Tokyo Univesity of Agicultue and Technology パラフォイル型飛翔体の飛行安定に関する研究 15.1.11 (Fi) 金丸拓樹 ( 農工大 B4) 前川啓 ( 東海大 M) 森吉貴大 ( 農工大 M1) 山田和彦 (ISAS/JAXA) 東野伸一郎 ( 九大 ) 長崎秀史 ( 九大 ) 西田浩之 ( 農工大 )
1/3 OUTIE 1. 背景, 目的. 安定評価の方法 3. 安定微係数の概算 4. 解析結果 5. 影響するパラメータの検討 6. まとめ, 今後
/3 OUTIE 1. 背景, 目的. 安定評価の方法 3. 安定微係数の概算 4. 解析結果 5. 影響するパラメータの検討 6. まとめ, 今後
3/3 背景 次世代火星探査機 火星大気中を飛行し 高解像度の地表撮影や磁場計測をこれまでの探査機より広範囲に行う航空機型探査機 軽量で収納性の高いパラフォイルの採用 翼性能の向上特に揚抗比の向上が重要
4/3 背景 部分密閉型パラフォイル 一般的なラム圧型の空気取り込み口をなくしてボンベからのガス注入で展開 抗力の減少と翼型を保持できる特徴から揚抗比 6 を達成 飛行安定に課題 翼性能は向上したものの, 縦, 横の安定範囲が狭くなった
5/3 目的 試作機では索の固定幅によってパラフォイルにダッチロール運動が見られた l 索固定幅と横安定の関係やその他の安定に影響するパラメータを調べる必要 パラフォイルのダッチロール運動の安定について固定翼飛行機の運動力学をもとに調査する
6/3 OUTIE 1. 背景, 目的. 安定評価の方法 3. 安定微係数の概算 4. 解析結果 5. 影響するパラメータの検討 6. まとめ, 今後
7/3 安定評価の方法 固定翼飛行機の横方向の特性方程式 横方向の運動方程式をラプラス変換した特性方程式を行列式で示すと下式となる lat s Y s 1 1 s g V s U : 機体速度 安定微係数 Y: 横力 : ローリングモーメント : ヨーイングモーメント g: 重力加速度 α : 迎角 添え字 β: 滑り角 : ロール角速度 : ヨー角速度 ただし i i i ( I 1 I xz / I /( I xz xx ) I ) xx zz i i ( I xz / I zz ) 1 I /( I I ) xz xx zz i
8/3 参考文献片柳亮二航空機の飛行力学と制御 S について解くと 3 4 E Ds Cs Bs As lat A 1 Y B Y C ) ( ) ( ) / ( ) / ( Y V g V g D V g E / ) ( ) ( この 4 次方程式は 3 つのモードに分解される ) )( )( ( nd nd d R S lat s s s s ダッチロールモード 減衰項 ζ d ω nd が負の時ダッチロールモードは安定しない ( 発散 ) と判断する安定評価の方法
9/3 OUTIE 1. 背景, 目的. 安定評価の方法 3. 安定微係数の概算 4. 解析結果 5. 影響するパラメータの検討 6. まとめ, 今後
1/3 安定微係数の概算 安定微係数を求めるため, それぞれの無次元安定微係数を推算式から求める 安定微係数の定義と無次元安定微係数の関係は次のようになっている Y 定義 ( 1/ m)( Y / ) ( 1/ I )( / ) xx ( 1/ I )( / ) zz ( 1/ I )( / ) xx ( 1/ I )( / ) zz ( 1/ I )( / ) xx ( 1/ I )( / ) zz 無次元安定微係数との関係 Y Cy U S /(m) Cl U Sb /(I xx) C U Sb /( I ) n zz Cl U Sb /(4I xx) Cn U Sb /(4I zz ) C l C n U U Sb Sb /(4I xx /(4I zz ) )
11/3 安定微係数の概算 航空機では無次元安定微係数の導出について次のような推算式を与えている C C C C C C C y l l l n n n S f S 1 1 1 6 a fin (1 ) 1 1 ( a C tan ) ( Cl ) int 6 1 a 1 3 1 1 1 1 3 z f S f l f C a fin ( ) 6 1 b S b ˆ c V fina fin (1 ) V fus b 1 3 Ca (1 ) C 1 ear 1 3 ( CD ) wing V fina 1 fin l f ( b ) ˆ S C a a S f a fin σ λ Γ Λ z f V fus e AR : 水平翼面積 : 揚力傾斜 : 断面揚力傾斜 : 垂直翼面積 : 垂直尾翼揚力傾斜 : サイドウォッシュ角 : 主翼テーパ比 : 上反角 : 後退角 : 重心から垂直翼空力中心までの距離 : 胴体容積 : 飛行機効率 : アスペクト比 参考文献加藤寛一郎他航空機力学入門
