日本船舶海洋工学会論文集 第 25 号 日本船舶海洋工学会論文集 第 25 号 年6年 月6 月 22,9 Horizontal tail wing ( angle of attack deg., 2degs.) 23, ,7 97,

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1 63 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 学生会員伊藤悠真 * 正会員岩下英嗣 * Characteristics of Steady Aerodynamics and Aerodynamic Interactions between Wings of a Canard-Configuration WIG by uma Ito, Student Member Hidetsugu Iwashita, Member Summary Wing-In-Ground Effect (WIG) / Wing-In-Surface Effect Ship (WISES) is an unconventional aircraft/ship which utilizes the high lift-to-drag ratio in the ground effect. It is expected to be one of the fast-sea transportations between ships and airplanes. Up to now, many kinds of WIG crafts are developed. The authors have also designed a canard-configuration WIG taken over the concept of Kubo and Akimoto. In this paper, the steady aerodynamic properties and the aerodynamic interaction effect between wings are investigated by applying the theoretical calculation based on the potential theory and the wind tunnel experiment. The aerodynamic interaction effect due to propulsor are also made clear by activating the ducted fans mounted on the main wing in the wind tunnel experiment. Through the comparison between the calculations and experiments, the steady aerodynamic properties of the canard-configuration WIG are estimated well by the present theoretical calculation and it is useful as a preliminary design tools for the WIG crafts.. 緒言現在, 世界の物流のほとんどが低速大量輸送機器の船舶で行なわれており, 高速少量輸送機器である航空機は高付加価値物や旅客輸送に限って用いられている. 船舶と航空機の間の速度領域を補う輸送機が登場すれば, 島国である日本にとってより効率の良い物流が可能になると考えられる. そのような速度帯を埋める次世代の高速海上輸送機関として地面効果翼機 (Wing-In-Ground Effect : WIG) または, 表面効果翼船 (Wing-In-Surface Effect Ship : WISES) が注目されている )2)3). WIG の研究 開発は,93 年代の旧ソ連における軍用機の研究 開発に始まる 4)5). 冷戦の終結と共に民生用の WIG 開発が注力されるようになり, リピッシュ翼形態 6)7) やタンデム翼形態といった様々な機体形状が提案されるようになった. 日本国内では,99 年代に WIG の実用化を目指した開発が行われており, ラム ウイング形態を基にしたミュースカイシリーズ 8)9) が久保らによって開発されている他,Power- Augmented-RAM (PAR) システム )) を用いずに短距離離水を可能にする機体形状として前翼式 WIG が久保 秋元らによって提案され 2),RC 模型を用いた自航試験によりその有用性が確認されている 3). しかし, 機体全体の空力特性や, 前翼と主翼間の空力干渉, 推進器と機体の空力干渉などについ * 広島大学大学院工学研究科原稿受理平成 年 3 3 月 2 日 22 日 て, より詳細な探究が必要な課題も残っている. これまで筆者らは, 久保 秋元らによる前翼式 WIG を踏襲した新たな機体形状を提案するとともに, 地面効果内を飛行する矩形翼と, 著者らの提案する前翼式 WIG に装着される翼端板付き主翼を対象として, それらの後流影響や自由表面との干渉影響, 非定常空力特性, 翼表面の圧力分布について理論計算と実験により調査し, 地面効果翼の空力特性の推定手法と実験手法の確立を目指してきた 4)5)6). 本論文では, 著者らの提案する前翼式 WIG に対して, 前報 4)5)6) で構築した理論計算手法を適用し, 前翼や水平尾翼迎角の変化が機体の空力特性に与える影響や, 翼間の空力干渉, 機体が水面上を飛行した際の自由表面の隆起量について調査する. また, 風洞試験により推進器の性能を調べるとともに, その推進器を装着 稼働させた状態での所謂パワー付き風洞試験により推進器と機体間の空力干渉影響について調査し, 機体の巡航時空力特性を明らかにする. 加えて, 前報 4)5)6) で提案した理論計算手法が WIG の設計ツールとして有用であることを示す. 2. 風洞実験全機空力特性に関する実験データの取得は, 九州大学応用力学研究所, 大型境界層風洞を用いて行なった. 風洞は幅 3.6 m 高さ 2. m, 長さ 5 m の観測部を有しており, 最大風速は 3 m/s のゲッチンゲン式の風洞装置である. 2. 供試模型 Figures, 2 に著者らが提案する前翼式 WIG の三面図とその風洞試験模型を示す. また,Table に実験用模型の諸元を

2 日本船舶海洋工学会論文集 第 25 号 日本船舶海洋工学会論文集 第 25 号 年6年 月6 月 22,9 Horizontal tail wing ( angle of attack deg., 2degs.) 23, ,7 97, , Main wing with end-plates 4) ,7 8 88, ,7 7, 82, , ,9 8 99,4 ( angle of attack 3 degs.) 93,7 Front wing 9 degs. Fuselage 2 4 Fig. Top, side and front views and dimensions of the canard-configuration WIG (Experimental model for the wind tunnel test). Fig. 2 The canard-configuration WIG model for the wind tunnel experiment. 示す Table 下の機体の上面図において 黒くハッチングを 胴体にマウントし 前翼と T 型尾翼も胴体に差し込む形で全 かけた部分を胴体の投影面積としており それ以外を前翼 翼 機模型を構築する 前翼と水平尾翼はそれぞれ対称翼である 端板付き主翼 (以降単に主翼と記す) 水平尾翼の投影面積と NACA2 NACA9 を用いているが 前翼の迎角 αf は して定義している 取り付け角度の異なるスペーサーを胴体に差し込むことによ Table Principal particulars of the whole airframe model for wind tunnel experiment. Root chord length Tip chord length Span Project area Airfoil section Front wing.2 m.8 m.66 m.38 m2 NACA2 Length Breadth Height Project area Fuselage.8 m.92 m.2 m.32 m2 Project area of main wing with end-plates Main wing.56 m.224 m.32 m.43 m2 NACA349, NACA6 となっている 2. 