雑誌名室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

(1)

JAXA宇宙科学研究本部の高速気流総合実験設備を利用した風洞試験 : 実施報告

著者羽田尚太, 工藤摩耶, 笹山容資, 溝端一秀 , 湊亮二郎, 棚次亘弘

雑誌名室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

報告書

巻 2006

ページ 13‑21

発行年 2007‑05

URL http://hdl.handle.net/10258/00008681

(2)

JAXA宇宙科学研究本部の高速気流総合実験設備を利用した風洞試験 : 実施報告

著者羽田尚太, 工藤摩耶, 笹山容資, 溝端一秀 , 湊亮二郎, 棚次亘弘

雑誌名室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

報告書

巻 2006

ページ 13‑21

発行年 2007‑05

URL http://hdl.handle.net/10258/00008681

(3)

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1 試験の概要

1.1. 試験題目

「模擬エンジンを搭載した可変翼小型超音速無人機の空力特性の測定」

1.2. 試験の目的

航空宇宙機システム研究センター（APReC）では，国内 4 大学（室蘭工業大学，東京大学，九州大学，大阪府立大学）による連携の下，小型無人超音速飛行機の研究開発プロジェクトを進めている[1]．昨年度より同プロジェクトでは，その機体形状案として，2 つのタイプの機体形状を提案し，それらの空力設計を進めてきた．本試験では，昨年度の機体形状を改良した 2 つのタイプの機体形状（K 型機体，M 型機体）と，Close Coupled Canard と Area Rule の効果を測定するために新たに設計された機体形状（O 型機体）の風洞試験用供試体模型を用いて，基礎空力特性データを取得する．

1.3. 試験実施期間

平成 18 年 9 月 19 日（火）〜9 月 22 日（金），

平成 18 年 9 月 25 日（月）〜9 月 29 日（金）（述べ 9 日間）．

1.4. 試験従事者

本風洞試験の従事者を表 1 に，宇宙科学研究本部内共同研究者および風洞試験設備利用補佐者を表 2 にまとめる．

表 1 風洞試験従事者

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(4)

14

2 試験設備・試験機器等

2.1. 試験装置

本試験では，宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部（JAXA/ISAS）の高速気流総合実験設備

[2]（図 1）内に設置されている遷音速風洞試験装置（図 2(a)）と超音速風洞試験装置（図 2(b)）

を使用した．当設備の主な仕様[3]を表 3 に示す．両風洞試験装置は共に間欠吹き出し式風洞であり，前者の試験マッハ数は 0.3〜1.3，後者の試験マッハ数は 1.5〜4.0 である．いずれも最大通風計測時間は 30 秒以上，測定室の寸法は 600 mm×600 mm（矩形）である．

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本風洞試験の実施にあたり，上述の 3 つの機体の風洞試験用機体模型を製作した．対象とする

表 2 宇宙科学研究本部内共同研究者，および風洞試験設備利用補佐者

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図 2 JAXA 宇宙科学研究本部高速気流総合実験設備．

(c) 風洞試験装置の中央制御盤 (a) 遷音速風洞試験装置 (b) 超音速風洞試験装置

図 1 JAXA 宇宙科学研究本部高速気流総合実

験設備の全体図．

表 3 JAXA 宇宙科学研究本部高速気流総合実験設備の

主な仕様[2], [3].

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(5)

小型無人超音速飛行機の機体形状，および設計コンセプトについては，本書「小型無人超音速機の空力特性に関する研究」，「小型無人超音速飛行機の風洞試験用機体模型の設計製作」を参照されたい．

3 試験方法と試験項目

本風洞試験では，上述の K 型機体模型，M 型機体模型，O 型機体模型を供試体として，それらに作用する空気力を測定した．空気力の測定にはφ25 mm の 6 分力内装天秤（図 3）を使用し，

今回の試験では特に遷音速域と超音速域の空気力データを重点的に取得した．測定項目としては，

機体模型に作用する空気力（6 分力，図 4 参照），測定室の空気の状態量（全温，全圧，静圧），機体模型の姿勢角（迎角，ヨー角，バンク角），機体模型のベース部（図 5）の圧力（4 点）を設けた（表 4）．

