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1 航 空 機 設 計 特 論 第 2 回 (2014/10/20) M1787 航 空 機 設 計 特 論 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 Space Transportation Systems Engineering Laboratory, Kyushu Univ.2014

2 MRJ roll out (2013/10/18)

3 MRJ roll out (2013/10/18)

4 EASA certifies A350 XWB for up to 370 minute ETOPS (2013/10/15) ETOPS : Extended-range Twin-engine Operational Performance Standards rating ETOPS-180 ETOPS-207 ETOPS-240 ETOPS-330 ETOPS-370 B757, B767, B737(-600,-700,-800,-900), B787, A , A310, A320 B777 A330 B777(-300ER, -200LR, -200ER, F), B787 A350XWB

5 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

6 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (2) History of progress in speed and altitude capabilities 飛 行 速 度 飛 行 高 度

7 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (3) History of progress in cruise speed of airliners

8 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (4) History of progress in cruise speed of airliners

9 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (5) Typical flight envelopes A-300 F-16C AH-64D C-130J

10 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (6) Maximum cargo range : E E = PAY MTOM R

11 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (7) Payload weight ratio of cargo aircrafts

12 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (8) Ordnance-to-MTOW ratios to bombers and fighters

13 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (9) Payload-range capabilities for subsonic transports

14 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (10) Number of passengers vs MTOM

15 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (11) Operational empty mass fraction for civil turbofan aircrafts

16 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (12) MTOM vs fuel load for civil jet

17 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (13) Wing area vs MTOM Midrange single-aisle aircraft Large twin-aisle aircraft Small aircraft

18 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (14) Relationship between engine size and MTOM Midsize aircraft Large aircraft Small aircraft

19 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (15) Wing span vs wing-loading and aspect ratio for civil jet

20 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

21 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (17) Mach number vs wing sweep for fighter aircrafts

22 1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (18/) Wing Aspect ratio and sweep for commercial transport

23 2 機 体 概 略 形 状 の 設 定 の 例 (1) sketch examples (from web sites)

24 2 機 体 概 略 形 状 の 設 定 の 例 (2) sketch examples (from web sites)

25 2 機 体 概 略 形 状 の 設 定 の 例 (3/) concept sketch examples (from web sites)

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

27 ミッションプロファイルの 例 ミッションプロファイル M cruise =0.6 Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

28 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 W W W W 0 crew payload fuel Wempty ミッション 要 求 から 決 定 要 決 定 W W W W W fuel empty 0 Wcrew Wpayload W0 W0 W 0 W これを 重 量 比 の 形 で 表 現 する W Wempty fuel W 0 W0 W W 0 W 0 Wcrew Wpayload 1 W W W W fuel 0 empty 燃 料 重 量 比 空 虚 重 量 比 0 crew W payload

29 W e /W 0 空 虚 重 量 比 (W e /W 0 )の 統 計 データ Takeoff Gross Weight Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

30 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 W e W 0 C A W0 K vs Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

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

32 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; Mission segment 1. Warmup and Takeoff 2. Climb 3. Cruise 4. Loiter 5. Descent/Landing Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

33 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

34 ブレゲーの 式 を 用 いる 巡 航 区 間 の 重 量 逓 減 比 (a) 航 続 距 離 の 式 R V C L D ln W i 1 W i W i W i 1 exp RC V (L /D) (b) 航 続 時 間 の 式 E L /D C ln W i 1 W i W i W i 1 exp EC L /D R : Range E : Endurance time C : Specific fuel consumption, SFC V : Velocity L/D : Lift-to-drag ratio すなわち C, L/Dが 得 られれば W i /W i-1 が 求 まる

35 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 kw (UK) 1 lb kg 1 ft = m 1 nm = 1852 m 1 kt = 1 nm/h m/s

36 SFCの 統 計 値 Equivalent Jet SFC ( LB/HR/LB) Mach number 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 Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

37 Wetted Area Ratioの 推 算 機 体 の 形 状 から Wetted Area Ratio: S wet /S ref を 見 積 る S wet /S ref * Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

38 Wetted Aspect Ratioから 揚 抗 比 の 推 算 L/D max Wetted Aspect Ratio; b S 2 wet S wet A / S ref Wetted Aspect Ratio Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

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

40 巡 航 区 間 の 重 量 逓 減 比 以 上 の 値 をブレゲーの 式 に 代 入 ; (a) Cruise 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 (b)loiter W i W i 1 exp EC L /D 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 時 のL/Dを 算 出 する

41 巡 航 区 間 の 重 量 逓 減 比 まとめると これより 1 Warmup and Takeoff W 1 /W 0 = Climb W 2 /W 1 = 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 0 を 仮 定 して 次 式 を 計 算 W 5 W 1 W 2 W 3 W 4 W 5 W 0 W 0 W 1 W 2 W 3 W 4 W f W 5 W 0 W 0 リザーブおよび 使 用 不 能 燃 料 分 として6% 増 し 得 られたW 0 が 仮 定 したW 0 W e AW C 0 K vs W 0 W 0 W crew W payload 1 (W f /W 0 ) (W e /W 0 ) W 0 を 変 化 させて と 一 致 ( 収 束 )するまで 反 復 計 算

