(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
実物の翼の弾性を模擬した弾性スパー（１１）と、実物の翼の外形形状を模擬した複数の翼素（１３）とを備え、弾性スパー（１１）に沿って複数の翼素（１３）を固定して試験用翼（Ｗ）を構成したフラッタ試験用模型において、
弾性スパー（１１）に形成した上下方向の基準面（１１ａ）と翼素（１３）に形成した上下方向の基準面（１４ａ）とを密着させ、かつ弾性スパー（１１）に形成した前後方向の基準面（１１ｂ）と翼素（１３）に形成した前後方向の基準面（１４ｂ）とを密着させることで、弾性スパー（１１）に対して翼素（１３）を上下方向および前後方向に直接的に位置決めした状態で翼素（１３）を弾性スパー（１１）に締結したことを特徴とするフラッタ試験用模型。
【請求項２】
弾性スパー（１１）の上下方向の基準面（１１ａ）および前後方向の基準面（１１ｂ）はコンピュータ制御のＮＣ加工により形成され、翼素（１３）の上下方向の基準面（１４ａ）および前後方向の基準面（１４ｂ）はコンピュータ制御のレーザー照射による光造形法で形成されることを特徴とする、請求項１に記載のフラッタ試験用模型。
【請求項３】
前記弾性スパー（１１）の基準面（１１ａ，１１ｂ）および翼素（１３）の基準面（１４ａ，１４ｂ）は、翼型におけるコードラインに沿う方向と、それに直交する方向とに形成されることを特徴とする、請求項１または請求項２に記載のフラッタ試験用模型。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、実物の翼の弾性を模擬した弾性スパーと、実物の翼の外形形状を模擬した複数の翼素とを備え、弾性スパーに沿って複数の翼素を固定して試験用翼を構成したフラッタ試験用模型に関する。
【０００２】
【従来の技術】
例えば、実機の主翼のフラッタ特性を風洞試験により測定するためのフラッタ試験用模型として、特開平７−２７６６５号公報に記載されたものが公知である。
【０００３】
このフラッタ試験用模型は、実機の主翼の曲げ剛性および捩じり剛性を模擬する金属製の弾性スパーに、バルサ材で成形されてスパン方向に分割された複数の翼素を固定して構成されており、弾性スパーに対する翼素の固定にはボルトが使用されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上記従来のものは複数の翼素を弾性スパーに嵌合させてボルトで固定する際に、各々の翼素と弾性スパーとの間に僅かな隙間が存在することから、隣接する翼素間に段差が発生して試験用翼全体の精度が低下する問題がある。また各々の翼素が複数の部品を組み立てて構成されているために寸法精度が低下し易く、その翼素の寸法誤差と翼素の弾性スパーへの取付誤差とが加算されて試験用翼全体の精度が更に低下することになる。
本発明は前述の事情に鑑みてなされたもので、弾性スパーに複数の翼素を固定して構成される試験用翼の精度を高めることを目的とする。
【０００５】
【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、実物の翼の弾性を模擬した弾性スパーと、実物の翼の外形形状を模擬した複数の翼素とを備え、弾性スパーに沿って複数の翼素を固定して試験用翼を構成したフラッタ試験用模型において、弾性スパーに形成した上下方向の基準面と翼素に形成した上下方向の基準面とを密着させ、かつ弾性スパーに形成した前後方向の基準面と翼素に形成した前後方向の基準面とを密着させることで、弾性スパーに対して翼素を上下方向および前後方向に直接的に位置決めした状態で翼素を弾性スパーに締結したことを特徴とするフラッタ試験用模型が提案される。
【０００６】
上記構成によれば、弾性スパーに形成した上下方向の基準面と翼素に形成した上下方向の基準面とを密着させ、かつ弾性スパーに形成した前後方向の基準面と翼素に形成した前後方向の基準面とを密着させた状態で翼素を弾性スパーに締結するので、弾性スパーに対して各々の翼素を精密に位置決めして隣接する翼素間に段差が発生するのを最小限に抑え、試験用翼の組立精度を高めて高精度のフラッタ試験データを得ることができる。
