6. 初期サイジング
初期サイジング： 第２回の講義の方法を、少し詳しく見直し
・ラバーエンジン／固定エンジン
・形状・操舵面のサイジング
・サイジング例
© Space Transportation Systems Engineering Laboratory, Kyushu Univ.2018
航空宇宙機設計論 第6回(2018/05/21)
6.1 ラバーエンジンによるサイジング (1/11)
第２回の講義の方法；
・搭載物を投下する機体に適用できるようにペイロードを分割；
fuel
crew
0
payload
empty
0
0
1
W
W
W
W
W
W
W
0
5
0
1
06
.
1
W
W
W
W
f
e
0
e
fuel
yload
Dropped_pa
oad
Fixed_payl
crew
e
fuel
yload
Dropped_pa
oad
Fixed_payl
crew
0
W
W
W
W
W
W
W
W
W
W
W
W
W
ラバーエンジンによるサイジング (2/11)
修正した空虚重量比の統計式 (1/2)
vs
5
max
4
0
3
0
2
1
0
0
e
K
M
S
W
W
T
A
bW
a
W
W
C
C
C
C
C
ラバーエンジンによるサイジング (3/11)
修正した空虚重量比の統計式 (2/2)
ラバーエンジンによるサイジング (4/11)
参考
以前の講義で用いた空虚重量比の（
簡易な
）統計式
ラバーエンジンによるサイジング (5/11)
燃料重量（未知数）
ある飛行区間での燃料消費は、
全飛行区間での燃料消費は総和として、
全搭載燃料は、
e
0
e
fuel
yload
Dropped_pa
oad
Fixed_payl
crew
0
W
W
W
W
W
W
W
W
i
1
i
i
fuel_i
1
W
W
W
W
x
W
W
1
fuel_i
on
fuel_missi
x
W
W
1
fuel_i
fuel
1
.
06
（余裕５％と使用不能燃料１％を考慮）
ラバーエンジンによるサイジング (6/11)
エンジン始動、タキシング、離陸
上昇、加速 （M=0.1から巡航Machへの加速）
亜音速：
超音速：
（加速フェーズの計算例）
・
M=0.1→0.8 :
・
M=0.1→2.0 :
・
M=0.8→2.0 :
99
.
0
~
97
.
0
/
0
1
W
W
M
W
W
i
/
i
1
1
.
0065
0
.
0325
2
1
i
i
/
W
0
.
991
0
.
007
M
0
.
01
M
W
9805
.
0
8
.
0
0325
.
0
0065
.
1
/
i
1
i
W
W
937
.
0
0
.
2
01
.
0
0
.
2
007
.
0
991
.
0
/
i
1
2
i
W
W
956
.
0
9805
.
0
937
.
0
/
i
1
i
W
W
ラバーエンジンによるサイジング (7/11)
巡航
： ブレゲーの式による
・ジェット機
・プロペラ機
L/Dは、
)
/
(
exp
1
i
i
D
L
V
RC
W
W
R : Range
C : Specific fuel consumption, SFC
V : Velocity
L/D : Lift-to-drag ratio
h
p
: Propeller efficiency
Ae
q
S
W
S
W
qC
D
L
D
1
/
1
0
)
/
(
550
exp
p
bhp
1
i
i
D
L
RC
W
W
h
ラバーエンジンによるサイジング (8/11)
ロイター
： ブレゲーの式による
・ジェット機
・プロペラ機
D
L
EC
W
W
/
exp
1
i
i
E : Endurance time
C : Specific fuel consumption, SFC
V : Velocity
L/D : Lift-to-drag ratio
h
p
: Propeller efficiency
)
/
(
550
exp
p
bhp
1
i
i
D
L
EVC
W
W
h
ラバーエンジンによるサイジング (9/11)
戦闘
x回の旋回として計算；
ただし、
d
W
T
C
W
W
1
1
i
i
1
2
2
2
n
g
Vx
x
d
D
L
W
T
n
n
n
max
S
W
qC
n
L
/
max
Ae
q
S
W
n
S
W
n
C
D
L
D
)
/
(
)
/
(
1
1
0
𝛹 =
𝑔 𝑛
2
− 1
𝑉
𝛹
ラバーエンジンによるサイジング (10/11)
着陸降下
着陸及びタキシング
995
.
0
~
990
.
0
1
i
i
W
W
997
.
0
~
992
.