本風洞試験における通風条件を表 5〜表 8 に示す．表 5 と表 6 は K 型機体模型を用いた試験の通風条件，表 7 は M 型機体模型を用いた試験の通風条件，表 8 は O 型機体模型を用いた試験の通風条件である．測定室の全圧 P

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は遷音速風洞では 1.5 atm，超音速風洞では 2.0 atm（一部 2.2 atm）

とした．K 型機体模型を用いた通風試験のマッハ数は亜音速飛行形態で 0.3〜1.1，超音速飛行形

態で 0.7〜1.3 とし， M 型機体模型については 0.3〜2.0， O 型機体模型については 0.3〜1.5 とした．

全機体模型に関して，亜音速域の通風試験における迎角範囲は-2〜14 deg.程度，遷音速域／超音速域の通風試験における迎角範囲は-2〜6 deg.程度とした．横力特性試験におけるヨー角範囲は-2

〜2 deg.とした．また，全試験を通してシュリーレン映像を撮影した．

K 型機体模型に関しては，カナードの舵角の効果を調べるための通風試験を，M 型機体模型に

関してはエンジン内の抗力を測定するための通風試験を実施した（表 5, 表 6, 表 7，表 8 を参照）．

(6)

16 表 4 風洞試験における測定項目．

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図 4 機体模型に作用する 6 分力（内装天秤に作用する軸力）．

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図 5 機体模型のベース圧力測定位置（後方視点）．

(7)

表 5 風洞試験にける通風条件一覧 1（K 型機体模型，亜音速飛行形態（KL 形態））

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表 6 風洞試験における通風条件一覧 2（K 型機体模型，超音速飛行形態（KH 形態））

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表 7 風洞試験における通風条件一覧 3（M 型機体模型）

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(8)

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表 8 風洞試験における通風条件一覧 3（O 型機体模型）

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(9)

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本風洞試験における通風試験の回数と作業記録等を表 9 に，その通風試験の詳細を表 10 に示す．

表 9 通風試験の回数と作業記録．

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(10)

20 表 10 風洞試験の通風作業記録の詳細．

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(11)

4 まとめ

航空宇宙機システム研究センターが研究開発を進めている小型無人超音速飛行機の第 2 次機体形状について，それらの風洞試験用機体模型を製作し，JAXA 宇宙科学研究本部の高速気流総合実験設備（遷音速風洞試験装置，超音速風洞試験装置）を利用して空力測定試験を実施した．その結果，それらの機体形状に関する基礎空力特性データを取得することができた．

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風洞試験用供試体模型の製作にあたっては，アジア模型株式会社様，有限会社馬場機械製作所の馬場義則様と同製作所の従業員の皆様，ならびに，日鋼デザイン株式会社の山田富士夫様，佐々木和之様，室蘭テクノセンターの花岡裕様より，多大なるご協力とご尽力を賜りました．

風洞試験の実施にあたり，宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部（JAXA/ISAS）の高速気流総合実験設備を利用させて頂いた際には，同研究本部の入門朋子様，本郷素行様，佐藤清様より，

多大なるご支援とご助言を賜りました．

ご支援，ご協力を頂きました全ての皆様に，深く感謝の意を表します．

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[1] K. Mizobata, R. Minato, N. Tanatsugu, H. Kimura, T. Himeno, H. Kobayashi, T. Kojima, S. Aso, Y. Tani, T. Arai,

“Development Plan of a Small-scale Supersonic Flight Experiment Vehicle in Cooperation between Universities,”

25th International Symposium on Space Technology and Science, 2006-g-20, June 4-11, 2006, Kanazawa, Japan.

