スライド 1

M１７８７ 航空機設計特論

© Space Transportation Systems Engineering Laboratory, Kyushu Univ.2014

航空機設計特論 第２回(2014/10/20) ver. 2014/10/20

概念設計手順の概要

① 他機例調査 ：

機体イメージをつかむ

② 機体概略形状の設定 ：

コンセプトをまとめる

③ ミッションから重量を推算 ：

機体規模を明らかにする

④ 詳細形状の設定 ：

機体形状の主要要素を決定

⑤ パラメトリックスタディ ：

機体パラメータを変化させて、ベース形

状の周辺で最適点を探る

⑥ 三面図作成、性能計算 ：

機体形状の確定と主要性能の算出

MRJ roll out (2013/10/18)

MRJ roll out (2013/10/18)

EASA certifies A350 XWB for up to 370 minute ETOPS

(2013/10/15)

http://www.airbus.com/newsevents/news-events-single/detail/easa-certifies-a350-xwb-for-up-to-370-minute-etops/ http://www.alltumflug.is/flugfrettir/6857/A350-900_f%C3%A6r_fjarflugsleyfi_fyrir_allt_a%C3%B0_370_m%C3%ADn%C3%BAtna_ETOPS

ETOPS : Extended-range Twin-engine Operational Performance Standards

rating

ETOPS-180

B757, B767, B737(-600,-700,-800,-900),

B787, A300-600, A310, A320

ETOPS-207

B777

ETOPS-240

A330

ETOPS-330

B777(-300ER, -200LR, -200ER, F),

B787

①他機例調査／統計値データ (1)

・機体が有すべき性能・能力の設定

・同クラスの機体の存在域を明らかにする

機体の仕様設定に資する。

①他機例調査／統計値データ (2)

History of progress in speed and altitude capabilities

①他機例調査／統計値データ (3)

①他機例調査／統計値データ (4)

①他機例調査／統計値データ (5)

Typical flight envelopes

AH-64D

C-130J

①他機例調査／統計値データ (6)

Maximum cargo range : E

_{𝐸 =}

𝑃𝐴𝑌

①他機例調査／統計値データ (7)

①他機例調査／統計値データ (8)

①他機例調査／統計値データ (9)

①他機例調査／統計値データ (10)

①他機例調査／統計値データ (11)

①他機例調査／統計値データ (12)

①他機例調査／統計値データ (13)

Wing area vs MTOM

Small aircraft

Midrange

single-aisle

aircraft

Large

twin-aisle

aircraft

①他機例調査／統計値データ (14)

Relationship between

engine size and MTOM

Small aircraft

Midsize

aircraft

Large

aircraft

①他機例調査／統計値データ (15)

①他機例調査／統計値データ (16)

Thrust-to-weight ratio for supersonic jet fighters

Maximum thrust

with afterburning

at sea level

①他機例調査／統計値データ (17)

①他機例調査／統計値データ (18/)

②機体概略形状の設定の例 (1)

②機体概略形状の設定の例 (2)

②機体概略形状の設定の例 (3/)

