宇宙航空研究開発機構Japan Aerospace Exploration Agency

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宇宙航空研究開発機構特別資料

JAXA Special Publication

第 78 回 風洞研究会議論文集

Proceedings of the Wind Tunnel Technology Association 78

meeting

2007 年 8 月

August 2007

宇宙航空研究開発機構

Japan Aerospace Exploration Agency 

JAXA-SP-07-005

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目    次

第 78 回風洞研究会議（平成 19 年 5 月 17、18 日）

1．小型超音速実験機開発における風洞実験の紹介（資料のみ） ‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥ 1 大貫  武（JAXA）

2．旅客機開発と音響風洞試験 ‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥ 12 柴田  眞（JAXA）

3．JAXA6.5m× 5.5m低速風洞における

PSP

4．JAXA風洞技術開発センター傾斜計校正装置と内装式傾斜計の応用 ‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥ 26 青木 良尚、細江 信幸、星野 秀雄、伊藤  健（JAXA）

5．0.5m極超音速風洞におけるマッハ 5AGARD-B標準模型 6 分力試験 ‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥ 33 津田 尚一、小山 忠勇、平林 則明、渡利  實（JAXA）

関根 英夫（JAST）、木伏 淳子（スペースサービス）、中村 晃祥（JAST）

6．JAXA高エンタルピ風洞における光学的気流計測技術の現状 ‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥‥ 40 水野 雅仁、伊藤  健、藤田 和央、石田 清道（JAXA）

長井 遵正（AES）、藤井 啓介（JAXA）

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第 78 回 風洞研究会議論文集 1

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第 78 回 風洞研究会議論文集 11

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第 78 回 風洞研究会議論文集 13

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第 78 回 風洞研究会議論文集 15

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1. はじめに

燐光物質の酸素消光現象を利用した感圧塗料計測

（Pressure-Sensitive Paint: PSP）と呼ばれる表面圧力場計 測技術が注目をされている．従来の静圧孔を用いた計測 では限られた離散的なデータしか得られないが，PSPを 用いると模型全面の詳細なデータが取得できる．また，

塗装するだけで良いので手間がかからず，安価に計測す ることができる利点がある．すでに，超音速/遷音速域 の高速流れ場における

PSP

実用化されつつある^{[1], [2]}．JAXAの

PSP

JAXA

る初めての試みである．PSP計測は，模型全体の詳細な 圧力場（流れ場）情報を得ることができるため，先進風 洞計測ツールとして注目されている．

低速における計測では

PSP

そこで，本研究では大型低速風洞に

PSP

LED

PSP

静圧孔データを参照した

In-situ

本文では，まず，PSP塗装環境，励起

LED

PSP

JAXA 6.5m × 5.5m 低速風洞における PSP 計測システムの研究開発

満尾 和徳、栗田 充、口石 茂、藤井 啓介、渡辺 重哉

（宇宙航空研究開発機構 総合技術研究本部）

Research and Development of PSP Measurement System at JAXA 6.5m x 5.5m Low-Speed Wind Tunnel

Kazunori M ITSUO , Mitsuru K URITA , Shigeru K UCHI-ISHI , Keisuke F UJII and Shigeya W ATANABE

( Japan Aerospace Exploration Agency / Institute of Aerospace Technology )

Abstract

Pressure-Sensitive Paint (PSP) measurement system was developed in the JAXA 6.5m x 5.5m low-speed wind tunnel. Pressure images on a high-lift-device (HLD) model, which was built for R&D for next generation of civil transport aircraft, were measured by the low-speed PSP system. The dependencies of pressure patterns on flow speed and angle of attack were investigated. Pressure distribution peculiar to the HLD model were clearly visualized. The measurement accuracy of the present low-speed PSP system was approximately 0.16 -

in Cp at 60m/s. These results indicated that this PSP system was a practical measurement tool to acquire pressure images on an aerodynamic model at low-speed.