[2] http://www.isas.jaxa.jp/home/wtlab/，高速気流総合実験設備ホームページ，宇宙航空研究開発機構宇宙科学研

究本部．

[3] 「高速気流総合実験設備操作マニュアル（1998 年度版）」，文部省宇宙科学研究所（現宇宙航空研究開発機

構宇宙科学研究本部）風洞委員会，1998．

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[1] 溝端一秀，湊亮二郎，木村博幸，羽田尚太，工藤摩耶，笹山容資，杉本敬一(室蘭工大)，谷泰寛，麻生茂(九大)，新井隆景(大阪府大)，本郷素行(JAXA)，棚次亘弘(室蘭工大)，「小型超音速無人飛行機の機体空力設計と超音速風試」，第 38 回流体力学講演会，室蘭，2006 年 9 月．

[2] 岩崎裕之，楠亀拓也，新井隆景，坂上昇史(大阪府大)，溝端一秀，棚次亘弘(室蘭工大)，谷泰寛，麻生茂(九大)，「小型超音速無人飛行機の亜音速特性試験」，第 38 回流体力学講演会，室蘭，2006 年 9 月．

[3] 溝端一秀，湊亮二郎，棚次亘弘，木村博幸，羽田尚太，工藤摩耶（室蘭工大），姫野武洋（東大・工），小林弘明，小島孝之(IAT/JAXA)，麻生茂，谷泰寛(九大・工)，新井隆景(阪府大・工)，「大学・JAXA の若手連携による小型超音速飛行実験機の開発構想」，平成 18 年度宇宙航行の力学シンポジウム，相模原， 2006 年．

[4] 溝端一秀，湊亮二郎，棚次亘弘，木村博幸，羽田尚太，工藤摩耶（室蘭工大），姫野武洋（東大・工），小林弘明，小島孝之(IAT/JAXA)，麻生茂，谷泰寛(九大・工)，新井隆景(阪府大・工)，「大学と JAXA の若手連携による小型超音速飛行実験機開発構想」，平成 18 年度宇宙輸送シンポジウム，相模原，2007 年 1 月．

[5] 羽田尚太，棚次亘弘，溝端一秀，湊亮二郎，木村博幸，工藤摩耶 (室蘭工大)，麻生茂，谷泰寛(九大・工)，

新井隆景(阪府大・工)，「小型超音速飛行実験のための有翼機体の空力設計と風試結果」，平成 18 年度宇宙輸送シンポジウム，相模原，2007 年 1 月．

[6] 新井隆景，坂上昇史，岩崎弘之，楠亀拓也(阪府大・工)，溝端一秀，棚次亘弘，湊亮二郎(室蘭工大)，「小型超音速飛行実験のための低速域空力性能改善手法の提案」平成 18 年度宇宙輸送シンポジウム，相模原，

2007 年 1 月．

雑誌名 室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

JAXA宇宙科学研究本部の高速気流総合実験設備を利 用した風洞試験 : 実施報告

著者 羽田 尚太, 工藤 摩耶, 笹山 容資, 溝端 一秀 , 湊 亮二郎, 棚次 亘弘

雑誌名 室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

報告書

巻 2006

ページ 13‑21

発行年 2007‑05

URL http://hdl.handle.net/10258/00008681

JAXA宇宙科学研究本部の高速気流総合実験設備を利 用した風洞試験 : 実施報告

著者 羽田 尚太, 工藤 摩耶, 笹山 容資, 溝端 一秀 , 湊 亮二郎, 棚次 亘弘

雑誌名 室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

報告書

巻 2006

ページ 13‑21

発行年 2007‑05

URL http://hdl.handle.net/10258/00008681

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1 試験の概要

1.1. 試験題目

「模擬エンジンを搭載した可変翼小型超音速無人機の空力特性の測定」

1.2. 試験の目的

1.3. 試験実施期間

平成 18 年 9 月 19 日（火）〜9 月 22 日（金） ，

平成 18 年 9 月 25 日（月）〜9 月 29 日（金） （述べ 9 日間） ．

1.4. 試験従事者

本風洞試験の従事者を表 1 に，宇宙科学研究本部内共同研究者および風洞試験設備利用補佐者 を表 2 にまとめる．

表 1 風洞試験従事者

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14

2 試験設備・試験機器等

2.1. 試験装置

本試験では，宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究本部（JAXA/ISAS）の高速気流総合実験設備