③ミッションから重量を推算

離陸重量の構成 （Raymerによる区分）

ミッションプロファイル

ミッションプロファイルの例

M

_cruise

=0.6

離陸重量の構成と算出

離陸重量を４つの構成要素に区分する。

empty

fuel

payload

crew

0

W

W

W

W

W









0

0

empty

0

0

fuel

payload

crew

0

W

W

W

W

W

W

W

W

W

_

































_fuel

crew

₀





payload

_empty

₀



0

payload

crew

0

0

empty

0

0

fuel

0

1

W

W

W

W

W

W

W

W

W

W

W

W

W

W

W

W









































ミッション要求から決定

これを、重量比の形で表現する。

要決定

「

燃料重量比

」 「

空虚重量比

」

空虚重量比(W

_e

/W

₀

)の統計データ

Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

W

_e

/W

₀

空虚重量比(W

_e

/W

₀

)の推算

空虚重量比の統計データを定式化

_→

vs

C

e

W

A

W

K

W

₀





₀



Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

燃料重量の算出 ： 飛行プロファイル

どのような飛行パターンを行うか？

_{→ 消費燃料が決定}

燃料重量比(W

_fuel

/W

₀

)の推算

単純な飛行プロファイルについて考える；

Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

Mission segment

1. Warmup and Takeoff

2. Climb

3. Cruise

4. Loiter

燃料重量比(W

_fuel

/W

₀

)の推算

離陸、上昇、着陸区間の飛行区間重量逓減比には、

下表の統計値を用いる。

Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

巡航区間の重量逓減比

ブレゲーの式を用いる。



E



L /D

C

ln

W

_i

_

₁

W

_i



W

i

W

_i

_

₁



exp



EC

L /D

すなわち、

C

,

L/D

が得られれば、W

_i

/W

_i-1

が求まる。



R



V

C

L

D

ln

W

_i

_

₁

W

_i



W

i

W

_i

_

₁



exp



RC

V (L /D)

R : Range

E : Endurance time

C : Specific fuel consumption, SFC

V : Velocity

L/D : Lift-to-drag ratio

比燃費 Specific Fuel Consumption

• Specific fuel consumption ( SFC or C と表記)

燃料消費率

を

推力

で割った値

• ジェットエンジンでは、単位時間(hr)、単位推力(lb)あたりの燃

料重量(lb)として、

(lb/hr)/lb

または

(1/hr)

で表す。

単位系に要注意：

・質量の 1 kg ( 1 lb ) と 力の 1 kg ( 1 lb ) ［1 kgf, 1 lbf ］

・仕事率 1 hp = 550 ft･lb/s ≒ 0.746 kW (UK)

・1 lb ≒ 0.4536 kg

・1 ft = 0.3048 m

・1 nm = 1852 m

・1 kt = 1 nm/h ≒ 0.5144 m/s

SFCの統計値

Mach number

Equivalent

Jet

SFC

( LB/HR/LB)

高度、速度、推力設定によってSFC

は変化するが、初期サイジングでは

右表の代表的な値を使用する。

Wetted Area Ratioの推算

• 機体の形状から、 Wetted Area Ratio： S

_wet

/S

_ref

を見積る

Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

Wetted Aspect Ratioから揚抗比の推算

Wetted Aspect Ratio;

ref

wet

wet

S

S

A

S

b

/

2



Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

L/D

_max

揚抗比の推算

Fig.3.6 で得られた L/D

_max

から、飛行時の L/D を求める。

ここで、

・巡航時には、パワー最小となる L/D

・ロイター時には、推力最小となる L/D

で飛行するものとすると、

巡航区間の重量逓減比

以上の値をブレゲーの式に代入；



W

_i

W

_i

_

₁



exp



EC

L /D



W

_i

W

_i

_

₁



exp



RC

V (L /D)

R : 要求性能から定まる

C : Table 3.3の値を使用

V : 要求性能から定まる

L/D : Fig . 3.6からL/D

_max

を求め、

巡航時のL/Dを算出する

(a) Cruise

(b)Loiter

E : 要求性能から定まる

C : Table 3.3の値を使用

L/D : Fig.3.6からL/D

_max

を求め、

巡航区間の重量逓減比

まとめると、

1

Warmup and Takeoff

W

₁

/W

₀

=0.97

2

Climb

W

₂

/W

₁

=0.985

3

Cruise

W

₃

/W

₂

=exp(-RC/V(L/D))

4

Loiter

W

₄

/W

₃

=exp(-EC/(L/D))

5

Landing

W

₅

/W

₄

=0.995



W

₅

W

₀



W

₁

W

₀

W

₂

W

₁

W

₃

W

₂

W

₄

W

₃

W

₅

W

₄

W

_f

W

₀



1.06 1



W

₅

W

₀















W

_e

W

₀



AW

0

C

K

_vs

W

₀



W

crew



W

payload

1



(W

_f

/W

₀

)



(W

_e

/W

₀

)

W

₀

を仮定して、次式を計算

これより、

得られたW

₀

が 仮定したW

₀

と一致（収束）するまで反復計算

リザーブおよび使用不能燃料分として６％増し

W

₀

を変化させて

離陸重量の計算

計算例（１）ASWミッション

ミッション要求

M

_cruise

=0.6

計算例（概念スケッチ1）

概念スケッチの検討： いくつかの候補から選択する

計算例（概念スケッチ2）

選定した形態について、

詳細な概念スケッチを作成する

・乗員

・ペイロード

・脚の収納

・燃料タンクの配置

など

計算例（L/Dの推算1）

アスペクト比を 10 に設定

↓

AR (wing+canard) = 7

↓

Wetted Area Ratio

S

_wet

/S

_ref

= 5.5

↓

Wetted Aspect Ratio

Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

27

.