第 78 回 風洞研究会議論文集 19

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2. 低速 PSP 計測システム 2.1

PSP

ISSI

FIB-PSP

LWT1 で使用する模型（図 2）は巨大であるため，模

2mを超えるサイズの模型の場合，専用ブースで塗装で きないため風洞カート内で塗装しなければならない．図 3 に示すように，模型周りを透明なカーテンで囲い，塗 料が飛散しないように養生して塗装した．PSP塗装は，

完全防備スーツを装着した作業員 2 人で行った．塗装作 業以外に，マスキングや

PSP

2.2

高迎角をなす高揚力装置模型の上面全体を計測するた め，カートの上流と下流に

CCD

PSP

PHOTONICS, ORCA-II-BT104）2 台と高出力 LED

PSP

0.7 0.75 0.8 0.85 0.9 0.95 1 1.05 1.1 1.15 1.2

0.70 0.75 0.80 0.85 0.90 0.95 1.00 1.05 1.10 1.15 1.20 P/Pref  (Pref=100kPa)

Iref/I

0℃

5℃

10℃

15℃

20℃

25℃

30℃

(a)   圧力感度特性

0.9 0.95 1 1.05 1.1 1.15 1.2

-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6

T/Tref (Tref=20℃)

I/Iref

＠ 100kPa

(b)   温度感度特性

図

1

Single-slotted flap Slat

Engine nacelle

Inboard Slat

4.9 m 2.3 m

Double-slotted flap FTF Single-slotted flap Slat

Engine nacelle

Inboard Slat

4.9 m 2.3 m

Double-slotted flap FTF

図

2

図

3

(a) PSP

(b)

(c) PSP

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第 78 回 風洞研究会議論文集 21

の励起帯は 380-530nmにあり，発光ピークは 650nmに ある．PSPの発光のみを捉えるため

CCD

大型風洞で光学系を設置する場合，手間と人手がかか るため，予め光学系の配置を検討しておくと作業効率が 良くなる．PSP計測では図 5 に示すような

CAD

通風時と無風時における取得画像枚数はそれぞれ 64 枚で，計測に要した時間は各々 8 分程度であった．画像 処理で画質を評価した結果，16 枚程度で

S/N

PSP

LED

LED

Xe

LED

によるフィードバック制御機能を備えている．

2.3

PSP

PSP

PSP

PSP

PSP

CC D CCD

LED Illuminator LED Illuminator

Optical Window Flow Direction

CC D CC

D CCD

CCD

LED Illuminator LED Illuminator

Optical Window Flow Direction

図

4

図

5

図

6

Photo-Diode

図

7

図

8

Optical filter for cutting IR emission Cooling fan LEDs board

Air intake Air intake

Fin for cooling 1024 LEDs

Exhaust air Photo Diode

Optical filter for cutting IR emission Cooling fan LEDs board

Air intake Air intake

Fin for cooling 1024 LEDs

Exhaust air Photo Diode

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試験の手順は以下の通りである．試験条件（風速，迎 角）設定後，模型温度の安定を待ってから通風中の

