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
MRJ roll out (2013/10/18) http://mainichi.jp/select/news/20141019k0000m020053000c.html
MRJ roll out (2013/10/18) https://www.youtube.com/watch?v=fm53vz1b2ty
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, A300-600, A310, A320 B777 A330 B777(-300ER, -200LR, -200ER, F), B787 A350XWB http://www.airbus.com/newsevents/news-events-single/detail/easa-certifies-a350-xwb-for-up-to-370-minute-etops/ http://www.alltumflug.is/flugfrettir/6857/a350-900_f%c3%a6r_fjarflugsleyfi_fyrir_allt_a%c3%b0_370_m%c3%adn%c3%batna_etops
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
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
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (3) History of progress in cruise speed of airliners
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (4) History of progress in cruise speed of airliners
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (5) Typical flight envelopes A-300 F-16C AH-64D C-130J
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (6) Maximum cargo range : E E = PAY MTOM R
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (7) Payload weight ratio of cargo aircrafts
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (8) Ordnance-to-MTOW ratios to bombers and fighters
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (9) Payload-range capabilities for subsonic transports
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (10) Number of passengers vs MTOM
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (11) Operational empty mass fraction for civil turbofan aircrafts
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (12) MTOM vs fuel load for civil jet
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
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
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (15) Wing span vs wing-loading and aspect ratio for civil jet
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
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (17) Mach number vs wing sweep for fighter aircrafts
1 他 機 例 調 査 / 統 計 値 データ (18/) Wing Aspect ratio and sweep for commercial transport
2 機 体 概 略 形 状 の 設 定 の 例 (1) sketch examples (from web sites)
2 機 体 概 略 形 状 の 設 定 の 例 (2) sketch examples (from web sites)
2 機 体 概 略 形 状 の 設 定 の 例 (3/) concept sketch examples (from web sites)
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
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
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 0 0 0 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
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
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
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
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
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
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
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 0.746 kw (UK) 1 lb 0.4536 kg 1 ft = 0.3048 m 1 nm = 1852 m 1 kt = 1 nm/h 0.5144 m/s
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
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
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
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
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
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 =0.97 2 Climb W 2 /W 1 =0.985 3 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 1.06 1 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
離 陸 重 量 の 計 算 Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series
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
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
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
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 7 5.5 1.27 Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series