0
1
i
i
W
W
ラバーエンジンによるサイジング (11/11)
計算の流れ
6.2 固定エンジンによるサイジング
エンジンが決まっている場合；
・必要T/Wは、全ての要求性能を満足するように決定する。
・離陸重量W
0
は、エンジンの離陸推力の合計を必要離陸推力
重量比で割った形で与えられる。（Nはエンジン数）
・戦闘中の消費燃料は、投下物の重量として取り扱う。
（d : 戦闘時間）
・なお、機体が性能要求を満足しない場合は、性能要求を見直
す必要がある。
W
T
NT
W
/
Engine
per
0
CTd
W
fuel
6.3 形状のサイジング ～ 胴体
統計値により、初期サイジングの目安とする。
・旅客機では、乗客数と座席配置から 胴体長 と 径 は決定される。
・細長比は、亜音速では ３．０ のとき、超音速では １４ のときに抵抗
が最小となる。
Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series
6.3 形状のサイジング ～ 胴体
胴体長の計算例
Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series
10
100
100
1,000
10,000
100,000
1,000,000
Length (ft)
W0 (lb)
General aviation - single engine
General aviation - twin engine
Twin turboprop
Jet fighter
Military Cargo/Bomber
Jet Transport
形状のサイジング ～ 主翼
主翼面積は、サイジングで求めた以下の値；
・離陸重量 （W
0
）
・離陸時の翼面荷重 （W
0
/S）
により算出する。
)
/
(
0
0
S
W
W
S
形状のサイジング ～ 尾翼 (1/8)
尾翼容積係数（Tail Volume Coefficient ）
W
W
HT
HT
HT
W
W
VT
VT
VT
S
C
S
L
c
S
b
S
L
c
HT
W
W
HT
HT
VT
W
W
VT
VT
/
/
L
S
C
c
S
L
S
b
c
S
形状のサイジング ～ 尾翼 (2/8)
尾翼容積係数（Tail Volume Coefficient ）の統計値
形状のサイジング ～ 尾翼 (3/8)
水平尾翼容積係数の統計値
形状のサイジング ～ 尾翼 (4/8)
垂直尾翼容積係数の統計値
形状のサイジング ～ 尾翼 (5/8)
水平尾翼容積係数の統計値
形状のサイジング ～ 尾翼 (6/8)
垂直尾翼容積係数の統計値
形状のサイジング ～ 尾翼 (7/8)
Tail Arm（L）の設定
・トラクタ型のプロペラ機 ： 約 ６０ ％Ｌ
Ｂ
・エンジンを主翼に搭載
： 約 ５０～５５ ％Ｌ
Ｂ
・エンジンを後部に搭載
： 約 ４５～５０ ％Ｌ
Ｂ
・滑空機
： 約 ６５ ％Ｌ
Ｂ
（Ｌ
Ｂ
：胴体長）
形式による修正
・All moving tail ： 尾翼容積係数は 約１０～１５％減
・Ｔ尾翼
： 垂直、水平尾翼容積は 約５％減
・Ｈ尾翼
： 水平尾翼容積は 約５％減
・Ｖ尾翼
： 前述で尾翼容積を求めた後、２つの尾翼面積の合計
と同一面積となるようＶ尾翼の面積を決定。上反角は、
形状のサイジング ～ 尾翼 (8/8)
Control Canardの場合；
・水平尾翼容積は 約０．１
・アーム長は 約３０～５０％Ｃ
Lifting Canardの場合；
・ここでの方法は適用できない。
・面積分担は、設計者の選定に依存。
・典型的な面積分担比は、カナード２５％＋主翼７５％
Active Flight Controlシステムを有する機体の場合；
・トリム、エンジン停止、離陸引き起こしの条件が満足できるならば、従来
の約１０％低減できる可能性がある。
舵面のサイジング ～ エルロン (1/3)
エルロン舵面サイズのガイドライン
・エルロン位置： 主翼の５０～９０％スパン位置
・一般的には、エルロンより内舷側はフラップ
・より高い揚力係数が必要；
→ フルスパンフラップ
→ エルロンの代わりにスポイラを採用
舵面のサイジング ～ エルロン (2/3)
スポイラ採用機の例
MU-2
MU-300
舵面のサイジング ～ エルロン (3/3)
内舷エルロン；
高速機における、エルロン操舵時の主翼ねじれに
よる逆効き（エルロンリバーサル）対策
舵面のサイジング ～ 舵面翼弦長
F/A-18E/F
F-22
Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series
通常は翼弦長比を一定とするが。
・エルロン, フラップ ： １５～２５％Ｃ
・ラダー, エレベータ ： ２５～５０％Ｃ
舵面のサイジング ～ バランス
マスバランス ： フラッタ対策として、ヒンジラインより前方に
重量物を追加
空力バランス ： フラッタ 及び 操舵力 軽減のために、
ヒンジライン前方に舵面面積を持たせる
舵面のサイジング ～ バランス
零戦での採用例
（参考）統計データ ～ 主翼
（参考）統計データ ～ 翼面荷重
6.4 初期設計の例
Single seat aerobatic homebuilt (1/)
・固定エンジンで設計
・設計要求
Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series
GREAT LAKES
PITTS S-15
Single seat aerobatic homebuilt (2/)
Lycoming O-320 engine
Cessna 172などに使用されている。
http://www.lycoming.textron.com/index.html http://www.cessna.com/index.html
Single seat aerobatic homebuilt (3/)
・シート、エンジン、主尾翼、
脚等の配置検討
Single seat aerobatic homebuilt (4/)
・主翼、水平尾翼、垂直尾翼
形状の設定
Single seat aerobatic homebuilt (5/)
Single seat aerobatic homebuilt (6/)
Single seat aerobatic homebuilt (7/)
・馬力荷重の設定
Single seat aerobatic homebuilt (8/)
・翼面荷重の設定
［参考のための他機値］
Single seat aerobatic homebuilt (1’/)
設計要求
Single seat aerobatic homebuilt (9/)
・翼面荷重 ［失速］
max
2
stall
2
1
/
S
V
C
L
W
ref
unflapped
unflapped
max
ref
flapped
flapped
max
max
0
.