PSP

PSP

2.4

画像処理は，これまで遷音速，超音速風洞試験におい て実績のあるプログラムを基本とし^[11]，画像フィルタ など，低速用に一部改良したプログラムを使用した．

PSP

In-situ

3. 実験結果

風速

U=60m/sec，迎角α=15deg

さらに外舷フラップ外側にも低圧領域がみられる．また，

翼端では渦による低圧パターンが確認できる．

PSP

In- situ

In-situ

Root-Mean-Square）は Cp

PSP

Cp

図 11 に

PSP

S21 〜 S101 はそれぞれ静圧孔列の位置を表している．主翼全

PSP

PSP

これは，翼下面にフラップ収納スペースがあり，断面形 状がこの部分で急激に変化するため温度の影響を強く受 けるからである．このような温度による誤差を解消し，

計測精度を高めるため，JAXAでは圧力と温度を同時に 計測できる複合

PSP

圧力分布の迎角依存性を調べるため，流速

U＝60m/s，

迎角α＝5, 10, 15degの

PSP

PSP

PSP

S21 line

S22 line S40 line

S61 line

S62 line

S101 line

図

9

図

10

RMS=0.16 in Cp

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第 78 回 風洞研究会議論文集 23

次に，圧力分布の速度依存性を図 14，15 に示す．速 度が遅くなるにしたがい画像の

S/N

30m/sの動圧は 60m/sの 4 分の 1 であり，PSP発光強度 変化が 4 分の 1 になるためノイズの影響が大きくなる．

U=30m/s

RMS

であった．風速 30m/sではノイズが大きく計測精度は期 待できないが，可視化としては十分使用できる．

4. まとめ

高揚力形態旅客機模型の主翼表面圧力場を計測するた

め，JAXA6.5m× 5.5m低速風洞用

PSP

PSP

RMS

PSP

x x

x x

x x

Cp Cp

Cp Cp

Cp Cp

図

11

S21 S22

S40 S61

S62 S101

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(a) α=15deg (b) α=10deg (c) α=5deg

1 [Cp]

0

− 1

− 2

− 3

− 4

− 5

1 [Cp]

0

− 1

− 2

− 3

− 4

− 5

1 [Cp]

0

− 1

− 2

− 3

− 4

− 5

図

12

(a) 60m/s (b) 40m/s (c)30m/s

図

14

図

13

x x x

(a) α=15deg (b) α=10deg (c) α=5deg

Cp Cp Cp

1 [Cp]

0

− 1

− 2

− 3

− 4

− 5

1 [Cp]

0

− 1

− 2

− 3

− 4

− 5

1 [Cp]

0

− 1

− 2

− 3

− 4

− 5

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第 78 回 風洞研究会議論文集 25

参考文献

[１] Bell, J.H, Schairer, E. T., Hand, L. A and Mehta, R. D.,

“Surface Pressure Measurements Using Luminescent Coatings,” Annu. Rev. Fluid Mech., 33(2001), pp.155-

[２] Liu, T., Campbell, B. T., Burns, S. P. and Sullivan, J. P.,

“Temperature- and Pressure-Sensitive Luminescent Paints in Aerodynamics,” Appl. Mech. Rev., 50-4, pp.227-246,

[３] Nakakita, K., Kurita, M., Mitsuo, K. and Watanabe, S.,

“Practical pressure-sensitive paint measurement system for industrial wind tunnels at JAXA,” Meas. Sci.

Technol.

No.

, February, 2006, pp.359-366.

[４] Ito, T., Yokokawa, Y., Ura, H, Kato, H., Mitsuo, K. and Yamamoto, K., “Height-Lift Device Testing in JAXA

Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, AIAA 2006-3643, San Francisco, California,.

June

[５]

伊藤正剛：

JAXA

PSP

[６] Mitsuo, K., Kurita, M., Kuchi-Ishi, S., Fujii, K., Ito, T.

and Watanabe, S., “PSP Measurement of a High-Lift- Device Model in JAXA 6.5m

Tunnel,” AIAA-2007-1065, Reno, Nevada, 2007.

[７]

Vol.24, No.95，pp.218-223,

[８] Mitsuo, K., Nakakita, K. and Kurita, M., “Application of Pressure-Sensitive Paint to Low-Speed Wind Tunnel Testing at Japan Aerospace Exploration Agency,” 24th International Congress of the Aeronautical Sciences, ICAS

[９] Sant, Y. Le, Bouvier, F., Merienne, M. C. and Peron, J.