計 算 例 (L/Dの 推 算 2) Wetted Aspect Ratio = 1.27 L/D max = 16 L/D cruise = 0.866 16=13.9 L/D max Wetted Aspect Ratio Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series
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 = 0.985 (Table 3.2) 3) Cruise R = 1500 nm = 9,114,000 ft C = 0.5 /hr = 0.0001389 /s V = 0.6M (994.8 ft/s) = 569.9 ft/s L/D = 16 0.866 = 13.9 W 3 /W 2 = e {-RC/(VL/D)} = e -0.153 = 0.8585 4) Loiter E = 3 hours = 10,800 s C = 0.4 /hr = 0.000111 /s L/D = 16 W 4 /W 3 = e {-EC/(L/D)} = e -0.075 = 0.9277
計 算 例 ( 重 量 の 計 算 2) 5) Cruise (same as 3) W 5 /W 4 = 0.8585 6) Loiter E = 20 min = 1200 s C = 0.0001111 /s L/D = 16 W 6 /W 5 = e -0.0083 = 0.9917 7) Land W 7 /W 6 = 0.995 (Table 3.2) Empty weight fraction A = 0.93, C = -0.07 (Table 3.1) for Military cargo/bomber W crew +W payload = 800 + 10,000 = 10,800 lb
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) = 0.6446 W f /W 0 = 1.06 ( 1 - W 7 /W 0 ) = 1.06 ( 1-0.6446 ) = 0.3767 W e /W 0 = 0.93W 0-0.07 (Table3.1) W 0 =10,800 / ( 1-0.3767 - W e /W 0 ) = 10,800 / ( 0.6233 - 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 50,000 0.4361 57,687 56,000 0.4326 56,644 56,500 0.4324 56,564 56,550 0.4323 56,556 56,556 0.4323 56,556 W 0 = 56,556 lb W f = 21,305 lb W e = 24,449 lb と 求 まる
計 算 例 ( 重 量 の 計 算 4) Excel ワークシートの 例 Mission segment 1) Takeoff W1/W0 0.97 2) Climb W2/W1 0.985 3) Cruise R 1500 (nm) 9114000 (ft) C 0.5 (1/hr) 0.000139 (1/s) V 0.6 (M) 596.88 (ft/s) L/D 13.9 -RC/(V(L/D)) -0.1526 W3/W2 0.8585 4) Loiter E 3 (hr) 10800 (s) C 0.4 (1/hr) 0.000111 (1/s) L/D 16 W4/W3 0.9277 5) Cruise W5/W4 0.8585 6) Loiter E 20 (min) 1200 (s) C 0.4 (1/hr) 0.000111 (1/s) L/D 16 W6/W5 0.9917 7) Land W7/W6 0.9950 Empty Weight fraction A 0.93 Table 3.1 C -0.07 Crew and Payload weight Wcrew Wpayload Wcrew+Wpay 800 (lb) 10000 (lb) 10800 (lb) W7/W0 0.6446 Wf/W0 0.3767 1-Wf/W0 0.6233 W0_guess We/W0 W0 W0_guess-W0 56556 0.4323 56556 0.0004 (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
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 -0.1017 = 0.9033 W 7 /W 0 = 0.7136 W f /W 0 = 1.06 ( 1-0.7136 ) = 0.3036 W 0 = 10,800 / ( 1-0.3036 - 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 -0.2034 = 0.8159 W 7 /W 0 = 0.5823 W f /W 0 = 1.06 ( 1-0.5823 ) = 0.4428 W 0 = 10,800 / ( 1-0.4428 - 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 20,000 0 0 500 1000 1500 2000 2500 RANGE (nm)
計 算 例 (トレードスタディ:Payloadを 変 化 ) Payload : 5,000~20,000 lb W0 (lbs) 120,000 100,000 80,000 60,000 40,000 20,000 0 0 5,000 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
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 = 0.95 0.93W -0.07 0 W 0 =10,800/( 1-0.3767 - 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 0 0 5,000 10,000 15,000 20,000 25,000 Payload (lbs)
機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (1) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series
機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (2) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series
機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (3) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series
機 体 要 素 ごとの 重 量 推 算 (4/) Ref. D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series
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
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
重 量 推 算 Excel (1) Mission segment 1) Takeoff W1/W0 0.97 2) Climb W2/W1 0.985 3) Cruise R 1500 (nm) 9114000 (ft) C 0.5 (1/hr) 0.000139 (1/s) V 0.6 (M) 596.88 (ft/s) L/D 13.9 -RC/(V(L/D)) -0.1526 W3/W2 0.8585 4) Loiter E 3 (hr) 10800 (s) C 0.4 (1/hr) 0.000111 (1/s) L/D 16 W4/W3 0.9277 5) Cruise W5/W4 0.8585 6) Loiter E 20 (min) 1200 (s) C 0.4 (1/hr) 0.000111 (1/s) L/D 16 W6/W5 0.9917 7) Land W7/W6 0.9950 Empty Weight fraction A 0.93 Table 3.1 C -0.07 Crew and Payload weight Wcrew Wpayload Wcrew+Wpay 800 (lb) 10000 (lb) 10800 (lb) W7/W0 0.6446 Wf/W0 0.3767 1-Wf/W0 0.6233 W0_guess We/W0 W0 W0_guess-W0 56556 0.4323 56556 0.0004 (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
