JP6606336B2

JP6606336B2 - 装備品懸架部材の設計方法

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Publication number: JP6606336B2
Application number: JP2015048112A
Authority: JP
Inventors: 保司山岸
Original assignee: Subaru Corp
Current assignee: Subaru Corp
Priority date: 2015-03-11
Filing date: 2015-03-11
Publication date: 2019-11-13
Anticipated expiration: 2035-03-11
Also published as: JP2016170476A

Description

本発明は、航空機の機外に搭載される装備品懸架部材の設計方法に関する。

従来、ヘリコプターなどの機外に取り付けられて、例えばスピーカーやライトなどの装備品を懸架する装備品懸架部材が知られている。この種の装備品懸架部材としては、アルミニウム合金のチューブを曲げ加工したものが一般的である。
このチューブ製の装備品懸架部材は、主に重量やコストの点で優れる反面、決まった曲率にしか加工できない曲げ治具（チューブベンダー）が必要であったり、いわゆるスプリングバックにより高精度な曲げ加工が困難であったりといった問題がある。
そのため、これらの問題を解消可能なものとして、平板部材を機械加工したものも使用されている（例えば、特許文献１参照）。

特開２００２−２９４９９号公報

ところで、装備品懸架部材の設計においては、各種荷重に耐える強度や、機体に及ぼす風圧荷重などの設計要素を考慮する必要があるが、平板部材製のものでは、単純な形状のチューブ製のものに比べて、これらの設計要素が複雑化する。
そのため、平板部材製の装備品懸架部材の設計では、一通りの検討を終えて形状を決定した後に加工が困難であることが判明し、手戻りとなる場合があった。

本発明は、上記課題を解決するためになされたもので、設計の手戻りを抑制することを目的とする。

上記目的を達成するために、請求項１に記載の発明は、航空機の機外に搭載される平板状の装備品懸架部材の形状を設計する装備品懸架部材の設計方法であって、
所定の最適化条件を満たす前記装備品懸架部材の最適形状を導出する最適化解析工程と、
前記最適化解析工程で導出された最適形状が、所定の加工設備で加工可能か否かを判定する加工可否判定工程と、
前記最適形状についての詳細解析を行う詳細解析工程と、
を備え、
前記最適化条件は、所定荷重が掛かったときの各部の応力値を所定の閾値以下としつつ、質量密度を最小化させるものであり、
前記詳細解析工程では、風圧荷重が許容値以内であり、固有振動数が加振周波数の整数倍に対してその所定割合以上離調しており、且つ、所定荷重が掛かったときの各部の応力値が所定の閾値以下となる形状を求め、
前記加工可否判定工程において前記最適形状が加工可能であると判定されるまで、前記最適化解析工程を繰り返し、前記加工可否判定工程において前記最適形状が加工可能であると判定された場合に、前記詳細解析工程を行うことを特徴とする。

請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の装備品懸架部材の設計方法において、
前記加工可否判定工程の判定条件が、前記最適化解析工程の前記最適化条件に含まれることを特徴とする。

請求項３に記載の発明は、請求項１又は２に記載の装備品懸架部材の設計方法において、
前記最適化解析工程では、厚さ方向に貫通する開口部を設定可能な部分が、剛性を低くすることが可能な部分として求められ、当該開口部を有する前記最適形状が導出されることを特徴とする。

本発明によれば、所定の最適化条件を満たすものとして装備品懸架部材の最適形状が導出され、この最適形状が所定の加工設備で加工可能であると判定された場合に、当該最適形状についての詳細解析が行われる。
これにより、加工が困難と判定された場合であっても最適化解析を再度行えば足り、詳細解析までは繰り返す必要がなくなるため、従来に比べて設計の手戻りを抑制することができる。

装備品懸架部材を搭載したヘリコプターの正面図である。装備品懸架部材の正面図である。装備品懸架部材の設計方法の流れを示すフローチャートである。装備品懸架部材の設計方法のうちの詳細解析の流れを示すフローチャートである。変形例の装備品懸架部材を搭載したヘリコプターの正面図である。