2 推進器 機 体 に 搭 載 す る 推 進 器 と し て は ダ ク テッド ファ ン (EDF Vasafan 9) を採用した Figure 3 にその形状を示す レード (翼根コード長 : 2.4 mm 翼端コード長 : 9.8 mm) を 有しており ブラシレスモーター (Mega 22/3/2) と組み合わ せて使用することで 最高回転数 33 rpm 2.72 kgf の静止 推力を発生する 本ダクテッドファンの後部にはノズルの出口 直径を 65.9 mm としたシュラウドを自作して取り付けており Project area of fuselage また 水平尾翼の迎角 αt は. と 2. に変更できる仕様 本ダクテッドファンは内径 9 mm 外形 4 mm 6 枚のブ Whole airframe.8 m.32 m.482 m.87 m2 Project area of horizontal tail wing Tail wing.94 m.98 m.448 m.54 m2 NACA9 り. 9. の範囲を. 刻みで変更可能になっている Project area of front wing 推力の増強を図っている 本ダクテッドファン 2 発を Fig. 2 に 示した機体の主翼上面にマウントして 推進器稼動状態での空 力特性の計測を行っている degs 機体の全長 全幅 全高 投影面積はそれぞれ L =.8 m B =.32 m H =.482 m SA =.87 m2 である また 前翼と水平尾翼の Tip chord length については翼端フィレッ トの開始位置でのコード長としており 前翼はフィレット翼 端から 23.2 mm 内側のコード長 水平尾翼はフィレット翼端 より 64 mm 内側のコード長として定義している 本風洞試験 模型は想定実機の /2 スケールモデルであり 実機の全長は L = 36 m 巡航飛行速度は 32 km/h を想定している 主翼形状は 前報 4) で用いた主翼と同一形状のものであ る 全機模型は主翼を最大揚抗比を取る迎角 αm = 3. で Fan Stator Fig. 3 Ducted fan equipped to the airframe model 実験セットアップ 本風洞試験については 推進器非搭載時での全機空力特性 ダクテッドファン単独の空力特性 推進器稼動状態での全機空 力特性について計測を行う 以下 それぞれの実験手法につい て説明する

3 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 Wind (2 m/s) Lift device 3-component load cell Forces & Moment Amplifier (DSA-A) A/D converter (PCD-32A) PC Electromagnetic velocity meter Wind speed (m) Point Point 2 Point 3 Point Fig. 4 Experimental setup for measuring the aerodynamics properties of the canard-configuration WIG. 2 Electromagnetic velocity meter Single fan Twin fan Wind (~25 m/s) Lift device 3-component load cell Point Point 2 Point Ducted fan (R) Motor (Mega 22/3/2) Ducted fan (L) Motor (Mega 22/3/2) Receiver Power : 9ch Throttle (R) : 8ch Throttle (L) : 3ch Contoroller amp (R) PLATINUM 5A-PRO Cooling fan (R) Cooling fan (L) Contoroller amp (L) PLATINUM 5A-PRO ( RPM ) RDU E-meter Remote Data Unit RPM Voltage ( V, I ) Current Battery Li-Po 6 cells 22.2 V 5mAh Power sorce for cooling fan UBEC(2) Switch Battery Li-Po 6 cells 22.2 V 5mAh Power sorce for Reciever UBEC() Switch Fig. 5 Experimental setup for measuring the performance of the ducted fans. Fig. 6 Connection diagram for ducted fans. (A) 推進器非搭載状態での全機空力特性計測 Figure 4 に実験セットアップ図を示す. 昇降装置に 3 分力計 ( 日計電気製 3M,z 方向定格容量 3 kgf) を取り付け, ストラットの下に全機模型 (Fig. 2) を取り付ける.3 分力計で得られた歪はアンプ ( 日章電機製 DSA-A) で電圧に変換され,AD 変換器 ( 共和電業製 PCD-32A) でデジタル信号に変換後, ノート PC に出力される. 風洞内には地面板 (L B t H = m) を設置しており, 板の前縁部で境界層を再発達させている. 地面板の設置により, 模型設置位置 (Point 3) において約 2 mm の厚さ ( 主翼コード長の 3.5 %) まで境界層厚さを低減 4)6) した状態で実験を行っている. なお, 本実験装置は前報で用いたものと同一であり, 境界層の影響が全く混入しない水中曳航試験との比較によって, 境界層厚さ ( 主翼コード長の 3.5 % 程度 ) は空力特性の計測に影響しないことが分かっている. (B) 推進器単体の空力特性計測 Figure 5 に推進器単独での実験セットアップ図,Fig. 6 にダクテッドファンを双発状態で回転させるための電装システムを示す. 風洞を稼動し, プロポで推進器を回転させた状態で力とモーメントを計測する. 空気力の計測は,Fig. 4 に示したシステムと同じものを用いている. ファンの回転数, 電圧, 電流については,E-meter という計測器を用いて計測する. この装置は, あらかじめ使用するモーターの特性をキャリブレーションしておき, モーターに流れる電圧, 電流の関係から回転数を算定して表示する計器である. 推進器単体での性能試験については, ファンの回転数を一定回転 (n = 5 rpm) に保ち, 風速を 25 m/s の間で 5 m/s 毎に変化させて推力, 電圧, 電流, 回転数の計測を行う. n = 5 rpm,2 m/s の一様流中でダクテッドファンを作動させているときのレイノルズ数は, 翼根部で Re =5.27 4, 翼端部で Re =9.5 4 である. なお, 本レイノルズ数の代