1

5

.

5

7

/

2







ref

wet

wet

S

S

A

S

b

S

_wet

/S

_ref

*

計算例（L/Dの推算2）

Wetted Aspect Ratio = 1.27

↓

L/D

_max

= 16

↓

L/D

_cruise

= 0.866×16=13.9

Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

L/D

_max

計算例（重量の計算1）

Mission Segment Weight Fractions

1) Warmup and takeoff

W

₁

/W

₀

= 0.97

(Table 3.2)

2) Climb

W

₂

/W

₁

= 0.985

(Table 3.2)

3) Cruise

R

= 1500 nm = 9,114,000 ft

C

= 0.5 /hr = 0.0001389 /s

V

= 0.6M×(994.8 ft/s) = 569.9 ft/s

L/D

= 16×0.866 = 13.9

W

₃

/W

₂

= e

{-RC/(VL/D)}

= e

-0.153

= 0.8585

4) Loiter

E

= 3 hours = 10,800 s

C

= 0.4 /hr = 0.000111 /s

L/D

= 16

W

₄

/W

₃

= e

{-EC/(L/D)}

= e

-0.075

= 0.9277

計算例（重量の計算2）

5) Cruise (same as 3)

W

₅

/W

₄

= 0.8585

6) Loiter

E

= 20 min = 1200 s

C

= 0.0001111 /s

L/D

= 16

W

₆

/W

₅

= e

-0.0083

_{= 0.9917}

7) Land

W

₇

/W

₆

= 0.995

(Table 3.2)

Empty weight fraction

A = 0.93, C = -0.07

(Table 3.1)

for Military cargo/bomber

W

₇

/W

₀

= (W

₁

/W

₀

) (W

₂

/W

₁

) (W

₃

/W

₂

) (W

₄

/W

₃

) (W

₅

/W

₄

) (W

₆

/W

₅

) (W

₇

/W

₆

)

= (0.97)(0.985)(0.8585)(0.9277)(0.8585)(0.9917)(0.995) = 0.6446

W

_f

/W

₀

= 1.06 ( 1 - W

₇

/W

₀

) = 1.06 ( 1 - 0.6446 ) = 0.3767

W

_e

/W

₀

= 0.93W

₀

-0.07

_(Table3.1)

W

₀

=10,800 / ( 1 - 0.3767 - W

_e

/W

₀

) = 10,800 / ( 0.6233 - W

_e

/W

₀

)

・W

₀

を変化させて計算 （あるいはExcelのゴールシーク機能などで収束計算）

計算例（重量の計算3）

W

_{0 _GUESS}

W

_e

/W

₀

W

₀

50,000

0.4361

57,687

56,000

0.4326

56,644

56,500

0.4324

56,564

56,550

0.4323

56,556

56,556

0.4323

56,556

W

₀

= 56,556 lb

W

_f

= 21,305 lb

と求まる

W

_e

= 24,449 lb

Excel ワークシートの例

計算例（重量の計算4）

Mission segment

1) Takeoff

W1/W0

0.97

2) Climb

W2/W1

0.985

3) Cruise

R

1500 (nm)

9114000 (ft)

C

0.5 (1/hr)

0.000139 (1/s)

V

0.6 (M)

596.88 (ft/s)

L/D

13.9

-RC/(V(L/D)) -0.1526

W3/W2

0.8585

4) Loiter

E

3 (hr)

10800 (s)

C

0.4 (1/hr)

0.000111 (1/s)

L/D

16

W4/W3

0.9277

5) Cruise

W5/W4

0.8585

6) Loiter

E

20 (min)

1200 (s)

C

0.4 (1/hr)

0.000111 (1/s)