L., “Low Speed Tests using PSP at ONERA, ” 39th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, AIAA

[10] Bell, J. H, “Applications of Pressure sensitive Paint to Testing at Very Low Flow Speeds,” 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, Reno, Nevada, AIAA-2004-0878,

[11]

渡辺重哉：

JAXA

PSP

[12] Mitsuo, K., Kurita, M., Nakakita, K. Fujii, K. and Watanabe, S., “Development of Bi-Luminophore Pressure-Sensitive Paint Systems,” 22nd International Congress on Instrumentation in Aerospace Simulation Facilities, ICIASF'07,

図

15

x x x

(a) 60m/s (b) 40m/s (c) 30m/s

Cp Cp Cp

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1. はじめに

風洞試験における重要な計測項目の一つに，模型の姿 勢角がある．模型の姿勢角は一般的に重力を基準とした 角度と一様流の偏流角から求められる．サーボ内装式傾 斜計は，重力を利用して傾斜角を計測するセンサであり 多くの産業分野で使用されているが，風洞試験における 重力を基準としたピッチ角とロール角の計測にも使用さ れているセンサである[1]．JAXA6.5m× 5.5m低速風洞 でもサーボ内装式傾斜計

Sensorex41400 を購入し，風洞

JAXA

2. JAXA 風洞技術開発センター傾斜計校正装置[2]

JAXA

ル角の 2 自由度変角機能を備え，装置の角度検出器と被 校正傾斜計の出力を比較する事による静止状態における 角度校正を行うことが可能である．恒温槽も備えており，

温度ドリフト確認機能を持つと共に，データの取得は全 自動で行うことが可能である．被校正傾斜計は

Sensorex

タイプと

Q-Flex

付け台座を介して取り付ける為，この台座を製作すれば どのタイプの傾斜計でも校正することが出来る．また，

ISO

実際の校正手順は以下の通りとなる．

1．準備操作

・ 校正装置と傾斜計設置面を水平に調整

・ 傾斜計を設置し，計測系の配線を接続 2．信号設定

・ 取得するデータの収集条件を設定 3．試験条件設定

・ 校正を行うピッチ角，ロール角を設定 4．試験

・ 設定した条件で校正試験を実行 5．校正記録

・ 取得したデータを保存

JAXA 風洞技術開発センター傾斜計校正装置と内装式傾斜計の応用

青木 良尚、細江 信幸、星野 秀雄、伊藤 健（JAXA）

The Introduction to the JAXA Wind Tunnel Technology Center Inclinometer Calibration Facility and Application of the

Servo Inclinometer to Wind Tunnel Testing

Aoki yoshihisa, Hosoe nobuyuki, Hoshino hideo, Ito takeshi (JAXA)

Abstract

The Sensorex and Q-Flex type inclinometer calibration facility in JAXA Wintec was developed in August, 2003.

The Inclinometer Calibration Facility is introduced and 2-axis servo inclinometer calibration formula based on servo inclinometer model is derived in this paper. With an example for a wind tunnel testing using the Sensorex41400 servo inclinometer conducted in JAXA 6.5- by 5.5- m Low Speed Wind Tunnel, we show the application of the inclinometer to the wind tunnel testing.

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第 78 回 風洞研究会議論文集 27

取得したデータをオフラインで処理して傾斜計校正係 数を算出することにより，傾斜計の校正が完了する．

3. サーボ傾斜計の 2 軸較正

3. 1

S

A，B

･･･(1)

となる．この式から 2 軸サーボ内装式傾斜計の出力もピ ッチ角とロール角の三角関数の線形和と仮定し，それぞ れの角度の範囲を± 90 °と仮定して 3 次多項式近似を行 うと，2 軸校正式は，ロール角をφ，ロール角電圧出力 を

S

a

, b

･･･(2)

となる．

この校正式を検証する為に，JAXA風洞技術開発セン ター傾斜計校正装置でサーボ傾斜計

Sensorex41400 の校

他の校正データを使用して角度を算出することによる検 証結果を表 2 に示す．

表 2 より，校正点が細かく校正範囲全体に分布してい る場合には，校正点以外の角度計測精度は十分確保され るが，校正点が荒い場合には校正点以外の計測精度が落 ちることが判る．また，式(2)で示される校正式の校正 項はピッチ角・ロール角合わせて 32 項あり，複雑であ る．したがって，式(2)の校正式には，計測精度を高め る為には多数の校正点が必要，校正項の数が 32 項とな り，1 軸校正式と比較して非常に複雑であるという課題 があることが判明した．