4 4 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 66 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 表流速は, 一様流とファン周速度の合成流速であり, 代表コード長は, ブレード翼根部と翼端部のコード長である. 実験は, 単発時に加えて, 機体への搭載を模擬した双発状態 ( 中心から左右 5 mm の軸間距離で並列に設置 ) においても実施している. 2 つのダクテッドファンは 2 つのコントローラーアンプ (PLATINUM 5A-PRO) によって稼動される. 電源系統を 2 つに分けて, つは冷却ファン用の電源として使用し, 稼動時に高温となるコントローラアンプの冷却用に使用している. もう つの電源は, コントローラーの受信機用の電源として使用している. バッテリーには,6 セルのリチウムポリマー電池 (22.2 V 5 mah) を 2 つ用いている. 今回の計測では, 推進器のみ稼動させたため, 使用したチャンネルは右側の推進器, 左側の推進器, 電源の 3 チャンネルである.E-meter はリチウムポリマーバッテリーとコントローラーアンプ間及び, コントローラーアンプからダクテッドファンの間に接続し, 電圧と電流, 回転数を計測している. (C) 推進器稼動状態における全機空力特性計測 推進器を稼動させた空力特性の計測を行う場合,Fig. 5 に示した推進器を主翼上面に双発状態でマウントし, 推進器を稼動させるための電装系統 (Fig. 6) は全機模型の胴体内部に実装して実験を行う. 本実験では, 推進器のみを稼動させたが, サーボモーターやジャイロセンサーにもチャンネルを割り振ることにより, 同じ電装系を用いて自航試験を行なうためのシステムを構築することも可能である. 推進器単体での計測と同様に, E-meter で回転数, 電圧, 電流を監視しながら計測を行う. 機体の空力計測については, それぞれの機体迎角 α B と飛行高度 h (m) において, 前翼迎角 α F と水平尾翼の迎角 α T を変化させた際の空力特性について調査する. 飛行高度については, 地面から主翼幅中央後縁までの高さ h (m) を主翼翼根部コード長 c (m) で無次元化した h/c を定義して使用し, 巡航時の飛行高度は h/c =.35 と設定している. 風洞の設定風速は, 前報 4)5)6) での主翼の実験時と同様に 2 m/s とし, 主翼の翼根コード長を基準とすると,Re =7.5 5 の領域で実験を行っている.Table 2 に風洞試験の実験条件を示す. α M =3 は主翼の胴体への取り付け角を意味している. Table 2 Experimental conditions of wind tunnel test for the canard-configuration WIG. Reynolds number, Re (U = 2 m/s) Angle of front wing,α F. 9. (Δ=.) Angle of horizontal tail,α T. and 2. Angle of main wing,α M 3. Flight altitude, h/c.35.7 (Δ =.5) Angle of body, α B. 3. (Δ=.) 3. 問題の定式化 3. 理論計算 本論文で使用する理論計算法は, 前報 6) で使用したものと同様であるので, ここではその概要のみを述べることにす る. 空気場は非圧縮 非粘性の理想流体 ( 非回転流れ ) と考える. その空気場 ( 密度 ρ) を速度 U (m/s), 飛行高度 h (m) で飛行する前翼式 WIG を考え,Fig. 7 に示すように, 主翼幅中央後縁を x =, 静水面を z =とする等速移動座標系を取る. 図中の S H,S F,S W はそれぞれ, 物体表面, 自由表面, 後流面を表している. 各境界に取られた法線ベクトルは流体内向きを正とする. 前報 4) において, 自由表面上を巡航する翼単体の空力特性を推定する場合, 後流面は翼後縁から主流に沿って静水面と平行に流出させてよいこと, また, 自由表面は平らな剛体壁面として扱ってよいことが実験と理論によって明らかにされている. そこで, 本論文において全機の空力特性を推定する場合についても, 自由表面は平らな剛体壁面とし, 主翼, 前翼, 水平尾翼からの後流面は主流に沿って平行に流出させることにする. なお, 胴体は非揚力体と見なして解析する. Fig. 7 Coordinate system for estimating steady aerodynamic properties. 任意の点 P =(x, y, z) において空気の速度ポテンシャルを Φ(P )=U[ x + φ(p )] と表す. このとき, 攪乱速度ポテンシャル φ はラプラス方程式と次の境界条件を満足しなくてはならない. [H] φ(p ) = nx n on SH () [F ] φ(p ) = n on SF (z = ) (2) [K] p + (P ) p (P )= ons W (3) (3) 式は Kutta 条件であり,p + (P ),p (P ) はそれぞれ後流の上下面における圧力を表している. 流体領域に Green の第二定理を適用すると, 次の積分方程式が得られる. φ(p ) 2 G(P, Q) φ(q) ds n S Q H [ φ(q + T ) φ(q T ) ] G(P, Q) ds n S Q W φ(q) = G(P, Q) ds, for P S H (4) n S Q H G(P, Q) = ( 4π r + ), r } r = (x x r ) 2 +(y y ) 2 +(z z ) 2

5 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 67 5 ここで,Q =(x,y,z ) である. また,φ(Q + T ) と φ(q T ) は, 前翼, 主翼, 水平尾翼の翼後縁上下位置における速度ポテンシャルを表している. (4) 式は,S H 上の速度ポテンシャル φ を未知数とした積分方程式となっており, 機体表面を有限個のパネルに分割し, 各パネル内で物理量が一定であるとする一定要素の仮定に基づき離散化した後, 境界条件 (), (3) 式の下で数値的に解くことができる. 境界条件 (2) 式は鏡像項を含んだ上記の G(P, Q) を用いることで満足される. このとき,S H 上の圧力は p(p ) p ρu 2 /2 =2 φ(p ) x φ(p ) φ(p ) (5) (c) Tail wing により求めることができる. ここで,p は大気圧である.(5) 式中の速度ポテンシャル φ の偏微分は, 翼表面上の速度ポテンシャル分布を 2 次元のスプライン関数で表して数値微分により求めている.(3) から得られる Kutta 条件 p(q + T ) p(q T )= は Newton-Raphson 法による繰り返し計算により数値的に満足させる 7). こうして得られた圧力を S H 上で積分することにより,i 方向に作用する機体全体の力とモーメントが { } F i = p(p ) p ni ds (i = 6) (6) S H により得られる. ただし,(n,n 2,n 3)=n, (n 4,n 5,n 6)= x n, x =(x,y,z) である. このとき, 全機に働く力に加えて, 前翼 主翼 水平尾翼 胴体それぞれの表面上で圧力積分することで, 全機を構成するそれぞれの要素に働く力についても計算している 全機に作用する摩擦抗力の推定手法空気の粘性に起因する摩擦抗力の推定についてもまた, 前報 4)5)6) の方法を適用している. 揚力体として計算する主翼, 前翼, 尾翼といった部分については CFD (ANSS Fluent) で計算された, 無限流体中での 2 次元翼の空力特性のデータベースを適用し, 各翼のスパン方向の揚力分布 C L(y) とレイノルズ数分布 Re(y) から摩擦抗力係数 C Df を求める.Fluent によって解析された 2 次元翼の空力特性の妥当性については, 既存の文献 8) の実験データを用いて確認している. また,Table 下の黒色で示した胴体部分については, 平板の摩擦抗力係数から算出している 計算格子 Figure 8 に前翼式 WIG の計算格子を示す. 機体が左右対称であること, また今回は対称な空気力のみを扱うことから, y>の部分のみ格子分割すればよい. 格子の分割数については, 主翼を 255 パネル, 水平尾翼を 28 パネル, 前翼を 365 パネル, 胴体を 59 パネルで分割しており, 後流面を含めて合計 4899 パネルで計算を行っている. 後流面については, 揚力体となる前翼, 主翼, 水平尾翼のみに配している. 胴体と垂直尾翼については非揚力体と見なしているため後流面は設置していない. 