1/3 安定微係数の概算 パラフォイルでは, 飛行機と比べて翼の重心から全機重心までの距離が長いため, その影響を考慮する必要がある 文献に基づいて, 飛行機の無次元安定微係数を補正した C C C l n l C l n dz b C C l dz b C dz b C y C y n dz b C dz ( ) b C l y b dz C l C l dz b C y 参考文献鈴木啓, 小林修飛行機とパラグライダにおける横揺れ操舵応答特性の相違メカニズム日本航空宇宙学会論文集
13/3 安定微係数の概算 条件の仮定 垂直尾翼容積比 V fin パラフォイルでは, アーチ翼の垂直成分を飛行機における垂直尾翼と仮定した l f V fin l f b S f S l f : 重心と垂直尾翼空力中心の距離 S f : 垂直尾翼面積 ( 傘体面積の鉛直方向成分 ) S: 主翼面積 ( 傘体面積の水平方向成分 ) 空力中心 姿勢角
14/3 安定微係数の概算 翼の各空力係数は数値計算の協力で得られた値を使用した 揚力係数関係 抗力係数関係 傘体諸元 パラフォイルの諸元 揚力傾斜 ( 失速角以下 ) C,.53 1/deg 無揚力角 * -4 deg 最小形状抗力係数 C Dmin.5 - 飛行機効率 e.8 - 翼型 DAE51 アスペクト比 AR 3 - 翼面積 S.66 m パラフォイル質量 m.5 kg CG CG.45 - M.84 m RA RA -1 deg 気流条件流速 U 1 m/s その他重力加速度 g 9.81 m/s
15/3 安定微係数の概算 推算したパラフォイルの無次元安定微係数 無次元安定微係数 部分密閉型パラフォイル試作機 模型飛行機 C yβ -1.147 -.8 C lβ -.6 -.163 C l -.848 -.344 C l.46.153 C nβ.455.156 C n.473.8 C n -.14 -.56 模型飛行機諸元主翼面積.8m スパン長 1.88m アスペクト比 4.4 垂直尾翼面積.13m
16/3 OUTIE 1. 背景, 目的. 安定評価の方法 3. 安定微係数の概算 4. 解析結果 5. 影響するパラメータの検討 6. まとめ, 今後
17/3 解析結果 lat ( s )( s )( s S R d nd s nd ) ダッチロールモード減衰項 ζ d ω nd. -. -.4 -.6 -.8-1 -1...4 -..6.8 /D=6 -.4 /D=5 ζ d ω nd -.6 -.8-1 索固定幅 [m] -1.. /D=7.8.4.6.8 ζ d ω nd 翼性能のパラメータを現実的な索固定幅 [m] 範囲で変化させると実験値をまたぐような結果になる. -...4.6.8 -.4 -.6 -.8-1 -1. 索固定幅 [m] 索固定幅とダッチロールモードの減衰値の関係.6.4 ac5% ac3% ac35%
18/3 OUTIE 1. 背景, 目的. 安定評価の方法 3. 安定微係数の概算 4. 解析結果 5. 影響するパラメータの検討 6. まとめ, 今後
19/3 影響するパラメータの検討 各安定微係数の影響 ζ d ω nd 1.5 1.5 1 15 5 3 -.5-1 -1.5 Yβ 変化 β 変化 変化 変化 β 変化 変化 変化 索固定幅.14m の解析結果から各安定微係数を増加させた 大きくすると安定する安定微係数 Y β β - 安定微係数変化率 [%] 小さくすると安定する安定微係数 各安定微係数の変化によるダッチロールモード減衰項への影響 β
/3 影響するパラメータの検討 安定微係数 [s -1 - ] パラフォイルの質量を変化させたときの影響 質量減少で安定微係数の定義 Y ( 1/ m)( Y / ) よりY β が増加. また慣性モーメントが大きくなるため他の安定微係数も増加する 86 64 4-5 -3-1 - 1 3 5-4 -5-3 -1 - -6 1 3 5-8 -4-1 -6-1 -8-14 質量変化率 [%] 安定微係数と質量変化率 Yβ β β ζ d ω nd.4. -5-3 -1 1 3 5 -. -.4 質量変化率 [%] ダッチロール減衰と質量変化率
安定微係数 [s -1 - ] 1/3 影響するパラメータの検討 パラフォイルの変形を考慮しないで M( 代表索長 ) を変化させた Y β は変化しないものの, 慣性モーメントが大きくなりロール方向の安定微係数が減少する垂直尾翼容積比が大きくなりヨー方向の安定微係数は増加する 1 4 1 3 8 6 4 1-5 5 15 5 35 - -1-4 - -6 M 変化率 [%] 安定微係数と M 変化率 Yβ β β ζ d ω nd 1.5 RA -5 5 15 5 35 -.5 CG -1 M -1.5 M 変化率 [%]
/3 OUTIE 1. 背景, 目的. 安定評価の方法 3. 安定微係数の概算 4. 解析結果 5. 影響するパラメータの検討 6. まとめ, 今後
3/3 まとめ, 今後 固定翼航空機の運動力学に基づいてパラフォイルのダッチロールモード特性をもとめた 索固定幅を広げることにより減衰が弱くなるという実験と定性的に一致する解析結果が得られた 軽量化によりダッチロールモードの減衰は強くなることが分かった M を変化させるとダッチロールモードの減衰には極値が現れる 風洞試験により解析で得られたダッチロールモードの予測が定性的に一致するか調べる