L/D

16

W6/W5

0.9917

7) Land

W7/W6

0.9950

Empty Weight fraction

A

0.93 Table 3.1

C

-0.07

Crew and Payload weight

Wcrew

800 (lb)

Wpayload

10000 (lb)

Wcrew+Wpay

10800 (lb)

W7/W0

0.6446

Wf/W0

0.3767

1-Wf/W0

0.6233

W0_guess

We/W0

W0

W0_guess-W0

56556

0.4323

56556

0.0004 (lb)

ここ がゼロになるように、

0

20,000

40,000

60,000

80,000

100,000

0

500

1000

1500

2000

2500

RANGE (nm)

W0 (lbs)

計算例（トレードスタディ：Rangeを変化）

1000 nm Range

W

₃

/W

₂

= W

₅

/W

₄

= e

-0.1017

_{= 0.9033}

W

₇

/W

₀

= 0.7136

W

_f

/W

₀

= 1.06 ( 1 - 0.7136 ) = 0.3036

W

₀

= 10,800 / ( 1 - 0.3036 - W

_e

/W

₀

)

→ W

₀

= 42,312 lb, W

_f

= 12,846 lb,

W

_e

= 18,668 lb

2000 nm Range

W

₃

/W

₂

= W

₅

/W

₄

= e

-0.2034

_{= 0.8159}

W

₇

/W

₀

= 0.5823

W

_f

/W

₀

= 1.06 ( 1 - 0.5823 ) = 0.4428

W

₀

= 10,800 / ( 1 - 0.4428 - W

_e

/W

₀

)

→ W

₀

= 79,879 lb, W

_f

= 35,370 lb

W

_e

= 33,709 lb

0

20,000

40,000

60,000

80,000

100,000

120,000

0

5,000 10,000 15,000 20,000 25,000

Payload (lbs)

W0 (lbs)

計算例（トレードスタディ：Payloadを変化）

Payload : 5,000～20,000 lb

これらのトレードスタディは、

設定した設計要求を評価し、洗練化するために実施する。

0

20,000

40,000

60,000

80,000

100,000

120,000

0

5,000 10,000 15,000 20,000 25,000

Payload (lbs)

W0 (lbs)

W0_Al

W0_Composite

計算例（複合材の適用）

統計的な式は、アルミ合金の使用を仮定している。

複合材を用いる場合は、初期段階として、

「金属製の場合の空虚重量比の９５％」

と設定することで近似する。

W

_e

/W

₀

=

0.95 ×

0.93W

₀

-0.07

W

₀

=10,800/( 1 - 0.3767 - W

_e

/W

₀

)

→

W

₀

= 51,464 lb

機体要素ごとの重量推算 (1)

機体要素ごとの重量推算 (2)

機体要素ごとの重量推算 (3)

機体要素ごとの重量推算 (4/)

Fudge factor

・既存機体とは異なる設計の場合

・既存機体が少なく統計式が作れない場合

Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series

重量推算のツール

・ミッションからの重量推算

→ エクセルによるツール化

・機体要素ごとの重量推算

→ Fortranプログラム化

重量推算Excel (1)

Mission segment

1) Takeoff

W1/W0

0.97

2) Climb

W2/W1

0.985

3) Cruise

R

1500 (nm)

9114000 (ft)

C

0.5 (1/hr)

0.000139 (1/s)

V

0.6 (M)

596.88 (ft/s)

L/D

13.9

-RC/(V(L/D)) -0.1526

W3/W2

0.8585

4) Loiter

E

3 (hr)

10800 (s)

C

0.4 (1/hr)

0.000111 (1/s)

L/D

16

W4/W3

0.9277

5) Cruise

W5/W4

0.8585

6) Loiter

E

20 (min)

1200 (s)

C

0.4 (1/hr)

0.000111 (1/s)

L/D

16

W6/W5

0.9917

7) Land

W7/W6

0.9950

Empty Weight fraction

A

0.93 Table 3.1

C

-0.07

Crew and Payload weight

Wcrew

800 (lb)

Wpayload

10000 (lb)

Wcrew+Wpay

10800 (lb)

W7/W0

0.6446

Wf/W0

0.3767

1-Wf/W0

0.6233

W0_guess

We/W0

W0

W0_guess-W0

56556

0.4323

56556

0.0004 (lb)