後流面の長さは, 主翼のコード長 c を基準とし, 主翼の後流面の長さは 4 c, 水平尾翼の後流面の長さは 3.6 c, Fig. 8 (a) Front wing (b) Main wing with end-plates Computational panels for estimating aerodynamics forces and moment of the canardconfiguration WIG. 前翼の後流面の長さは 6 c とし, 機体全長よりも十分に長く取っている. 前翼と主翼は胴体に接合されているため, その後流面は本来, 翼根部から胴体に沿って流し, 後流面を挟む胴体上下点で Kutta 条件を満足させるべきであるが, 胴体表面の格子生成がかなり煩雑となる. 本論文の計算では, 胴体と接触しないように徐々にクリアランスを確保し, 前翼後流面は胴体半幅より cm (.8 c) 外側, 主翼後流面は 2 cm (.36 c) 外側を流れる様に後流面の幅を調整している. 4. 結果と考察 まず, 推進器を搭載していない状態について, 機体迎角 α B と飛行高度 h/c を変化させ, 前翼迎角と水平尾翼迎角の変化による空力特性について調査する.Figure 9 に機体の圧力中心位置の定義と重心位置について示す. 全機の圧力中心係数 C P については, 前翼の前縁をゼロ, 主翼の後縁を としたときの前翼前縁からの無次元距離として定義している. rotation Fig. 9 α F = 9. deg. α B =. deg. C P x Center of rotation x G (Artifitial gravity center) z h/c α T =. deg. The position of the center of gravity x G and the definition of C P of the canardconfiguration WIG. 迎角の変化については, 翼単体の場合は翼幅中央後縁を回転中心としていたのに対し 4)5)6), 全機の場合は機体の仮想重心位

6 6 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 68 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 置 x G = (456.8,., 25.3) = (.86 c,.,.224 c) を 回転中心とし, 機体迎角 α B を変化させる. 具体的には, 機体迎 角 α B =., 前翼迎角 α F =9., 水平尾翼迎角 α T =. の時の圧力中心位置を機体の x 方向の重心位置とし, 重心高さは 前翼の後縁高さと同じと仮想している. 風洞実験の結果, 全機模型の圧力中心位置は, 主翼前縁から後方に 2.4 mm (.83 c) であったため, 主翼前縁から後方に 2.4 mm (.83 c), 胴体下面から上方に mm (.79 c) の位置を回転中心として機体迎角 α B を設定している. 揚力係数 C L, 抗力係数 C D, 仮想重心周りのピッチングモーメント係数 C M は以下の様に定義している. C D = F ρs AU 2 /2,CL = F 3 ρs AU 2 /2,CM = F 5G ρs AU 2 c/2 (7) ここで,F, F 3 は x 軸, z 軸方向に作用する力,F 5G は仮想重心周りの機首下げモーメント, 投影面積 S A (m 2 ) は全機の投影面積である. 4. 全機の縦の静安定を満たす前翼と水平尾翼迎角 地面効果内での安定した飛行を目指すためには, 機体の縦の静安定性を満足させることが第一条件である. 本節では, 前翼と水平尾翼の迎角を変化させた風洞試験及び理論計算を行い, 機体の縦の静安定を満たす各翼の設定迎角を決定する. 巡航高度 h/c =.35 において, 機体の迎角 α B を変化させたときの仮想重心周りのピッチングモーメント係数 C M について着目する. まず, 前翼迎角を α F =9. に固定し, 水平尾翼迎角を α T =. と 2. に変化させて調査した結果を Fig. に示す. グラフから, 機体の迎角 α B が増加すると共に機首下げ方向のピッチングモーメント, つまり復原モーメントが増加していることが確認でき, 機体は縦の静安定性を満たしていることが分かる. その絶対値は水平尾翼の迎角 α T =. の方が約 2 倍大きく, 機体の縦の静安定性の観点から見ると, 水平尾翼の迎角は小さい方がよいことが分かる. 次に, 水平尾翼の迎角を α T =. に固定し, 前翼の迎角 α F を変化させた結果を Fig. に示す. 前翼迎角 α F =9. の時では復原力となる機首下げモーメントが大きくなっているが, 前翼迎角が下がると共にその大きさは小さくなっている. そして,α F =3. になると C M が右下がりのグラフとなっており復原モーメントが発生しなくなっていることが分かる. α F =9., α T =. において, 機体を構成する前翼, 主翼, 水平尾翼, 胴体表面各々に作用する圧力を圧力積分し, 各要素が発生する揚力係数 C L について調べた結果を Fig. 2 に示す.C L について見ると, 機体が発生する揚力の約 8 % が主翼の揚力であることが分かる. 続いて, 前翼, 胴体の順に大きな揚力が発生しており, 水平尾翼については, 主翼の吹き降ろしを受けて下向き揚力が発生している. このとき, 機体の縦の静安定性を満たすためには, 主翼と前翼の揚力分担比を約 5: にする必要があることが分かる. 前翼と主翼の揚力分担比の値は機体を設計する上で重要な指標である. 以上の検討から,α T =.,α F =9. を各翼の設定迎角 ( 胴体への取り 付け角 ) としている C M Cal. (α T =2. degs.) Cal. (α T =. deg.) Exp. (α T =. deg.) α B (degs.) α T =. deg. α T = 2. degs. Fig. Pitching moment coefficient around x G for different α T (h/c =.35, α B =., α F = 9., Re =7.5 5 in wind tunnel experiment) C M Cal. (α F =3. degs.) Cal. (α F =6. deg.) Cal. (α F =9. deg.) Exp. (α F =6. deg.) Exp. (α F =9. deg.) α B (degs.) α F = 3. deg. α F = 6. degs. α F = 9. degs. Fig. Pitching moment coefficient around x G for different α F (h/c =.35, α B =., α T =., Re =7.5 5 in wind tunnel experiment). C L.3.2. Fig. 2 Fuselage Tail wing Main wing Front wing Whole airframe Horizontal tail wing Main wing with end-plates Fuselage Front wing Estimated lift coefficient acting on each component of the canard-configuration WIG at h/c =.35,α B =., α F =9., α T = 前翼式 WIG の翼間空力干渉影響 各翼の設定迎角 ( 胴体への取り付け角 ) が決まったところで, 前翼, 主翼, 水平尾翼の 3 つの揚力体の翼間空力干渉について調査する. まず機体が巡航した際の後流変形を時間領域境界要素法によって推定し, 後流面の変形の観点から翼間の干渉影響について調べる. 時間領域境界要素法による理論計算手法は, 前報 4) で述べたものと同様である. つまり, 各時間ステップにおいて境界値問題を解き, 得られた物体表面上の速度ポテンシャル分布を用いて, 全ての後流グリッド点の移動量を計算しながら空気力と同時に後流の変形を追尾していく.