以下、本発明の実施形態について、図面を参照して説明する。

まず、本実施形態における装備品懸架部材１について説明する。
図１は、装備品懸架部材１を搭載したヘリコプター（回転翼機）Ｈの正面図であり、図２は、装備品懸架部材１の正面図である。

図１に示すように、装備品懸架部材１は、ヘリコプターＨの胴体両側部に搭載されて、スピーカーやカメラ、サーチライト、センサーなどの装備品Ｅを懸架するものである。この装備品懸架部材１は、厚さ方向がヘリコプターＨの機体前後方向（図１の紙面垂直方向）に沿った長尺な金属平板からなり、ヘリコプターＨの胴体側面に沿って下端から側方に向かいつつ上側に湾曲し、その上端部が側方に向かって延出した形状に形成されている。
なお、図１では、装備品懸架部材１の概略の搭載状態のみを図示しており、ヘリコプターＨへの詳細の取付状態や、装備品Ｅを取り付ける後述のインターフェース部材２の図示は省略している。

具体的には、図２に示すように、装備品懸架部材１は、湾曲部の下端から上端に向かって次第に幅が広がるように形成されており、この湾曲部の下端と中程の高さの部分にそれぞれ取付部１１が設けられている。
これらの取付部１１は、ヘリコプターＨに取り付けられる部分であり、湾曲部からヘリコプターＨ側へ延出する形状にそれぞれ形成されている。各取付部１１は、図示は省略するが、上面視コ字状に形成されるとともに厚さ方向に貫通する貫通孔１１ａを有しており、コ字状の開口内にヘリコプターＨの固定部を挟んだ状態で、この固定部ごと貫通孔１１ａに固定ピンが挿通されることにより、ヘリコプターＨの機体に固定される。

装備品懸架部材１の上側先端部は、装備品Ｅが懸架される懸架部１２となっている。具体的に、この懸架部１２は、装備品Ｅを懸架するためのインターフェース部材２がボルト締結されるようになっており、このインターフェース部材２を介して装備品Ｅが懸架される。

また、装備品懸架部材１には、厚さ方向に貫通した複数（本実施形態では４つ）の開口部１３，…が形成されている。これら複数の開口部１３，…は、重量と空気抵抗の低減のために設けられており、後述するように、剛性上問題のない位置及び形状に形成されている。

続いて、装備品懸架部材１の形状を設計する装備品懸架部材１の設計方法（以下、単に「懸架部材設計方法」という）について説明する。
図３は、懸架部材設計方法の流れを示すフローチャートであり、図４は、懸架部材設計方法のうち、後述する詳細解析の流れを示すフローチャートである。

図３に示すように、本実施形態における懸架部材設計方法では、まず設計者は、設計対象である装備品懸架部材１のベースモデル（ベース形状）を設定する（ステップＳ１）。
このベースモデルは、開口部１３のない平板状のもので、例えば従来の装備品懸架部材のなかから適宜選定されたり、ヘリコプターＨの機体形状（側面形状や固定部の位置）等に基づいて概略的に設定されたりする。

次に設計者は、装備品懸架部材１の材料を選定する（ステップＳ２）。
この材料としては、強度や重量、コスト等を考慮のうえ適切なものが選定されるが、特に重量の点からアルミニウム合金が好適に用いられる。

次に設計者は、最適化解析の設計領域を設定する（ステップＳ３）。
このステップでは、装備品懸架部材１（ベースモデル）のうち、次ステップで行う最適化解析の解析対象とする部分が設計対象として設定される。本実施形態では、ヘリコプターＨとの取り合い部分である２つの取付部１１，１１と、装備品Ｅが懸架される懸架部１２とを除く装備品懸架部材１の略全部分を設定対象としている。