42 離 陸 重 量 の 計 算 Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

43 計 算 例 (1)ASWミッション ミッション 要 求 M cruise =0.6 Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

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

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

46 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 計 算 例 (L/Dの 推 算 1) S wet /S ref * b S 2 wet S wet A / S ref Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

47 計 算 例 (L/Dの 推 算 2) Wetted Aspect Ratio = 1.27 L/D max = 16 L/D cruise = =13.9 L/D max Wetted Aspect Ratio Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

48 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 = (Table 3.2) 3) Cruise R = 1500 nm = 9,114,000 ft C = 0.5 /hr = /s V = 0.6M (994.8 ft/s) = ft/s L/D = = 13.9 W 3 /W 2 = e {-RC/(VL/D)} = e = ) Loiter E = 3 hours = 10,800 s C = 0.4 /hr = /s L/D = 16 W 4 /W 3 = e {-EC/(L/D)} = e =

49 計 算 例 ( 重 量 の 計 算 2) 5) Cruise (same as 3) W 5 /W 4 = ) Loiter E = 20 min = 1200 s C = /s L/D = 16 W 6 /W 5 = e = ) Land W 7 /W 6 = (Table 3.2) Empty weight fraction A = 0.93, C = (Table 3.1) for Military cargo/bomber W crew +W payload = ,000 = 10,800 lb

50 計 算 例 ( 重 量 の 計 算 3) 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) = W f /W 0 = 1.06 ( 1 - W 7 /W 0 ) = 1.06 ( ) = W e /W 0 = 0.93W (Table3.1) W 0 =10,800 / ( W e /W 0 ) = 10,800 / ( 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 ) W 0 _GUESS W e /W 0 W 0 50, ,687 56, ,644 56, ,564 56, ,556 56, ,556 W 0 = 56,556 lb W f = 21,305 lb W e = 24,449 lb と 求 まる

51 計 算 例 ( 重 量 の 計 算 4) Excel ワークシートの 例 Mission segment 1) Takeoff W1/W ) Climb W2/W ) Cruise R 1500 (nm) (ft) C 0.5 (1/hr) (1/s) V 0.6 (M) (ft/s) L/D RC/(V(L/D)) W3/W ) Loiter E 3 (hr) (s) C 0.4 (1/hr) (1/s) L/D 16 W4/W ) Cruise W5/W ) Loiter E 20 (min) 1200 (s) C 0.4 (1/hr) (1/s) L/D 16 W6/W ) Land W7/W Empty Weight fraction A 0.93 Table 3.1 C Crew and Payload weight Wcrew Wpayload Wcrew+Wpay 800 (lb) (lb) (lb) W7/W Wf/W Wf/W W0_guess We/W0 W0 W0_guess-W (lb) ここ がゼロになるように ここ を 変 化 させてゴールシーク

52 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 = W 7 /W 0 = W f /W 0 = 1.06 ( ) = W 0 = 10,800 / ( 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 = W 7 /W 0 = W f /W 0 = 1.06 ( ) = W 0 = 10,800 / ( W e /W 0 ) W 0 = 79,879 lb, W f = 35,370 lb W e = 33,709 lb W0 (lbs) 100,000 80,000 60,000 40,000 20, RANGE (nm)

53 計 算 例 (トレードスタディ:Payloadを 変 化 ) Payload : 5,000~20,000 lb W0 (lbs) 120, ,000 80,000 60,000 40,000 20, ,000 10,000 15,000 20,000 25,000 Payload (lbs) 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

54 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 = W W 0 =10,800/( W e /W 0 ) W 0 = 51,464 lb W0 (lbs) 120,000 W0_Al 100,000 W0_Composite 80,000 60,000 40,000 20, ,000 10,000 15,000 20,000 25,000 Payload (lbs)

55 機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (1) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

56 機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (2) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

57 機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (3) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

58 機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (4/) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

59 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 補 正 係 数 を 導 入 Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series

60 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 いずれも サーバ 上 に 置 いてあります

61 重 量 推 算 Excel (1) Mission segment 1) Takeoff W1/W ) Climb W2/W ) Cruise R 1500 (nm) (ft) C 0.5 (1/hr) (1/s) V 0.6 (M) (ft/s) L/D RC/(V(L/D)) W3/W ) Loiter E 3 (hr) (s) C 0.4 (1/hr) (1/s) L/D 16 W4/W ) Cruise W5/W ) Loiter E 20 (min) 1200 (s) C 0.4 (1/hr) (1/s) L/D 16 W6/W ) Land W7/W Empty Weight fraction A 0.93 Table 3.1 C Crew and Payload weight Wcrew Wpayload Wcrew+Wpay 800 (lb) (lb) (lb) W7/W Wf/W Wf/W W0_guess We/W0 W0 W0_guess-W (lb) ここ がゼロになるように ここ を 変 化 させてゴールシーク