7 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 69 7 Fig. 3 Wake deformation of the canard-configuration WIG at h/c =.35, αb =. (αf = 9., αt =., U = 2 m/s, Δt =. sec., 5 step). この計算法に基づく計算を自由後流モデルによる計算 片や 3 それぞれ 3. % 以下であり 抗力係数については 2. % 以下で 章で示した計算法に基づく計算を固定後流モデルによる計算と ある 翼間の後流間の干渉影響が顕著である場合においても 呼称することもできる 自由後流モデルと固定後流モデルによる計算結果の相違は小さ 次に 3 章に示した計算法を用いて 主翼単独の翼表面圧力 分布と 胴体や前翼との干渉が混入した主翼の翼表面圧力分布 について比較し 翼間の空気力学的干渉が圧力分布に及ぼす影 響について考察する (A) 翼後流間の干渉 Figure 3 に 自由後流モデルによる計算によって得られた く 空力の推定にほとんど影響を与えないことが分かる よっ て以降の計算は 全て固定後流モデルで行なうことにする Table 3 Lift and drag coefficient of the front wing and the main wing calculated by the free-wake model and the fixed-wake model at same condition in Fig. 3. 巡航時の前翼式 WIG (h/c =.35, αb =., αf = 9., αt =. ) 全機の後流変形を示している Fig. 3 右上図は 機体を後ろから見た図 右下図は機体を上方から見た図であ り U = 2 m/s Δt =. sec. 5 ステップ目の計算結果 である 矩形翼と主翼単体について着目した前報 4) の計算結 果と同様に 揚力を発生する前翼と主翼については 主翼端 部や翼端板下部からの rollup が発生しているのが確認できる また 地面に近い前翼の後流面と翼端板下面から発生する後流 面は 地面との干渉影響により後流が翼幅方向に広がっている ことが観察されるが 地面から遠い位置にある水平尾翼につ いては この様な後流の広がりは見られない 特徴的なのは αf = 9. の前翼による強い rollup により 主翼後流が巻き 込まれるように変形していることである このことから 前翼 の下流域において翼間の空気力学的干渉影響が顕著であること が推測される また Fig. 2 において 水平尾翼から下向き 揚力が発生していることが推定されているが Fig. 3 におい て水平尾翼の後流形状が rolldown となっていることからその 結果が妥当あることが裏付けられる 以上から前翼と主翼との後流間の干渉が大きいことが分かっ た 次に その空力へ影響を調べるために 自由後流モデル と固定後流モデルを用いて 前翼と主翼の揚力係数 CL と抗力 係数 CD を計算した その結果を Table 3 に示す 揚力係数に ついての固定後流モデルに対する自由後流モデルとの相違は Free-wake model Fixed-wake model Difference (%) Front wing CL CD Main wing CL CD (B) 主翼表面圧力分布に関する空力干渉影響 次に 前翼と胴体が主翼表面の圧力分布に与える影響につ いて考察する Figure 8 に示した前翼式 WIG から前翼を取り 除いたモデルを前翼無しモデルと称することにする 前翼無し モデル 前翼有りモデル (前翼式 WIG 全機) および主翼単体 が各々巡航した際の主翼表面の圧力分布を比較する 計算に は 3 章で示した固定後流モデルによる計算を適用する この 計算法による翼表面圧力分布推定が高精度であることが 前 報 6) において主翼単体に対する計測圧力との比較を通じて確 認されている Figure 4 に主翼表面の断面圧力分布を示す 一点鎖線は主 翼単体の結果 点線は前翼無しモデルの結果 (w/o front wing と記載) 実線は前翼有りモデルの主翼表面の圧力分布である まず 主翼単体での計算結果 (一点鎖線) と前翼無しモデ ル (点線) の主翼表面の断面圧力分布 Section A Section E を 比較する この比較により 胴体が主翼表面圧力に及ぼす影響 を見ることができる 図からは 主翼単体に比べて前翼無しモ デルの主翼上面の負圧の絶対値と主翼下面の正圧の絶対値が共 に減少しており その減少量は 胴体との接合部近傍において

8 8 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 7 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 - (p-p )/(ρu 2 /2) - (p-p )/(ρu 2 /2) - (p-p )/(ρu 2 /2) (a) Section A : y/(b/2)=.295 (b) Section B : y/(b/2)=.62 (c) Section C : y/(b/2)=.898 (p-p )/(ρu 2 /2) Cal. (Main Wing only) Cal. (Whole airframe w/o front wing) Cal. (Whole airframe).5 - (p-p )/(ρu 2 /2) outside outside With / without section A section B section C inside.5 (d) Section D : end-plate (2/3 height) inside.5 (e) Section E : end-plate (/3 height) section D section E Fig. 4 Aerodynamic interaction effects between wings and fuselage observed in sectional pressure distributions over the main wing (h/c =.35, α B =., α F =9., α T =. ). 最も大きいことが分かる. また, 主翼下面部の正圧の絶対値の減少量は主翼幅中央から翼端板内側の全域において顕著に現れており, 主翼と胴体との接合部近傍といった局所域のみに干渉影響が現れるわけではないことが分かる. 次に, 前翼有りモデルの主翼表面圧力分布 ( 実線 ) と, 前翼無しモデル ( 点線 ) を比較する. この比較により, 前翼と主翼との干渉影響を考察することができる. 胴体に前翼が付くと, 前翼端部より外側の断面 Section B と Section C においては主翼前縁の正圧と負圧の絶対値が共に大きくなっていることが分かる. これは, 前翼端部から発生する rollup によって主翼下面から主翼上面への流速場が誘起され,Section B と C の相対迎角が大きくなるためだと考えられる. 一方, 前翼端部よりも内側の断面である Section A については, 主翼上面から主翼下面への流速場が誘起されるため,Section A の相対迎角は小さくなり, 主翼前縁の正圧と負圧の絶対値は小さくなると考えられる. 以上より, 前翼を主翼の前方に設置することで, 前翼端部よりも翼幅方向外側に位置する主翼断面の揚力は増加するが, 翼幅方向内側の主翼断面の揚力は減少することが分かった. 上記 2 種類の比較から言及できることは, 前翼と主翼との空力干渉影響よりも, 胴体と主翼との空力干渉影響の方が遥かに大きいということである. 後者により, 主翼単体の場合と比べて主翼下面側の正圧が大きく減少してしまっており, 全体的な揚力の減少を招いている. 本機体は, 胴体中央の上面部においても揚力を発生させることを狙って高翼型を採用しているが, 地面効果による主翼下面の正圧増加を効果的に利用するには, 主翼と胴体との干渉影響を低減するように主翼の胴体に対 するマウント位置やステップ位置など胴体形状を再検討する必要があると考えられる 前翼式 WIG が巡航した際の自由表面隆起量本節では, 前翼式 WIG が水面近傍を巡航した時の自由表面隆起量をランキンパネル法を用いて推定する. 前報 4) では, 翼が静水面上を一定速度で飛行した際に水面に印加される圧力により生じる造波をランキンパネル法を用いて計算し, 続いて造波された波面が翼の空力に及ぼす影響について論じている. 本論文ではこの前半の過程と同じ計算により, 胴体, 前翼, 水平尾翼から構成される前翼式 WIG 全機が造波する波の隆起量を調べる. 後流モデルは固定後流モデルを適用する. Figure 5 の上図に主翼単体 4), 下図に全機が各々 h/c =.35, F n = U/ gc =7.6 で巡航したときの波の隆起量の計算結果を示す. また,Fig. 6 は,y/c =.3 ( 主翼端部より約 3 cm 内側 ) における x 方向断面の波の隆起量,Fig. 7 は, = 4. と 8. における y 方向断面の波の隆起量を表している. Figure 5 を見ると, 主翼単体の場合と比べて全機の場合, 胴体の存在により機体近傍の波が複雑になっていること, また全体的に波振幅が小さくなっていることが分かる. 波振幅が最大となる主翼端部に沿う断面の波形を示した Fig. 7 からは, 最大波振幅が主翼単体と比べて約半分になっていることが分かる. また,Fig. 6 からは, 胴体下部の波面が主翼単体時と比べて顕著に小さくなっていることが確認される. 全機が造波する波の振幅は F n =7.6, h/c =.35 の場合, コード長の.% 程度であり, 運行上他船への曳き波の影響は極めて小さ