9
(
)
(
)
S
S
C
S
S
C
C
L
l
l
Single seat aerobatic homebuilt (10/)
・翼面荷重 ［離陸］
(
/
)
/
)
/
(
/
TO
TO
W
hp
C
TOP
S
W
W
BHP
C
S
W
TOP
L
L
Single seat aerobatic homebuilt (11/)
・翼面荷重 ［上昇］
Ae
q
Ae
C
G
W
T
G
W
T
S
W
W
D
T
G
D
/
2
)
/
4
(
]
)
/
[(
]
)
/
[(
2
0
W
hp
V
W
T
550
h
p
零揚力抵抗係数
C
D0
= 0.02 （clean propeller aircraft）
Oswald efficiency, 飛行機効率
e
= 0.8 ( other )
Single seat aerobatic homebuilt (12/)
・翼面荷重 ［巡航］
0
rop
MaxRange_p
)
/
(
W
S
qC
L
q
AeC
D
20
/
Cruise
62
/
Climb
9
.
14
/
Takeoff
Lb/ft
2
.
10
/
Stall
2
S
W
S
W
S
W
S
W
・最小のW/Sを選択
Single seat aerobatic homebuilt (13/)
［空虚重量の推算］
・類似機を参考に修正を行う。
Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series
Stephens Akro
General characteristics
•
Crew: One
•
Length: 19 ft 1 in (5.82 m)
•
Wingspan: 24 ft 6 in (7.47 m)
•
Height: 5 ft 8 in (1.73 m)
•
Wing area: 94.0 sq ft (8.73 m2)
•
Airfoil: NACA 23012
•
Empty weight: 849 lb (385 kg)
•
Max takeoff weight: 1,199 lb (544 kg)
•
Fuel capacity: 32 US gal (27 Imp gal; 121 L)
•
Powerplant: 1 ×
Avco Lycoming AIO-360-A1A
air-cooled flat-four, 180 hp (134 kW)
•
Propellers: 2-bladed Sensenich Type 7660, 6 ft 4 in (1.93 m) diameter fixed pitch, metal
Stephens Akro
Stephens Akro
Single seat aerobatic homebuilt (14/)
・離陸条件のW/Sから巡航条件のW/Sを計算
)
/
(
550
exp
p
bhp
1
i
i
D
L
RC
W
W
h
Ae
q
S
W
S
W
qC
D
L
D
1
/
1
0
)
/
(
)
/
(
)
/
(
2
.
10
)
/
(
takeoff
cruise
takeoff
cruise
takeoff
W
W
S
W
S
W
S
W
0
4
0
f
1
.
06
1
W
W
W
W
・巡航条件
Single seat aerobatic homebuilt (15/)
・ラバーエンジンとして、
繰り返し計算の実施
)
/
(
)
/
(
1
f
0
e
0
payload
crew
0
W
W
W
W
W
W
W
求められたW
0
が重すぎるため、固
定エンジンで、性能を調整する。
Single seat aerobatic homebuilt (16/)
得られたW
0
が重すぎ
↓
設計要求の見直し
↓
巡航フェーズを調整して、離陸重量
が1200
LBS
になる航続距離を求める
Single seat aerobatic homebuilt (17/)
・初期レイアウト
［主翼平面形の設定］
1
2
1
6
1
1
3
2
)
1
(
2
2
root
root
tip
root
b
Y
C
C
C
C
b
S
C
AS
b
Single seat aerobatic homebuilt (18/)
［胴体］
Single seat aerobatic homebuilt (19/)
HT
W
W
HT
HT
VT
W
W
VT
VT
L
S
C
c
S
L
S
b
c
S
/
/
Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series
Single seat aerobatic homebuilt (20/)
Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach“, AIAA Education Series