次に設計者は、ステップＳ３で設定した設計領域に対し、その構造を最適化する最適化解析を行う（ステップＳ４）。
この最適化解析では、所定の最適化条件及び制約条件を満足する装備品懸架部材１の最適形状を導出する。最適化条件は、想定される最大の荷重（装備品Ｅの重量や風圧による荷重等）が掛かったときの各部の応力値を所定の閾値以下としつつ、質量密度を最小化（すなわち最も軽量化）させるものとする。また、制約条件は、各荷重に対する変位を限定したものとする。なお、この最適化条件または制約条件に、後述のステップＳ６２で判定する風圧荷重に関する条件や、ステップＳ６５で判定する固有振動数に関する条件を含めてもよい。
この最適化解析により、開口部１３とすることができる部分が、剛性が低くても問題のない部分として求められ、当該複数の開口部１３，…を含む最適形状が導出される。

次に設計者は、ステップＳ４で導出された最適形状が加工可能なものか否かを判定する（ステップＳ５）。
このステップでは、導出された最適形状が所定の加工設備（例えば製造者が所有のものやコスト的に利用可能なものなど）で加工可能なものか否かが判定される。
なお、このステップでの加工可否の判定は、その判定条件を形状の条件等に置き換えたうえで、ステップＳ４の最適化解析の最適化条件に含めてもよい。

ステップＳ５において、最適形状が加工困難なものであると判定した場合には（ステップＳ５；Ｎｏ）、設計者は、上述のステップＳ２へ処理を移行する。

また、ステップＳ５において、最適形状が加工可能なものであると判定した場合には（ステップＳ５；Ｙｅｓ）、設計者は、この最適形状についての詳細な各種解析（詳細解析）を行う（ステップＳ６）。
この詳細解析では、装備品懸架部材１に要求される強度等の各種要件を最適形状が満足するか個別に確認し、必要に応じて形状修正を加える。
なお、以下の説明において、「装備品懸架部材１」とは、特に断りのない限り、その時点で最適とされた形状のものを指し、修正が加えられている場合には修正後のものを指す。

具体的に、詳細解析では、図４に示すように、まず設計者は、装備品懸架部材１がヘリコプターＨの機体に及ぼす風圧荷重を算出する（ステップＳ６１）。
このステップでは、前方からの風を受ける場合の装備品懸架部材１の抵抗面積（受風面積）が算出され、機体が所定速度で飛行したときに当該抵抗面積で所定の風速の風を受けた場合の風圧荷重が算出される。

次に設計者は、ステップＳ６１で算出した風圧荷重が所定の許容値以内か否かを判定し（ステップＳ６２）、許容値を超えていると判定した場合には（ステップＳ６２；Ｎｏ）、風圧荷重を抑えるべく形状（主に開口部１３の形状）を適宜修正した後に（ステップＳ６３）、上述のステップＳ６１へ処理を移行して、風圧荷重を再計算する。

また、ステップＳ６２において、算出した風圧荷重が許容値以内と判定した場合には（ステップＳ６２；Ｙｅｓ）、設計者は、装備品懸架部材１の振動解析を行う（ステップＳ６４）。
具体的に、このステップでは、固有値解析が行われて装備品懸架部材１の固有振動数が算出される。

次に設計者は、ステップＳ６４で算出した装備品懸架部材１の固有振動数が、ヘリコプターＨのローターによる加振周波数の整数倍に対して十分（例えば±１０％以上）離れているか否かを判定する（ステップＳ６５）。
そして、装備品懸架部材１の固有振動数が加振周波数の整数倍に対して十分離れていないと判定した場合には（ステップＳ６５；Ｎｏ）、設計者は、固有振動数を加振周波数から離調させるべく装備品懸架部材１の形状を適宜修正した後に（ステップＳ６３）、上述のステップＳ６１へ処理を移行する。
なお、このステップでは、装備品懸架部材１の後流に発生するカルマン渦の発生周波数からの離調も確認しておくことがより好ましい。

また、ステップＳ６５において、装備品懸架部材１の固有振動数が加振周波数の整数倍に対して十分離れていると判定した場合には（ステップＳ６５；Ｙｅｓ）、設計者は、装備品懸架部材１の強度解析を行う（ステップＳ６６）。
具体的に、このステップでは、想定される最大の荷重（装備品Ｅの重量や風圧による荷重等）が装備品懸架部材１に掛かったときの各部の応力値が算出される。