測定項目 項目 精度

ピッチ角 測定範囲 ± 40 °

設定精度 0.005 °以下 検出精度 0.002 °以下

ロール角 測定範囲 ± 180 °

設定精度 0.005 °以下 検出精度 0.002 °以下 高温槽 温度設定範囲 5 〜 85 ℃

温度制御精度 ± 0.3 ℃以内 校正条件 自動校正点数 最大 500 点 表

1

図

1

誤差平均 誤差標準偏差 誤差平均 誤差標準偏差

θ[deg] φ[deg]

校正データ 確認データ

2 1

1

2 -0.0008 0.0000

0.3717 0.0019

0.0038 0.0009

0.1031 0.0103

2

図

2

-4 0 -3 0 -2 0 -1 0 0 10 20 30 40

-4 0 - 30 -2 0 - 10 0 10 20 30 40

φ [deg]

θ[deg] 校正データ1

校正データ2

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3. 2

前節の多項式フィッティングによる校正式の課題を解 決する為に，サーボ傾斜計のモデルに基づいて校正式を 導出する．

図 3 に示す 1 軸サーボ傾斜計モデルでは，傾斜計が傾 いても傾斜計に固定された座標系における重りの位置が 変わらないように重りに力を加える動作を行い，この重 りに加える力に比例した信号が出力される．従って，サ ーボ傾斜計モデルに基づく 2 軸校正式を導出するために は，2 軸を変角した時に重力に反して傾斜計内部の一定 の位置に重りを固定する為に必要な力を求めればよい．

まず，図 4 に示すように傾斜計に固定された座標系を 取る．ここで，x軸はロール回転軸，y軸はピッチ回転 軸と一致する方向とする．また，z軸正方向を重力加速 度方向と一致する位置をピッチ角・ロール角 0 °とし，

これらの角度に関する回転行列

R

=

,

･･･(3)

･･･(4)

ピ ッ チ 角 ・ ロ ー ル 角 方 向 の サ ー ボ 入 力 軸 を

（ε_θx

^,

^,

^,

^,

f

k

S

･･･(5)

式(5)は，

という一次独立な 7 個の基底関数の線形結合である為，

サーボ傾斜計モデルに基づく 2 軸校正式はこれらの基底 関数から下式となる．

･･･(6)

以上より，サーボ傾斜計モデルに基づく 2 軸校正式（式

(6)）が導かれた．傾斜計校正データから最小二乗法に

Newton-Raphson

を用いて式(6)を解く事で計測することが可能となる．

図

4

3

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第 78 回 風洞研究会議論文集 29

3. 3

計モデルに基づく校正式の検証

前節で求めたサーボ傾斜計の 2 軸校正式の妥当性を検 証する為に，多項式フィッティング校正式の検証に使用 した校正データに加えて，傾斜計を再設置して計測した 校正データ 1 と同様の 25 点校正データ 3，校正データ 1

〜校正データ 3 の 1 年前に計測したピッチ角が−10 °，0 °， 10 °におけるロール角−35 °〜 35 °まで 5 °間隔，ロール 角が−10 °，0 °，10 °におけるピッチ角−35 °〜 35 °まで 5 °間隔の 175 点の校正データ 4 を追加した．校正式の 検証は 25 点の校正データ 1 から計算した校正係数を使 用して，校正データ 1 〜校正データ 4 の計測値から角度 を計算して角度設定値と計測値の差分を評価して行っ た．表 3 にサーボ傾斜計モデルに基づく 2 軸校正式の検 証結果を，図 5 にピッチ角計測誤差のヒストグラムを，