9 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 y/c Calculation ( Main wing with end-plates ) ζ/c: ζ/c Cal. (Main wing with end-plates) Cal. (Canard-Configuration WIG) y/c y/c=.3 Calculation ( Canard-Configuration WIG ) Fig ζ/c 4 y/c= = = = =-8. Contour plots of wave elevation generated by the main wing and the canard-configuraiton WIG at F n =7.6 (h/c =.35, α B =., α F =9., α T =. ). 6 Cal. (Main wing with end-plates) Cal. (Canard-Configuration WIG) Whole airframe - -2 Fig. 6 Sectional wave elevation along the longitudinal line of y/c =.3 shown in figure Front wing tip (y/c=.54) Main wing tip (y/c=.77) Fuselage (y/c=.7) ζ/c y/c (a) = 4. Front wing tip (y/c=.54) Main wing tip (y/c=.77) Fuselage (y/c=.7) y/c (b) = 8. Fig. 7 Sectional wave elevations along the transverse lines of = 4. and 8. shown in figure 5. いと言える. 造波された波の振幅が小さいということは, 機体の存在により印加される水面上の圧力が小さいということであり, 地面効果によるラム圧が小さくなっていることを意味する. すなわち Fig. 4 に示された主翼下面側の正圧が小さくなっていることに対応している 前翼式 WIG の全機空力特性 本節では, 推進器を稼動させた状態で機体の空力特性を計測し, 巡航飛行時における前翼式 WIG の空力特性について考察する. まず, 推進器単独の性能試験を行い, 巡航飛行に必要な推力を満たす回転数について調べる. 次に, 推進器を機体に搭載 稼動させた状態で全機空気力の計測を行い, 推進器稼動時の巡航状態における全機空力特性を明らかにする. (A) 推進器単独性能 推進器として使用したダクテッドファンの単独特性を計測するために使用した実験セットアップについては,Fig. 5 のものを用いる. 推進器の性能を示す諸係数 ( 前進率 J, 推力係数 K t, 効率 η) は次式で定義している. J = U nd, Kt = T ρn 2 D, 4 η = TU P (8) ここで,n (rps) は推進器の 秒間当たりの回転数,D (m) は推進器の外径 ( シュラウド外径 4 mm) である K T K T (Twin) K T ( Single ) η ( Twin ) η ( Single ).5 J η.5.5 T (kgf) 2.5 Twin, U=2m/s Single, U=2m/s n (rpm) Fig. 8 Performances of the ducted fans (D =.4 m, n = 5 rpm, Re = at tip chord length of fan blade). 推進器の効率 η は, 推進器が推力として行なった仕事率とシステムに投入したパワー P (W) との比として定義している. 前者は 3 分力計で計測される推力 T (kgf) と風速 U (m/s) の積から, 後者は E-meter により計測される電圧と電流から消費電力として算出される. 従って, ここで得られる効率は, 通常のプロペラ単独性能試験で得られる, 推力の仕事率とトルクの仕事率の比で定義される空力的な効率ではなく, 実際に推進器に入力したパワーに対して推進器がどれだけ推力として仕事をしたかを示す効率となる. 即ち, この効率にはモーターや配

10 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 72 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 C L. C D.5 C M (moment around x G at h/c=.35) Cal. ( without propulsors ) Cal. ( with propulsors ) Exp. ( without propulsors ) Exp. ( with propulsors ) h/c C P h/c h/c C L /C D 25 2 C p.5 5 C p h without propulsors h/c Fig h/c h with propulsors Aerodynamic properties of the canard-configuration WIG with and without propulsor at U = 2 m/s, α B = (α F =9., α T =. ). 線ケーブル等に起因する電気的損失が考慮されている. 実験は回転数を 5 rpm に固定し, 風速を変化させて行っている. Figure 8 左図に横軸に前進率 J を取った推進器特性の実験結果を示す. 点線が単発時, 実線が双発時での推進器 つ分 ( 双発時に検力計で計測された推力を /2 にし, 推進器 つ分の性能を算出 ) の実験結果である. 両者の結果を比較すると, 静止状態 J = 付近においては, 同等のスラスト係数が得られているが, 風速 U を上げていくに連れて, 双発状態の方が推進器 つ当たりの推力が増加していることが分かる. 効率についても双発時の方が高くなっている. 双発時には,2 つの推進器がその外径に比べて比較的近傍に位置することから, 各推進器インレット部の吸引効果が干渉するなどの干渉影響に起因した現象であろうと推察される. Figure 8 左図を用いて, 風速を固定した際の推進器回転数と推力の関係を得ることができる.Fig. 8 右図は, 風速を巡航飛行速度 U = 2 m/s に固定した場合の推進器回転数と発生推力の関係を示している. 推進器無しの状態における機体の巡航時全抗力値が分かれば, この図より推進器の回転数が判明することになる. Figure 9 は, 機体迎角 α B =. において, 機体の飛行高度 h/c を変化させた場合の全機空力特性を示している. 横軸に h/c, 縦軸に (7) 式で定義した空力係数を取っている. 白丸が推進器無しでの実験結果, 実線が理論計算結果である. 図から, 巡航飛行高度 h/c =.35 における抗力係数は C D =.2 であることが分かる. これから, 機体に作用する抗力の生値を求めると約.4 kgf となる. よって, 推進器一発当たり.2 kgf の推力を出せばよいので,Fig. 8 右図のグラフにおいて巡航 状態では 5 rpm で推進器を稼動させれば機体抗力と釣り合う必要推力が得られることが分かる. 