【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、弾性スパーの上下方向の基準面および前後方向の基準面はコンピュータ制御のＮＣ加工により形成され、翼素の上下方向の基準面および前後方向の基準面はコンピュータ制御のレーザー照射による光造形法で形成されることを特徴とするフラッタ試験用模型が提案される。
【０００８】
上記構成によれば、弾性スパーの基準面をコンピュータ制御のＮＣ加工により形成し、翼素の基準面をコンピュータ制御のレーザー照射による光造形法で形成するので、両基準面の加工精度が向上する。
【０００９】
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、前記弾性スパーの基準面および翼素の基準面は、翼型におけるコードラインに沿う方向と、それに直交する方向とに形成されることを特徴とするフラッタ試験用模型が提案される。
上記構成によれば、翼素を弾性スパーに対して位置決めする基準面が翼型におけるコードラインに沿う方向と、それに直交する方向とに形成されるので、翼素の前後端の段差および上下面の段差を最小限に抑えることができる。
【００１０】
【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は試験用翼の分解斜視図、図３は図２の３−３線断面図、図４は光造形法による翼素の成形工程の説明図である。
【００１１】
図１には、飛行機の主翼のフラッタ試験を行う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の左半部および左試験用翼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。
【００１２】
図２および図３を併せて参照すると明らかなように、試験用翼Ｗはその骨格を構成する金属製の弾性スパー１１を備えており、弾性スパー１１は長辺が前後方向（翼型のコード方向）に沿い、短辺が上下方向（翼型のコード方向に直交する方向）に沿う長方形断面を有するとともに、その断面積が翼根側から翼端側に次第に減少するようにテーパーして実機の主翼の曲げ剛性や捩じり剛性を模擬するように製作されている。弾性スパー１１にはスパン方向に１０分割された翼素１３…が固定されて試験用翼Ｗが構成される。隣接する翼素１３…の間には、弾性スパー１１の曲げ変形や捩じり変形を妨げないように微小な隙間が形成されている。
【００１３】
図３から明らかなように、長方形断面の弾性スパー１１はコンピュータ制御のＮＣ加工により製作されるもので、その上面および前面に翼素１３…を固定する際の基準面１１ａ，１１ｂが精密に加工される。
【００１４】
各々の翼素１３…は何れも光造形法で製作されるもので、図４の模式図に基づいて翼素１３…の成形過程を説明する。
【００１５】
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。
【００１６】
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、翼素１３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）。本実施例の試験用翼Ｗはテーパー翼であるため、紫外線レーザーＲの照射範囲は翼根側部分を成形するときが最大であり、前記照射範囲は翼端側部分の成形に移行するにつれて小さくなる。また弾性スパー１１が嵌合する長方形の開口１４等も光造形法により翼素１３の内部に同時に形成される（図４（ｄ）参照）。即ち、開口１４等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空間として残される。
【００１７】
紫外線レーザーＲの照射はコンピュータにより制御され、図３から明らかなように、翼素１３の開口１４には弾性スパー１１の基準面１１ａ，１１ｂにそれぞれ対応する基準面１４ａ，１４ｂが精密に形成される。更に翼素１３には、その上面から開口１４に達する前後一対のボルト孔１５，１５と、スパン方向に貫通する前後一対のウエイト支持孔１６，１６とが、光造形法により同時に形成される。翼素１３のウエイト支持孔１６，１６にはタングステン等の比重の大きい金属棒よりなるウエイト１７，１７が圧入により固定される。このウエイト１７，１７の重量や位置を変化させることにより、実機の主翼の質量分布を模擬することができる。
【００１８】
