参照）には、２０本の第３通路Ｐｃ…、１６本の第２通路Ｐｂ…および１２本の第１通路Ｐａ…の合計４８本の通路が形成される。また第２圧力検出孔Ｈｂ…から第３圧力検出孔Ｈｃ…の手前までの部分（図３（ｂ）参照）には、１６本の第２通路Ｐｂ…および１２本の第１通路Ｐａ…の合計２８本の通路が形成される。また第１圧力検出孔Ｈａ…から第２圧力検出孔Ｈｂ…の手前までの部分（図３（ａ）参照）には、１２本の第１通路Ｐａ…だけが形成される。
【００２８】
尚、図４では１本の通路Ｐのみを模式的に示している。
【００２９】
主翼Ｗの内部に形成される第１通路Ｐａ…〜第４通路Ｐｄ…の直径は、例えば１．５ｍｍ程度が好適であり、隣接する通路間の肉厚は例えば１．０ｍｍ以上とするのが望ましい。また第１圧力検出孔Ｈａ…〜第４圧力検出孔Ｈｄ…の直径は、例えば０．３ｍｍ〜０．５ｍｍ程度が好適であり、寸法精度を要求されることから光造形法によらずに、ドリル加工等の機械加工で形成することが望ましい。尚、第１圧力検出孔Ｈａ…〜第４圧力検出孔Ｈｄ…をドリル加工する際の下孔を予め光造形法で形成しておくことは何ら差し支えない。
【００３０】
しかして、主翼Ｗの翼根部に開口する合計８３本の第１通路Ｐａ…〜第４通路Ｐｄ…の各々は、金属パイプよりなるジョイントおよびビニールパイプよりなる圧力伝達管を介して圧力センサに伝達される。従って、上記主翼Ｗを備えた風洞試験用模型Ｍを風洞内の空気流中にセットすると、主翼Ｗの表面の流速に応じた静圧が第１〜第４圧力検出孔Ｈａ…〜Ｈｄ…に作用し、その静圧が第１〜第４通路Ｐａ…〜Ｐｄ…を介して圧力センサにより検出され、主翼Ｗの４つのコードに対応する翼型の圧力分布を測定することができる。
【００３１】
以上のように、風洞試験用模型Ｍを光造形法で成形するので、それをアルミニュウム合金で製作する場合に比べて、製作に要する時間およびコストを削減することができる。またスパン方向に長い第１〜第４通路Ｐａ…〜Ｐｄ…をドリル等で機械加工する必要がなく、主翼Ｗを光造形法で成形する際に前記第１〜第４通路Ｐａ…〜Ｐｄ…同時に形成することが可能となって加工工数が削減される。
【００３２】
更に、翼端側の第１圧力検出孔Ｈａ…に連通する第１通路Ｐａ…を主翼Ｗの横断面の中央部に配置し、第１圧力検出孔Ｈａ…よりも翼根側に在る第２圧力検出孔Ｈｂ…に連通する第２通路Ｐｂ…を前記第１通路Ｐａ…よりも主翼Ｗの上面側に配置し、第２圧力検出孔Ｈｂ…よりも翼根側に在る第３圧力検出孔Ｈｃ…に連通する第３通路Ｐｃ…を前記第２通路Ｐｂ…よりも主翼Ｗの上面側に配置し、第３圧力検出孔Ｈｃ…よりも翼根側に在って主翼Ｗの上面に開口する第４圧力検出孔Ｈｄ…に連通する第４通路Ｐｄ…を前記第３通路Ｐｃ…よりも主翼Ｗの上面側に配置するとともに、第３圧力検出孔Ｈｃ…よりも翼根側に在って主翼Ｗの下面に開口する第４圧力検出孔Ｈｄ…に連通する第４通路Ｐｄ…を前記第１通路Ｐａ…よりも主翼Ｗの下面側に配置したことにより、第１〜第４圧力検出孔Ｈａ…〜Ｈｄ…を任意の位置に配置しても、それらが第１〜第４通路Ｐａ…〜Ｐｄ…とも干渉することがなくなり、第１〜第４圧力検出孔Ｈａ…〜Ｈｄ…の配列の自由度を大幅に高めることができる。
【００３３】
以上、本発明の実施例を詳述したが、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。
【００３４】
例えば、実施例では主翼Ｗの表面に開口する小孔Ｈａ…〜Ｈｄ…を圧力検出孔として利用しているが、それを他の目的に使用することができる。具体的には、前記小孔Ｈａ…〜Ｈｄ…を空気吸入・噴出孔として使用すれば、主翼Ｗの表面の空気を吸入し、あるいは主翼Ｗの表面に空気を噴出して境界層制御のシミュレーションを行うことができる。また前記小孔Ｈａ…〜Ｈｄ…を着色された粒子であるトレーサの噴出孔として使用すれば、主翼Ｗの表面の流れを可視化することができる。また前記小孔Ｈａ…〜Ｈｄ…をガスタービンエンジンの動翼に設けて冷却用空気を噴出するための空気噴出孔として使用すれば、動翼の表面の冷却効果のシミュレーションを行うことができる。
【００３５】
また本発明の飛行機の主翼Ｗに限定されず、任意の翼に対して適用することができる。
【発明の効果】
以上のように請求項１に記載された発明によれば、光造形法により風洞試験用模型を成形するので、その製作に要する時間およびコストを削減できるだけでなく、特別な機械加工を施すことなく、翼の成形時に該翼の内部に通路を同時に形成することが可能となる。また翼根に近い位置に配置される小孔に連なる通路ほど翼の表面に近い位置に配置されるので、翼端側の小孔に連なる通路と翼根側の小孔とが翼内で干渉することが確実に回避され、小孔の数や配列の自由度を大幅に高めることが可能となる。
【００３６】
また請求項２に記載された発明によれば、小孔を圧力検出孔として用いることにより、翼の表面の圧力分布を測定することができる。
【００３７】
また請求項３に記載された発明によれば、小孔を空気吸入・噴出孔として用いることにより、翼の表面の空気を吸入し、あるいは翼の表面に空気を噴出して境界層制御のシミュレーションを行うことができる。
【００３８】
また請求項４に記載された発明によれば、小孔をトレーサ噴出孔として用いることにより、翼の表面の流れを可視化することができる。
【００３９】
また請求項５に記載された発明によれば、小孔を空気噴出孔として用いることにより、翼の表面に空気膜を形成して空気冷却のシミュレーションを行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  風洞試験用模型の斜視図
【図２】  図１の２方向矢視図
【図３】  図２の３ａ−３ａ線、３ｂ−３ｂ線、３ｃ−３ｃ線および３ｄ−３ｄ線断面図
【図４】  光造形法による主翼の成形工程の説明図
【符号の説明】
Ｈａ        第１圧力検出孔（小孔）
Ｈｂ        第２圧力検出孔（小孔）
Ｈｃ        第３圧力検出孔（小孔）
Ｈｄ        第４圧力検出孔（小孔）
Ｐａ        第１通路（通路）
Ｐｂ        第２通路（通路）
Ｐｃ        第３通路（通路）
Ｐｄ        第４通路（通路）
Ｗ          主翼（翼）
【図１】
0004446608.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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