ここ がゼロになるように、

重量推算

・Raymerの方法による重量推算をエクセルでツール化

62

重量推算Excel (2)

（つづき）

機体要素ごとの重量推算

Raymerのテキストの式のFortranプログラム化

RAYMER'S DR-1

-AIRCRAFT TYPE ---3 : ITYPE ( FIGHTER/ATTACKER = 1, CARGO/TRANSPORT = 2, GENERAL AVIATION = ---3)

--- FLIGHT CONDITION ---0.0 : ALTFT ( ALTITUDE, FT )

120.0 : VKTTAS ( VELOCITY, KT )

2.0 : N_P ( number of personnel onboard ( crew and passengers ) ---- LOAD

---6.0 : N_LIMIT ( limit load factor )

- WEIGHT ---1200.0 : W_DG ( design gross weight, lb )

1200.0 : W_L ( landing design gross weight, lb ) 1.0 : W_FW ( weight of fuel in wing, lb )

- WING ---118.0 : S_W ( trapezoidal wing area, ft**2 )

6.0 : A_W ( aspect ratio )

0.0 : SWEEP_W ( wing sweep at 25% MAC ) 0.4 : TAPER_W ( taper ratio )

0.135 : TBYC_W ( thickness ratio )

- HORIZONTAL TAIL ---25.5 : S_HT ( horizontal tail area, ft**2 )

4.0 : A_HT ( aspect ratio )

10.0 : SWEEP_HT ( horizontal sweep at 25% MAC ) 0.4 : TAPER_HT ( taper ratio )

0.12 : TBYC_HT ( thickness ratio )

- VERTICAL TAIL ---11.6 : S_VT ( vertical tail area, ft**2 )

4.0 : A_VT ( aspect ratio )

15.0 : SWEEP_VT ( vertical tail sweep at 25% MAC ) 0.4 : TAPER_VT ( taper ratio )

0.12 : TBYC_VT ( thickness ratio )

0.0 : HTBYHV ( HT ( horizontal tail height above fuselage, ft), HV ( vertical tail height above fuselage, ft) - FUSELAGE

---164.0 : S_F ( fuselage wetted area, ft**2 )

140.0 : L_T ( tail length ; wing quarter-MAC to tail quarter-MAC, ft ) 15.83 : L ( fuselage structural length, ft ( excludes radome, tail cap ) )

2.08 : D ( fuselage structural depth, ft )

0.0 : V_PR ( volume of pressurized section, ft**3 )

0.0 : P_DELTA ( cabin pressure differential, psi ( typically 8 psi) 0.0 : W_PRESS ( weight penalty due to pressurization )

- GEAR ---2.0 : N_GEAR

25.0 : L_M ( length of main landing gear, in ) 0.0 : L_N ( nose gear length, in )

- ENGINE ---272.0 : W_EN ( engine weight, each, lb )

1.0 : N_EN ( number of engines )

- FUEL ---20.0 : V_T ( total fuel volume, gal )

0.0 : V_I ( integral tanks volume, gal ) 1.0 : N_T ( number of fuel tanks )

- AVIO

---5.0 : W_UAV ( uninstalled avionics weight, lb ( typically = 800 to 1400 lb ) )

---概念設計の取り掛かりの例

１人乗り超音速レジャー機の概念設計時

・個人所有の超音速飛行可能なレジャー機

・整備性、取扱を考慮した、シンプルな機体

65

乗員数

１（ W

_crew

=200 lb, W

_payload

=100 lb ）

エンジン

双発 （片発停止時の安全性を考慮）

機体形式

大後退翼、デルタ翼、

最大速度

Mach 2.0 （無理なら1.6程度に抑える）

通常巡航速度

Mach 0.8

航続距離

2000 km

離着陸距離

500 m

上昇性能

10,000 ft/min以上 @S.L.