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
重 量 推 算 Excel (2) (つづき) 63
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 --------------------------------------------------------------------------------------- 3 : ITYPE ( FIGHTER/ATTACKER = 1, CARGO/TRANSPORT = 2, GENERAL AVIATION = 3) ---------------------------- FLIGHT CONDITION ---------- 0.0 : ALTFT ( ALTITUDE, FT ) 120.0 : VKTTAS ( VELOCITY, KT ) 2.0 : N_P ( number of personnel onboard ( crew and passengers ) ---------------------------- LOAD ------------ 6.0 : N_LIMIT ( limit load factor ) - WEIGHT ------------------------------------------------ 1200.0 : W_DG ( design gross weight, lb ) 1200.0 : W_L ( landing design gross weight, lb ) 1.0 : W_FW ( weight of fuel in wing, lb ) - WING -------------------------------------------------------- 118.0 : S_W ( trapezoidal wing - area, FUSELAGE ft**2 ------------------------------------------------------------ ) 6.0 : A_W ( aspect ratio ) 0.0 164.0 : S_F : SWEEP_W ( wing sweep at 25% MAC ) ( fuselage wetted area, ft**2 ) 0.4 : TAPER_W ( taper ratio ) 0.135 : TBYC_W ( thickness ratio ) 2.08 : D ( fuselage structural depth, ft ) - HORIZONTAL TAIL -------------------------------------------------------- 140.0 : L_T ( tail length ; wing quarter-mac to tail quarter-mac, ft ) 15.83 : 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 -------------------------------------------------------- 0.0 : L_N ( nose gear length, in ) 11.6 : S_VT ( vertical tail area, - ENGINE ft**2 ----------------------------------------------------------------- ) 4.0 : A_VT ( aspect ratio ) 272.0 : 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 ----------------------------------------------------------------------- 0.12 : 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 ------------------------------------------------------------------------- 5.0 : W_UAV ( uninstalled avionics weight, lb ( typically = 800 to 1400 lb ) ) --------------------------------------------------------------------------------------
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 上 @S.L. 実 用 上 昇 限 度 30,000 ft 以 上 65
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
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
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 2 2 1 2 1 Length (m) 6.53 11.28 16.66 13 15.35 Span (m) 6.55 7.65 6.36 9.94 9.42 Height (m) 2.46 3.2 4.09 4.6 3.89 S (m2) 9.1 13 18.22 21.06 49.22 Wempty (kg) 725 2111 6350 3790 7865 Wgross (kg) 2015 3100 13170 7500 16000 power plant GE CJ-610 Williams FJ33-4- GE J79-GE-11A IHI F3-IHI-30 Volvo Flygmotor RM6C 19J number of EG 1 2 1 2 1 power (lbf) 2950 1750 10000 12787 power (afterburner, lbf) 15600 17637 power (kn) 13.12 8 48/69ab 16 56.5 power (afterburner, kn) 78.4 fuel (gal) 263 Max speed (Mach/ km/h) 1.4/- - / 925 2.2 / 2137 0.91 / 1038 1.6 / - cruise speed (km/h) 957 range (km) 2499 1852 2623 1670 3250 service ceiling (ft) 45000 45000 50000 50000 59000 rate of climb (ft/min) 30000 9000 48000 10367.45407 34450 takeoff distance (50ft, ft) 600 2000 2623 landing distance (50ft, ft) 1500 2100 L/D 9.2 CD0 0.0172 68
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) 368 407 300 460 259.3 310 380? uninstalled thrust (lbf) 2095 3100 1000-1900 1900-2100 950 1460 1780 2500 height (in) 28 17 27 28 14dia 16.0dia 17.6dia 21.8dia width (in) 26 17 29.5 26 length (in) 51 51 47.9 50.4 45.4 49.5 52.6? 69
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
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, 2000km, @8000ft CL LO: 20min TO LD 2 超 音 速 飛 行 CL CR: M 0.8 900km @8000ft CR: M 2.0 100km @8000ft CR: M 0.8 1000km @8000ft LO: 20min TO LD
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 : 4.0 72
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
コンセプトスケッチ 74
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
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
OpenVSPについて http://www.openvsp.org/
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