次節の, 推進器稼動状態での全機空力計測においては, 推進器回転数をこの回転数にセットして計測を行う. (B) 推進器稼動状態での全機空力特性 Figure 4 のように模型を風洞内に設置し, 先の計測で用いたダクテッドファンを主翼上面に双発状態でマウントする. 推進器単独性能試験と同様に E-meter で推進器の回転数を監視しながら,2 発のダクテッドファンをプロポで操作し,5 rpm になるように推進器を稼動させる. しかし, 回転数を 5 rpm に合わせても, 振動等によるノイズ影響から計測上は検力計の x 方向の力が正確に kgf となる訳ではない. そこで本計測では,F x = kgf をまたいだ前後 2 点で計測を行い, 得られた計測値を補間することで,F x = kgf となる状態での揚力とモーメントを求めている. Figure 9 において, 推進器を稼動させたときの全機空力性能を三角プロットで示す. 推進器の稼動によって機体全体の揚力が若干量増加するとともに, 推力によって機首下げ方向のピッチングモーメント係数 C M が大きくなっていることが分かる. それに伴って, 圧力中心係数 C P は主翼側に後退している. その移動量は風洞試験用模型の全長.8 m の約.3% であり, 推進器の稼動による圧力中心の移動は顕著な量ではない. 実際の飛行時には, 推進器稼動により生じた微量の機首下げモーメントを打ち消すべく, 前翼に装着されるエレベーターを操舵して水平姿勢を確保することになる. 推進器無しの状態における実験結果 ( 白丸 ) と計算結果 ( 実線 ) を比較すると, 飛行高度の変化に伴う空力特性の変化は概

11 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 73 ね良好に推定できている. 詳細に見ると, 実験の揚力係数 C L が計算よりも若干高く計測されており, これに起因して実験の揚抗比が計算より高めなっている. この原因は, 胴体に作用する空気力の推定精度が悪いためだと考えられる. 現状の計算では, 胴体は非揚力体と見なして計算しているが,Fig. 2 の結果 (h/c =.35) から分かるように, 主翼や前翼といった揚力体からの干渉影響を受けて, 胴体が発生する揚力は全体の約 8.% を占めていることが分かる.Fig. 9 の C L の図では, 特に飛行高度が低い場合に実験の C L が計算値よりも高くなる傾向があることから, 実際には胴体下面と地面との間隔が狭くなったことにより, 胴体に対しても地面効果が作用し, 胴体が揚力体化していると考えられる. 胴体ステップ部から後流面を流出させるなど胴体にも後流モデルを仮定して揚力体として解析するなどの改善が必要であると思われる. Figure 9 の揚力係数 C L と抗力係数 C D については良好に推定できており,2 次元 CFD を用いた揚力体 ( 前翼 主翼 水平尾翼 ) の摩擦抗力の推定法と平板の摩擦抗力を用いた胴体部の摩擦抗力推定法は, 全機の抗力推定においても有用であることが分かる. (C) 推進器との空力干渉影響 Figure 9 の C L に見られたように, 推進器の稼動によって全機揚力が増加し, 頭下げのピッチングモーメントが発生することが分かった. しかし, 頭下げモーメントは推進器から発生する推力による頭下げモーメントよりも大分小さい. 推進器の噴流によりその後方に位置する水平尾翼に下向き揚力が作用して, それによる頭上げモーメントが推進器による頭下げモーメントを緩和したと推測される. そこで, 推進器の吸引効果により主翼近傍流速が増加することで全機揚力が増え, 推進器の噴流影響により水平尾翼の下向き揚力が増加することで機体の頭下げモーメントが抑制されたと想定する. 主翼に作用する揚力が ΔL M (kgf) だけ, また推進器の噴流によりその後方にある水平尾翼に作用する揚力が ΔL T (kgf) だけ変化したと仮定して, それらの量を調べてみる. Figure 2 に, 機体が巡航状態 (h/c =.35, α B =., α F =9., α T =. ) にあるときの全機各部に作用する力の位置関係を示す. 実験で得られた揚力を L exp (kgf) とし, 推進器には全機抗力 D (kgf) と等しい推力 T =.4 kgf が作用し x 軸方向の力は釣り合っているとする. また, 全機揚力と抗力は重心点に作用するとする.Table 4 に Fig. 2 中の各パラメーターの定義を示している. Figure 2,Table 4 の中で, 前翼, 主翼, 水平尾翼, 胴体に作用する揚力 L F, L M, L T, L Fu およびその作用点 C P は, Figure 2 から推進器を除いた計算において, 各部位に作用する圧力を積分することにより求められる. こうして, 全機の z 軸方向の力の釣り合いと重心点周りのモーメントの釣り合いから ΔL M,ΔL T を求めると, その結果は ΔL M =.7 kgf, ΔL T =.59 kgf となる. これらの結果を Table 5 にまとめて示しておく. 結果として, 推進器の吸入により主翼近傍の流 速が増加することで主翼の揚力は約 3 % 増加し, 推進器の噴流が尾翼の下面を高速で流れることにより水平尾翼の下向き揚力は約 35 % 増加するということになる. 推進器稼動時の推力による強い頭下げモーメントは, 水平尾翼の下向き揚力の増加に伴い誘起される頭上げモーメントにより抑制されていることが分かる. Fig. 2 (Thrust) 59,3 Schematic diagram to obtain the increased amount of lift forces due to the thrust of ducted fans. Table 4 Definition of parameters in Figure 2. L F (kgf) 前翼揚力の計算値 l F (m) 前翼の C P から全機 x G までの水平距離 L Fu (kgf) 胴体から発生する揚力の計算値 l Fu (m) 胴体の C P から全機 x G までの水平距離 L M (kgf) 主翼から発生する揚力の計算値 l M (m) 主翼の C P から全機 x G までの水平距離 L T (kgf) 水平尾翼から発生する揚力の計算値 l T (m) 水平尾翼の C P から全機 x G までの水平距離 l Th (m) x G から推進器中心軸までの高さ Table 5 Lift, thrust and moment arms of the canardconfiguration WIG in figure 2. Front wing Main wing Tail wing (α F =9. ) (α M =3. ) (α T =. ) L F l F L M l M L T l T.74 kgf.663 m 3.68 kgf.28 m -.7 kgf.927 m Fuselage Whole airframe Added lift force (α B =. ) L Fu l Fu L exp T ΔL M ΔL T.35 kgf.34 m 5.6 kgf.4 kgf.7 kgf.59 kgf 続いて,ΔL M,ΔL T を主翼, 尾翼近傍の流速の増減量に置き換えて表す. 主翼近傍の流速を U M, その増加量を ΔU M, 水平尾翼近傍の流速を U T, その増加量を ΔU T とすると, 揚力が速度の二乗に比例する関係から, 主翼と水平尾翼に流入する流速の増加率 U M,U T は, U M = U M +ΔU M L M +ΔL M = (9) U M L M U T UT +ΔUT L T +ΔL T = = () U T L T より求めることができ, その結果 U M =.4,U T =.6 となる. つまり, 推進器の稼動により, 主翼近傍では 4 %, 水平尾翼下面部では 6 % だけ流速が増加したと考えることができる. ここで得られた流速の増加率 U M,U T を, 主翼と水平尾翼に作用する空気力を推定する段階で考慮 ( 補正 ) することによ 27,2