図 6 にロール角計測誤算のヒストグラムを示す．

校正データ 1，校正データ 2 の誤差は全て± 0.1 °以内 となり，多項式フィッティングによる 2 軸校正式と比較 して，少ない校正点数で校正点以外の計測点でも良い計 測結果が得られた．再設置時データでは，ピッチ角・ロ ール角共に角度のオフセットが発生しているが，大きな 計測誤差は発生していない．再設置時データのロール角 誤差標準偏差は 0.02 °程度と他の誤差標準偏差と比較し て大きくなる．この原因は不明であるが，センサの特性 である可能性が考えられる．以上より，サーボ傾斜計モ デルに基づく校正式（式(6)）は妥当である事が確認で きた．

4. 設置誤差補正法の検討

4. 1

先に導出したサーボ傾斜計モデルに基づく傾斜計の 2 軸校正式は妥当である事を確認したが，表 3 より，傾斜 計再設置後には校正データ 3 でピッチ角 0.013 °，ロー ル角で 0.035 °，校正データ 4 でピッチ角 0.017 °の微小 な計測誤差平均値のずれが発生している．これらの計測 誤差平均値のずれは傾斜計の誤差範囲の可能性もある が，傾斜計は傾斜計校正装置で校正された後に一旦取り 外して模型内部に再設置されるので，微小な設置誤差が 発生した場合に，設置誤差が傾斜計のピッチ角・ロール 角計測値に与える影響を補正する必要がある．次節で，

微小な設置誤差が傾斜計の計測値に与える影響の補正法 を検討する．

4. 2

微小な設置角度のオフセットをオイラー角で定義し，

微小な傾斜計設置誤差を持つ傾斜計が計測するピッチ角 とロール角から，実際の設定ピッチ角とロール角を求め る補正式を算出する．

微小な設置角度のオフセットのピッチ角θ_e・ロール角 φ_e・ヨー角ψ_eを定義する回転行列をそれぞれ

R

R

R

･･･(7)

･･･(8)

誤差平均 誤差標準偏差 誤差平均 誤差標準偏差

θ[deg] φ[deg]

校正データ1 校正データ2 校正データ3 校正データ4

0.0000 0.0004 0.0134 0.0174

0.0014 0.0022 0.0044 0.0030

0.0000 - 0.0005 0.0347 - 0.0038

0.0019 0.0024 0.0234 0.0192

0 10 20 30 40 50 60 70

-0.05 -0.04 -0.03 -0.02 -0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 ピッチ角校正誤差 [deg]

頻度 [%]

校正データ1 校正データ2 校正データ3 校正データ4

図

5

3

0 10 20 30 40 50 60 70

-0.05 -0.04 -0.03 -0.02 -0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 φ較正値との差 [deg]

頻度 [%]

校正データ1 校正データ2 校正データ3 校正データ4

図

6

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･･･(9)

となる．また，実際の設定ピッチ角θと設定ロール角φ を表現する回転行列

R'

･･･(10)

･･･(11)

となる．式(7)〜式(9)で表される設置誤差を含む傾斜計 ピッチ角θ^{^}とロール角φ^{^}の回転行列

R"

･･･(12)

･･･(13)

となる．以上の式(7)〜式(13)より，傾斜計で計測される ピッチ角・ロール角と，実際に設定されたピッチ角・ロ ール角の関係は，以下の式で表される．

･･･(14)

傾斜計で計測されたピッチ角・ロール角から実際に設定 されたピッチ角・ロール角を算出する為に，右辺の設置 角度のオフセット回転行列の逆行列を両辺に掛けて整理 すると，ピッチ角が± 90 °の範囲内では，以下の関係式 が得られる．

･･･(15)

式(15)を簡略化するために，設置角度のオフセット角 0 °周りでテーラー展開し，傾斜計で計測されたピッチ 角・ロール角から実際に設定されたピッチ角・ロール角 の一次近似式を求めると，下式となる．

･･･(16)