[2]（図 1）内に設置されている遷音速風洞試験装置（図 2(a)）と超音速風洞試験装置（図 2(b)）

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㪉㪅㪉㪅 風洞試験用機体模型㩷

本風洞試験の実施にあたり，上述の 3 つの機体の風洞試験用機体模型を製作した．対象とする

表 2 宇宙科学研究本部内共同研究者，および風洞試験設備利用補佐者

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図 2 JAXA 宇宙科学研究本部 高速気流総合実験設備．

(c) 風洞試験装置の中央制御盤 (a) 遷音速風洞試験装置 (b) 超音速風洞試験装置

図 1 JAXA 宇宙科学研究本部 高速気流総合実

験設備の全体図．

表 3 JAXA 宇宙科学研究本部 高速気流総合実験設備の

主な仕様[2], [3].

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小型無人超音速飛行機の機体形状，および設計コンセプトについては，本書「小型無人超音速機 の空力特性に関する研究」 ， 「小型無人超音速飛行機の風洞試験用機体模型の設計製作」を参照さ れたい．

3 試験方法と試験項目

雑誌名室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

JAXA宇宙科学研究本部の高速気流総合実験設備を利用した風洞試験 : 実施報告

著者羽田尚太, 工藤摩耶, 笹山容資, 溝端一秀 , 湊亮二郎, 棚次亘弘

雑誌名室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

JAXA宇宙科学研究本部の高速気流総合実験設備を利用した風洞試験 : 実施報告

著者羽田尚太, 工藤摩耶, 笹山容資, 溝端一秀 , 湊亮二郎, 棚次亘弘

雑誌名室蘭工業大学航空宇宙機システム研究センター年次

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平成 18 年 9 月 19 日（火）〜9 月 22 日（金），

平成 18 年 9 月 25 日（月）〜9 月 29 日（金）（述べ 9 日間）．

本風洞試験の従事者を表 1 に，宇宙科学研究本部内共同研究者および風洞試験設備利用補佐者を表 2 にまとめる．

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図 2 JAXA 宇宙科学研究本部高速気流総合実験設備．

図 1 JAXA 宇宙科学研究本部高速気流総合実

表 3 JAXA 宇宙科学研究本部高速気流総合実験設備の

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小型無人超音速飛行機の機体形状，および設計コンセプトについては，本書「小型無人超音速機の空力特性に関する研究」，「小型無人超音速飛行機の風洞試験用機体模型の設計製作」を参照されたい．

本風洞試験では，上述の K 型機体模型，M 型機体模型，O 型機体模型を供試体として，それらに作用する空気力を測定した．空気力の測定にはφ25 mm の 6 分力内装天秤（図 3）を使用し，

機体模型に作用する空気力（6 分力，図 4 参照），測定室の空気の状態量（全温，全圧，静圧），機体模型の姿勢角（迎角，ヨー角，バンク角），機体模型のベース部（図 5）の圧力（4 点）を設けた（表 4）．

本風洞試験における通風条件を表 5〜表 8 に示す．表 5 と表 6 は K 型機体模型を用いた試験の通風条件，表 7 は M 型機体模型を用いた試験の通風条件，表 8 は O 型機体模型を用いた試験の通風条件である．測定室の全圧 P

全機体模型に関して，亜音速域の通風試験における迎角範囲は-2〜14 deg.程度，遷音速域／超音速域の通風試験における迎角範囲は-2〜6 deg.程度とした．横力特性試験におけるヨー角範囲は-2

関してはエンジン内の抗力を測定するための通風試験を実施した（表 5, 表 6, 表 7，表 8 を参照）．

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図 4 機体模型に作用する 6 分力（内装天秤に作用する軸力）．

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図 5 機体模型のベース圧力測定位置（後方視点）．

表 5 風洞試験にける通風条件一覧 1（K 型機体模型，亜音速飛行形態（KL 形態））

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