12 2 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 74 日本船舶海洋工学会論文集第 25 号 27 年 6 月 り, 推進器を稼動させた状態における全機の空力特性を求めることができるであろう.Fig. 9 中に示す点線は, この補正を施して得られた推進器稼動状態の全機空力特性である. 簡易的な推進器影響の補正法ではあるが, ピッチングモーメントの変化や圧力中心位置が良好な精度で推定できている. 抗力が推進器無しと比べて僅かに大きくなっているのは, 上記の局部的な流速の増加により主翼, 水平尾翼の摩擦抗力と誘導抗力が僅かに大きくなったことに起因している. なお, 推進器稼動状態では, 検力計の x 方向の力はゼロであるため, 抗力の直接計測は行えない. 計算により得られた推進器稼動時の抗力と揚力の結果から, 推進器を稼動させた場合, 推進器無しの場合と比べて全機の揚抗比は約 6 % 向上するという結果になっている. 5. 結言本研究では, 久保 秋元らによって提案された前翼式 WIG のコンセプトを踏襲した著者ら独自の前翼式 WIG を新たに提案し, その機体の定常空力特性や翼間の空力干渉影響, 推進器との干渉影響について実験と理論の両面から考察を行なった. 得られた成果を以下に記す. () 推進器無し状態において, 機体の静的縦安定性を満足する前翼および水平尾翼の取り付け角について風洞試験および数値計算により調べた. その結果, 前翼迎角を 9., 水平尾翼迎角を. とすれば良いことが分かった. このとき前翼と主翼の揚力分担比は概ね :5 である. (2) 前翼, 主翼, 水平尾翼の後流間の干渉影響について, 全機を対象とする数値計算 ( 時間領域境界要素法 ) を実施することにより調べた. 前翼後流面の rollup に主翼後流面が巻き込まれるなど, 後流間では強い干渉が観察されたが, その後流の干渉影響は空気力の推定にはほとんど影響しないことが分かった. (3) 翼間の空力干渉影響について, 主翼表面の断面圧力分布に着目して調査を行なった. 前翼翼端からの rollup により, 前翼翼幅より内側の主翼圧力の絶対値は小さく, また前翼翼幅より外側の主翼圧力の絶対値は大きくなることが分かった. 前者は揚力減少, 後者は揚力増加をもたらす. また, 主翼と胴体の干渉影響により, 主翼翼幅全域において, 翼下面の正圧 ( ラム圧 ) が大きく減少してしまうことが判明した. 今後, 主翼の胴体へのマウント位置や翼下面側の胴体形状を改善していく必要がある. (4) 全機が F n =7.6 で巡航した際に自由表面に造波される波の隆起量を推定した.(3) のラム圧の減少に起因して, 主翼単体時と比べて波の隆起量は概ね 5% ほど小さく, 実運用に際して他船に及ぼす曳き波の影響は小さいと考えられる. (5) 推進器を機体に搭載 稼動させた状態での全機空力特性について調べた. 推進器の稼動により, 主翼近傍の流速が 4%, 水平尾翼近傍の流速が 6% 大きくなると考えて 全機の空力計算を行えばよいことが分かった. 前者は推進器の吸引効果, 後者は推進器下流域の噴流影響に起因すると想定した結果である. 後者により発生する機頭上げモーメントは推進器推力による頭下げモーメントを抑制する効果がある. (6) 前報 4)5)6) で開発した理論数値計算法を全機の空力特性の推定に適用し, 風洞試験結果との比較を通じて, 当該計算法が全機に対しても十分な推定精度を有していることを確認した. 胴体部の空力推定精度の向上が今後の課題である. 謝 本研究の一部は文部科学省科学研究費補助金 ( 基盤研究 (B) , (A) , (A)232465) と, 造船学術研究推進機構 (REDAS) 平成 26 年度助成金により行われた. また, 風洞実験の一部は九州大学応用力学研究所共同利用研究課題として実施されていること, 模型の製作は株式会社新来島どっく, 株式会社クリエイト様にご協力頂いたことを付記し関係各位に謝意を表す. 辞 参考文献 ) 久保昇三, 秋元博路 : 表面効果翼船の現状と展望, 日本航空宇宙学会誌, 第 5 巻, 第 585 号, pp , 22. 2) Rozhdestvensky, K. V. : Wing-In-Ground Effect Vehicles, Progress in Aerospace Sciences 42, pp , 26. 3) Pagowski,. T., Szafran, K. : Ground effect Inter- Model Fast Sea Transport, the International Journal on Marine Navigation and Safety of Sea Transportation, Vol. 8, pp , 24. 4) 安東茂典 : ロシアにおけるエクラノプランの発達の現技術段階と展望, ACV 研究会誌, 27-, ) Diomidov, V. B. : Automatic Control of Ekranoplanes Motion, Elektropribor, ) Lippisch, A. M. : The Aerodynamic Ground Effect and the Development of the Aerofoil Best (in German), Luftfahrtecnik Raumfahrttechnik, pp , ) Barllingten, R.W., Chaplin, H. R. and Krause F. H. : Recent Advances in Wing-in-Ground Effect Vehicles Technology, AIAA/Sname Advanced Marine Vehicles Conference, Arlington Virginia, Sep.2-22, pp.-2, ) 松岡利雄, 東田秋生, 松原武徳, 山口信行, 久保昇三 : 地面効果翼艇マリンスライダー : ミュースカイの模型の低速六分力風洞試験, 日本航空宇宙学会誌第 39 巻, 第 449 号, 99.

13 前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉前翼式地面効果翼機の定常空力特性と翼間空力干渉 ) 久保昇三, 松原武徳, 松岡利雄, 河村哲也 : 地面効果翼艇 (WIG) の実用化に向けて, 日本航空宇宙学会誌, 第 39 号, 第 448 号, 99. ) 安東茂典 : 米国 DTNSRDC の PAR-WIG 設計上の基本思想, 日本航空宇宙学会誌, 第 39 巻, 第 448 号, 99. ) Konstantin, I. M., Soderlund, R. K. : Static Performance of Power-Augmented Ram Vehicle Model on Water, Ocean Engineering 35, pp.6-65, 28. 2) Akimoto, H., Kubo, S. and Kanehira, M.: Wing in surface effect ship with canard configuration, International Journal of Aerodynamics., pp.3-7, 2. 3) 秋元博路, 久保昇三, 川上真秀, 田中幹樹 : 3.6m 長自航模型試験による前翼型表面効果翼船の特性評価, 日本船舶海洋工学会論文集, Vol.3, pp.97-3, 26. 4) Ito,., Iwashita, H.: Influence of the Wake Deformation and the Free-Surface on Steady Aerodynamics of Wings in the Ground Effect, Journal of the Japan Society of Naval Architects and Ocean Engineers, Vol.24, pp.5-68, 27. 5) Ito,., Iwashita, H.: Characteristics of Unsteady Aerodynamics and Pressure Fields of Wings Flying with Heave Motion in the Ground Effect, Journal of the Japan Society of Naval Architects and Ocean Engineers, Vol.24, pp.69-83, 27. 6) 伊藤悠真, 岩下英嗣 : 地面効果内を巡航する 3 次元翼の翼表面圧力分布と空力特性, 日本船舶海洋工学会論文集, 第 24 号, pp.85-3, 27. 7) Kerwin, J. E., Kinnas, S. A., Lee, J. T. : A Surface Panel Method for the Hydrodynamic Analysis of Ducted Propellers, SNAME Transactions, Vol.95, pp.93-22, ) Abott, I. H., Von Doenhoff, A. E. : Theory of Wing Sections, Dover Publication, New ork, 958.