式(16)の補正式から，供試体の基準面上で計測した姿勢 角 3 点以上から，設置角度のオフセット角を求める事が 出来る．

式(16)の補正式を使ってオフセット補正をした補正後 のピッチ角校正誤差を表 4 に，補正後のロール角校正誤 差を表 5 に，補正後のピッチ角校正誤差ヒストグラムを 図 7 に，補正後のロール角校正誤差ヒストグラムを図 8 に示す．

補正後のピッチ角では，誤差の平均値は 0 °に近づき，

誤差の標準偏差は校正データ 3 では半分程度に，校正デ ータ 4 では 1.4 倍となった．校正データ 3 は校正に使用 した校正データ 1 を取得直後に再設置して計測したデー タなので，傾斜計自体の特性の変化の影響が小さいため に設置角度補正の効果があったと考えられる．

補正後のロール角では，誤差の平均値は 0 °に近づく が，誤差の標準偏差はほとんど変化がない．したがって，

校正データ 3 と校正データ 4 で見られるロール角の誤差 の標準偏差が他の誤差の標準偏差と比較して大きいの は，設置角度の影響ではなく，センサの特性など他に原 因があると考えられる．

以上より，導出した設置角度補正近似式（式(16)）は 誤差のオフセットを補正するのに妥当であることがわか った．

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第 78 回 風洞研究会議論文集 31

5. JAXA6.5m × 5.5m 低速風洞における内装式 傾斜計の応用

5. 1

J A X A6.

.

Sensorex41400 を供試体の内部に設置面を製作して搭載

出力で使用するのはピッチ角のみとしている．供試体内 部でピッチ角を計測するので，たわみを含めたピッチ角 を計測することが出来る為，たわみ補正は行わない．

5. 2

JAXA6.5m

ONERA M

6. まとめ

・

JAXA

・ サーボ式傾斜計のモデルを作成し，校正データに よってその妥当性を示した．

・ サーボ式傾斜計

Sensorex41400 の校正を行い，導出

・ 校正条件とは異なった取り付け角を持った場合の 補正方法を検討し，妥当性を確認した．

・

JAXA6.5m

の応用を紹介した．

7. 謝辞

標準模型試験を行う為に，JAXA6.5m× 5.5m低速風 洞の皆様には大きな助力を頂きました．また，超音速風 洞の永井伸治セクションリーダーには，適切な助言を頂 きました．ここに感謝の意を表します．

0 10 20 30 40 50 60 70

-0.2 -0.15 -0.1 -0.05 0 0.05 0.1 0.15 0.2 傾斜計とエンコーダピッチ角差分 [deg]

頻度 [%]

傾斜計とエンコーダ出力差分

図

9

誤差平均 誤差標準偏差 誤差平均 誤差標準偏差 θe ψe φe

補正前φ[deg] 補正後φ[deg]

− 校正データ1

校正データ2 校正データ3 校正データ4

0.0000 -0.0005 0.0347 -0.0038

0.0019 0.0024 0.0234 0.0192

0.0000 0.0000 0.0000 0.0000

0.0019 0.0022 0.0232 0.0186

0.0003 0.0138 0.0179

-0.0016 -0.0125 0.0100

-0.0005 0.0347 -0.0038

表

5

誤差平均 誤差標準偏差 誤差平均 誤差標準偏差 θe ψe φe

補正前θ[deg] 補正後θ[deg] オフセット角[deg]

校正データ1 − 校正データ2 校正データ3 校正データ4

0.0000 0.0004 0.0134 0.0174

0.0014 0.0022 0.0044 0.0030

0.0000 0.0001 0.0001 0.0000

0.0014 0.0022 0.0022 0.0044

0.0003 0.0138 0.0179

-0.0016 -0.0125 0.0100

-0.0005 0.0347 -0.0038

表

4

0 10 20 30 40 50 60 70

-0.05 -0.04 -0.03 -0.02 -0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 補正後ピッチ角校正誤差 [deg]