次に設計者は、ステップＳ６６で算出された各部の応力値が所定の許容値以内か否かを判定し（ステップＳ６７）、許容値を超えていると判定した場合には（ステップＳ６７；Ｎｏ）、応力値を抑えるべく形状を適宜修正した後に（ステップＳ６３）、上述のステップＳ６１へ処理を移行する。

また、ステップＳ６７において、装備品懸架部材１の応力値が許容値以内と判定された場合には（ステップＳ６２；Ｙｅｓ）、設計者は詳細解析を終了する（ステップＳ６４）。

詳細解析が終了すると、図３に示すように、設計者は、装備品懸架部材１の軽量化が十分であるか否か、つまり装備品懸架部材１が所定の重量以下か否かを判定し（ステップＳ７）、軽量化が十分でないと判定した場合には（ステップＳ７；Ｎｏ）、上述のステップＳ２へ処理を移行する。
また、このステップＳ７において、装備品懸架部材１が十分に軽量化されていると判定した場合には（ステップＳ７；Ｙｅｓ）、設計者は、当該装備品懸架部材１の形状を最終形状とし、設計を終了する。

以上のように、本実施形態によれば、所定の最適化条件を満たすものとして装備品懸架部材１の最適形状が導出され、この最適形状が所定の加工設備で加工可能であると判定された場合に、当該最適形状についての詳細解析が行われる。
これにより、加工が困難と判定された場合であっても最適化解析を再度行えば足り、詳細解析までは繰り返す必要がなくなるため、従来に比べて設計の手戻りを抑制することができる。

また、加工可否の判定条件を最適化解析の最適化条件に含めた場合には、加工可否の判定工程自体が必要なくなり、さらに設計の手戻りを抑制することができる。

なお、本発明を適用可能な実施形態は、上述した実施形態に限定されることなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更可能である。

例えば、上記実施形態では、装備品懸架部材１がヘリコプターＨの下面と側面に取り付けられることとしたが、本発明に係る装備品懸架部材の形状は、このようなものに限定されず、例えば図５に示す装備品懸架部材１Ａのように、ヘリコプターＨの下面と上面に取り付けられる略Ｕ字状に形成されていてもよい。

また、本発明に係る装備品懸架部材は、航空機に搭載されるものであれば、ヘリコプター用に限定されず、例えば無人航空機などにも適用可能である。

１装備品懸架部材
１１取付部
１１ａ貫通孔
１２懸架部
１３開口部
Ｅ装備品
Ｈヘリコプター

Claims

航空機の機外に搭載される平板状の装備品懸架部材の形状を設計する装備品懸架部材の設計方法であって、
所定の最適化条件を満たす前記装備品懸架部材の最適形状を導出する最適化解析工程と、
前記最適化解析工程で導出された最適形状が、所定の加工設備で加工可能か否かを判定する加工可否判定工程と、
前記最適形状についての詳細解析を行う詳細解析工程と、
を備え、
前記最適化条件は、所定荷重が掛かったときの各部の応力値を所定の閾値以下としつつ、質量密度を最小化させるものであり、
前記詳細解析工程では、風圧荷重が許容値以内であり、固有振動数が加振周波数の整数倍に対してその所定割合以上離調しており、且つ、所定荷重が掛かったときの各部の応力値が所定の閾値以下となる形状を求め、
前記加工可否判定工程において前記最適形状が加工可能であると判定されるまで、前記最適化解析工程を繰り返し、前記加工可否判定工程において前記最適形状が加工可能であると判定された場合に、前記詳細解析工程を行うことを特徴とする装備品懸架部材の設計方法。
前記加工可否判定工程の判定条件が、前記最適化解析工程の前記最適化条件に含まれることを特徴とする請求項１に記載の装備品懸架部材の設計方法。
前記最適化解析工程では、厚さ方向に貫通する開口部を設定可能な部分が、剛性を低くすることが可能な部分として求められ、当該開口部を有する前記最適形状が導出されることを特徴とする請求項１又は２に記載の装備品懸架部材の設計方法。