62 重 量 推 算 重 量 推 算 Excel (2) Raymerの 方 法 による 重 量 推 算 をエクセルでツール 化 62

63 重 量 推 算 Excel (2) (つづき) 63

64 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 : ITYPE ( FIGHTER/ATTACKER = 1, CARGO/TRANSPORT = 2, GENERAL AVIATION = 3) FLIGHT CONDITION : ALTFT ( ALTITUDE, FT ) : VKTTAS ( VELOCITY, KT ) 2.0 : N_P ( number of personnel onboard ( crew and passengers ) LOAD : N_LIMIT ( limit load factor ) - WEIGHT : W_DG ( design gross weight, lb ) : W_L ( landing design gross weight, lb ) 1.0 : W_FW ( weight of fuel in wing, lb ) - WING : S_W ( trapezoidal wing - area, FUSELAGE ft** ) 6.0 : A_W ( aspect ratio ) : S_F : SWEEP_W ( wing sweep at 25% MAC ) ( fuselage wetted area, ft**2 ) 0.4 : TAPER_W ( taper ratio ) : TBYC_W ( thickness ratio ) 2.08 : D ( fuselage structural depth, ft ) - HORIZONTAL TAIL : L_T ( tail length ; wing quarter-mac to tail quarter-mac, ft ) : L ( fuselage structural length, ft ( excludes radome, tail cap ) ) 0.0 : V_PR ( volume of pressurized section, ft**3 ) 25.5 : S_HT ( horizontal tail area, 0.0 ft**2 : ) P_DELTA ( cabin pressure differential, psi ( typically 8 psi) 4.0 : A_HT ( aspect ratio ) 0.0 : W_PRESS ( weight penalty due to pressurization ) 10.0 : SWEEP_HT ( horizontal sweep - at GEAR 25% MAC ) 0.4 : TAPER_HT ( taper ratio ) 2.0 : N_GEAR 0.12 : TBYC_HT ( thickness ratio ) 25.0 : L_M ( length of main landing gear, in ) - VERTICAL TAIL : L_N ( nose gear length, in ) 11.6 : S_VT ( vertical tail area, - ENGINE ft** ) 4.0 : A_VT ( aspect ratio ) : W_EN ( engine weight, each, lb ) 15.0 : SWEEP_VT ( vertical tail sweep at 1.025% : MAC N_EN ) ( number of engines ) 0.4 : TAPER_VT ( taper ratio ) - FUEL : TBYC_VT ( thickness ratio ) 20.0 : V_T ( total fuel volume, gal ) 0.0 : HTBYHV ( HT ( horizontal tail 0.0 height : above V_I fuselage, ( integral ft), HV tanks ( vertical volume, tail gal ) height above fuselage, ft) 1.0 : N_T ( number of fuel tanks ) - AVIO : W_UAV ( uninstalled avionics weight, lb ( typically = 800 to 1400 lb ) )

65 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 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 実 用 上 昇 限 度 30,000 ft 以 上 65

66 1 他 機 例 調 査 (1) 類 似 の 仕 様 の 機 体 のデータを 集 める Bede BD-10 Saker S-1 ATG Javelin MK-10 66

67 1 他 機 例 調 査 (2) 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 Tu-444 SAI-QSST 67

68 諸 元 をまとめる 1 他 機 例 調 査 (3) Bede BD-10 ATG Javelin MK-10 F-104G T-4 SAAB 35 Draken seat Length (m) Span (m) Height (m) S (m2) Wempty (kg) Wgross (kg) power plant GE CJ-610 Williams FJ33-4- GE J79-GE-11A IHI F3-IHI-30 Volvo Flygmotor RM6C 19J number of EG power (lbf) power (afterburner, lbf) power (kn) /69ab power (afterburner, kn) 78.4 fuel (gal) 263 Max speed (Mach/ km/h) 1.4/- - / / / / - cruise speed (km/h) 957 range (km) service ceiling (ft) rate of climb (ft/min) takeoff distance (50ft, ft) landing distance (50ft, ft) L/D 9.2 CD

69 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 GE Williams PW HF120 CJ610 FJ33 FJ44 PW610F PW615F PW617F PW625F weight (lbs) ? uninstalled thrust (lbf) height (in) dia 16.0dia 17.6dia 21.8dia width (in) length (in) ? 69

70 2 機 体 概 略 形 状 の 設 定 (1/) 他 機 例 形 状 を 参 考 にしながら ラフスケッチを 描 く

71 ミッションパターン 3ミッションから 重 量 推 算 (1) 1 遷 音 速 巡 航 CR: M 0.8, CL LO: 20min TO LD 2 超 音 速 飛 行 CL CR: M 0.8 CR: M 2.0 CR: M 0.8 LO: 20min TO LD

72 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 :

73 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 W empty W fuel = 5,086 lbs = 3,728 lbs = 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 W empty W fuel = 5,303 lbs = 3,866 lbs = 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 W empty W fuel = 5,500 lbs = 3,900 lbs = 1,200 lbs 73

74 コンセプトスケッチ 74

75 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 75

76 ダブルデルタ 案 : 機 体 形 状 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 % 76

77 OpenVSPについて

78 OpenVSPについて オープンソースの 形 状 生 成 ツール 簡 単 に それっぽい 形 状 を 描 くことができる