しかして、弾性スパー１１の翼根側から翼端側に向けて翼素１３の開口１４を嵌合させ、そのボルト孔１５，１５から挿入した２本のボルト１８，１８を弾性スパー１１のボルト孔１９，１９に螺合することにより、翼素１３を弾性スパー１１に固定する。このようにして、１０個の翼素１３…を翼根側のものから翼端側のものに向けて順次取り付けて行く。前記ボルト１８，１８は皿頭ボルトからなり、かつボルト孔１５，１５の開口部を座ぐりすることにより、ボルト１８，１８の頭部が翼素１３の表面と面一になるようにしてフラッタ試験時に気流が乱れるのを防止している。
【００１９】
さて、翼素１３を２本のボルト１８，１８で弾性スパー１１に固定するとき、翼素１３の開口１４の２つの基準面１４ａ，１４ｂを弾性スパー１１の２つの基準面１１ａ，１１ｂにそれぞれ密着させることにより、翼素１３を弾性スパー１１に対して上下方向および前後方向に精密に位置決めすることができる。そして１０個の翼素１３…を同様にして位置決めすることにより、隣接する翼素１３…の表面間に前後方向の段差や上下方向の段差が発生するのを防止して試験用翼Ｗの精度を高めることができ、結果として高精度のフラッタ試験データを得ることができる。
【００２０】
また各々の翼素１３…のウエイト支持孔１６，１６にウエイト１７，１７を支持したので、試験用翼Ｗに実機の主翼の質量分布を精密に模擬させてフラッタ試験の精度を高めることができる。更に翼素１３…を光造形法で成形したので、バルサ材やＦＲＰ材で成形する場合に比べて時間およびコストを削減できるだけでなく、翼素１３…自体の寸法精度を大幅に高めて試験用翼Ｗ全体の精度を一層高めることができる。
【００２１】
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。
【００２２】
例えば、実施例では弾性スパー１１の上面および前面に基準面１１ａ，１１ｂを形成しているが、上面および後面、下面および前面、あるいは下面および後面に基準面を形成することができる。
【００２３】
また請求項１に記載された発明では、弾性スパー１１の上面、下面、前面および後面の一つを基準面としても良い。
【００２４】
また実施例では翼素１３…を光造形法で成形しているが、請求項１および請求項２に記載された発明では、それらを他の手法で成形することも可能である。
【００２５】
また試験用翼Ｗは実機の主翼を模擬したものに限定されず、尾翼を模擬したものであっても良く、更に建築物や橋梁に設けられた翼状部分を模擬したものであっても良い。
【００２６】
【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、弾性スパーに形成した上下方向の基準面と翼素に形成した上下方向の基準面とを密着させ、かつ弾性スパーに形成した前後方向の基準面と翼素に形成した前後方向の基準面とを密着させた状態で翼素を弾性スパーに締結するので、弾性スパーに対して各々の翼素を精密に位置決めして隣接する翼素間に段差が発生するのを最小限に抑え、試験用翼の組立精度を高めて高精度のフラッタ試験データを得ることができる。
【００２７】
また請求項２に記載された発明によれば、弾性スパーの基準面をコンピュータ制御のＮＣ加工により形成し、翼素の基準面をコンピュータ制御のレーザー照射による光造形法で形成するので、両基準面の加工精度が向上する。
【００２８】
また請求項３に記載された発明によれば、翼素を弾性スパーに対して位置決めする基準面が翼型におけるコードラインに沿う方向と、それに直交する方向とに形成されるので、翼素の前後端の段差および上下面の段差を最小限に抑えることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  風洞試験用模型の斜視図
【図２】  試験用翼の分解斜視図
【図３】  図２の３−３線断面図
【図４】  光造形法による翼素の成形工程の説明図
【符号の説明】
１１        弾性スパー
１１ａ      基準面
１１ｂ      基準面
１３        翼素
１４ａ      基準面
１４ｂ      基準面
Ｗ          試験用翼
【図１】
0004310044.tif 000002
【図２】
0004310044.tif 000003
【図３】
0004310044.tif 000004
【図４】
0004310044.tif 000005