頻度 [%]

補正後校正データ2 補正後校正データ3 補正後校正データ4

図

7

0 10 20 30 40 50 60 70

-0.05 -0.04 -0.03 -0.02 -0.01 0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05

補正後ロール角校正誤差 [deg]

頻度 [%]

補正後校正データ2 補正後校正データ3 補正後校正データ4

図

8

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宇宙航空研究開発機構特別資料 JAXA-SP-07-005 32

参考文献

[１] T. Finley and P. Tcheng, “Model Attitude Measurements at NASA Langley Research Center”, AIAA 92-0763 [２]

装置 完成図書”,2003

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第 78 回 風洞研究会議論文集 33

1. はじめに

JAXA0.5m

に完成し，ノズル出口直径が 0.5m，通風時間が最大 120 秒，ノズルを交換することによりマッハ数 5，7 及び 9 の試験が可能である^[1]．1995 年には 1.27m極超音速風 洞（以下，HWT2）が既設の

HWT1 と設備を一部共用す

通風時間が最大 60 秒，固定ノズルによるマッハ数 10 の 世界最大規模の極超音速風洞である^[2]．HWT1/HWT2 の 全体図を図 1.1 に，

HWT1 を図 1.

HWT1 のマッハ数 5 及び 7 ノズルについては近年，それ

気流校正試験結果のみからでは得られない空力特性へ の影響は，標準的な単純形態の模型を用いた標準模型試 験 に よ り 詳 し く 調 べ る こ と が 重 要 で あ る ．

H W T1 ，

HWT2 ではこれまで HB-1，HB-2，AGARD-E

模型を使い風洞の検証が行われてきたが，有翼形状の標 準模型試験は行われていない．近年，有翼形態の極超音 速飛行体に関する研究開発が予想されるため，有翼形態 における空力特性への影響を確実に把握する必要性が高 まってきた．AGARD-B模型は有翼形状の標準模型のひ

とつとして，古くから多くの国内外の超音速及び極超音 速風洞で試験が行われている．今回，HWT1 において

AGARD-B

い，空力特性データを取得した．本試験結果を他風洞の 実験結果及び異なるマッハ数での結果と比較し，検討す る．

2. 風洞試験

2.1

本試験に用いた

AGARD-B

（スティング）に取り付けた同模型を図 2.2 に示す．本 模型の寸法は後部胴体直径（48mm）を基準に定められ ている．両翼は後退角 60 度のデルタ翼，翼スパンは 192mm，全長は 408mmである．模型材質は

SUS304 で

ベ ー ス 圧 力 を 測 定 す る 圧 力 配 管 （SUS管 内 径 ： 2.0mm，長さ：約 35cm）を模型後端部の上下対称位置 に配し，スティングの貫通孔を通して圧力センサと接続

0.5m 極超音速風洞におけるマッハ 5 AGARD-B 標準模型 6 分力試験

津田 尚一、小山 忠勇、平林 則明、渡利 實（JAXA）、関根 英夫（JAST）、 木伏 淳子（㈱スペースサービス）、中村 晃祥（JAST）

Force Tests of an AGARD Calibration Model B

in the JAXA 0.5m Hypersonic Wind Tunnel at a Nominal Mach Number of 5

Shoichi T SUDA , Tadao K OYAMA , Noriaki H IRABAYASHI , Minoru W ATARI (JAXA), Hideo S EKINE (JAST), Junko K IBUSHI (Space Service) and Akiyoshi N AKAMURA (JAST)

Abstract

Force tests were carried out using an AGARD-B calibration model in the JAXA 0.5m Hypersonic Wind Tunnel (HWT1) at a nominal Mach number of 5. The aerodynamic characteristics of the AGARD-B calibration model were obtained successfully. The experimental results showed good agreement in comparison with those of other wind tunnels. The data obtained at the experiment and other tunnels were correlated well with the free stream Mach number.

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