実用上昇限度

30,000 ft以上

①他機例調査 (1)

66

Saker S-1

Bede BD-10

類似の仕様の機体のデータを集める

ATG Javelin MK-10

①他機例調査 (2)

67

類似の機体が少ない場合は、幅を広げてデータを収集する。

T-4

F-104

①他機例調査 (3)

諸元をまとめる。

68

Bede BD-10

ATG Javelin MK-10

F-104G

T-4

SAAB 35 Draken

seat

2

2

1

2

1

Length (m)

6.53

11.28

16.66

13

15.35

Span (m)

6.55

7.65

6.36

9.94

9.42

Height (m)

2.46

3.2

4.09

4.6

3.89

S (m2)

9.1

13

18.22

21.06

49.22

Wempty (kg)

725

2111

6350

3790

7865

Wgross (kg)

2015

3100

13170

7500

16000

power plant

GE CJ-610

Williams

FJ33-4-19J

GE J79-GE-11A IHI F3-IHI-30 Volvo Flygmotor RM6C

number of EG

1

2

1

2

1

power (lbf)

2950

1750

10000

12787

power (afterburner, lbf)

15600

17637

power (kN)

13.12

8

48/69ab

16

56.5

power (afterburner, kN)

78.4

fuel (gal)

263

Max speed (Mach/ km/h)

1.4/-

- / 925

2.2 / 2137

0.91 / 1038

1.6 /

-cruise speed (km/h)

957

range (km)

2499

1852

2623

1670

3250

service ceiling (ft)

45000

45000

50000

50000

59000

rate of climb (ft/min)

30000

9000

48000

10367.45407

34450

takeoff distance (50ft, ft)

600

2000

2623

landing distance (50ft, ft)

1500

2100

L/D

9.2

①他機例調査 (4/)

エンジンについてもデータを収集する。

～ 調査した機体に搭載の小型エンジンなど

69

GE

Williams

PW

HF120

CJ610

FJ33

FJ44

PW610F PW615F PW617F PW625F

weight (lbs)

368

407

300

460

259.3

310

380 ?

uninstalled thrust (lbf)

2095

3100 1000-1900 1900-2100

950

1460

1780

2500

height (in)

28

17

27

28 14dia

16.0dia

17.6dia

21.8dia

width (in)

26

17

29.5

26

②機体概略形状の設定 (1/)

③ミッションから重量推算 (1)

ミッションパターン

① 遷音速巡航

② 超音速飛行

CL

TO

CR: M 0.8, 2000km, @8000ft

LO: 20min

LD

CL

TO

CR: M 0.8

900km

@8000ft

LO: 20min

LD

CR: M 2.0

100km

@8000ft

CR: M 0.8

1000km

@8000ft

③ミッションから重量推算 (2)

・機体タイプ： 低アスペクト比 戦闘機形状

・アスペクト比： 4.0

③ミッションから重量推算 (3)

ミッションパターン① （遷音速飛行）の重量推算結果

W

₀

= 5,086 lbs

W

_empty

= 3,728 lbs

W

_fuel

= 1,058 lbs

ミッションパターン② （超音速飛行）の重量推算結果

W

₀

= 5,303 lbs

W

_empty

= 3,866 lbs

W

_fuel

= 1,137 lbs

これより、初期段階の重量として、以下のように設定

W

₀

= 5,500 lbs

W

_empty

= 3,900 lbs

W

_fuel

= 1,200 lbs

73

コンセプトスケッチ

機体形状

ベース案 ：

この形状の課題： トリムが困難

→

別の案を考える

機体形状

ダブルデルタ案 ：

76

主翼スパン：

スパン : b

= 7.0 m

内翼部 half span = 1.05 m

外翼部 half span = 1.50 m

翼弦長：

C

_{side of engine}

= 4.2 m

C

_kink

= 1.7 m

C

_tip

= 0.25 m

前縁後退角：

Λ

_{LE_inner}

= 64.5 deg

Λ

_{LE_outer}

= 49.5 deg

主翼形状の設定

・翼厚比 ： 5 %

・取付角 ： 1 deg

・捩下げ ： 1 deg

・上反角 ： 0 deg （要すれば、-2deg程度）

垂直尾翼

・アスペクト比 ： 1.0

・テーパ比 ：

0.2

・前縁後退角 ：

65 deg

・翼厚比 ：

5 %

OpenVSPについて

OpenVSPについて

・オープンソースの形状生成ツール