著者

河田 三治

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.1, no.14, pp.361-404, 1926-03

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プラントルの翼の理論を基として「プロペラ」の空氣に對する作用を考へて見た.その結果は第一部航空機用「プロペラ」に於ては(イ)「インフロー」速度は「スリツプストリーム」の速度の増しの半分ではないが之に極めて近いものである.(ロ)「インフロー」のうち軸に向ふものは「プロペラ」の働きに大きい影響があるが圓周に沿ふものは大した影響がない.(ハ)「ブレード」の表面の空氣の摩擦等によって「トルク」増し推力へるが「トルク」の増加は推力の減少に比してその割合が大きい.(ニ)併しその量は多くも全體の數「パーセント」にすぎぬから「ブレード」の表面を骨折つて滑かにしても效果は少ない.(ホ)それよりも効率は「プレード」に沿ふての「サーキユレーシヨン」の分配に左右されることが大きい.(ヘ)現在の最もよい「プロペラ」の効率は達し得べき極限に達したものと思はれる.(ト)「プロペラ」の最大効率は主として推力係數.[chemical formula]及z=wR/vの凾數である.(チ)「プレード」の各半徑に於ける入射角には外見的と實際的の二通りある.之は「インフロー」速度の爲起ることで縱つて揚げ係數にも二通りあることゝなる.その關係は本文第四節に掲げた通りである.(リ)二つの「プロペラ」をタンデムに置いたときは後方の「プロペラ」は單獨の場合に比して最大效率が落ちる.そのおちる量は「プロペラ」の推力係數及z=wR/vの値による。前後兩「プロペラ」が同じ方向に囘轉しておるときは反對方向に囘轉しておるときより効率の落ちが大きい.(ヌ)反對方向に囘轉しておる同軸「プロペラ」及「コントラプロペラ」を備へた「プロペラ」の最大効率は何れもよくなる.「コントラプロペラ」は船舶用としては可なり有効であるが航空機用としては効果はない.(ル)以上は「ブレード」の數が多い場合の話であるがその數の少ない「プロペラ」は外徑が幾分小さくなつた「ブレード」の數の無限に多いものと同じと見られ上に書いた結果には變りを来さぬ.第二部「ヘリコプタ」用「プロペラ」に於ては(イ)から(ニ)までは第一部のものと同じ結論に達する.(ホ)結果を簡單にする爲圓周に向ふ「インフロー」を省略すれば同じ推力に對して最小の「パワー」は「サーキユレーシヨン」が半徑に沿ふて一定の「プロペラ」に依つて得られる.(ヘ)此の場合空氣の摩擦を省略すれば推力TとパワーP.半徑〓の間には次の關係式が成立する.z=wR/vは空氣の密度である.(ト)各「ブレード」の空氣に對する入射角は囘轉數にかゝわらず一定の値を有する.(チ)横風の存在は(ヘリコペタが水平飛行におる場合)「プロペラ」の同じ囘轉數に對して推力及「トルク」を増加ぜしめるが前者の増加する率は後者のそれより小し大きい.(リ)「プロペラ」それ自身の横風に對する抵抗は極めて小さい.故に「ヘリコプタ」を進行せしめろには軸を垂直から少し傾ければ充分であるといふ結論に達する.(終り)

著者

TERADA Torahiko

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.3, no.31, pp.1-47,Pl.1-Pl.5, 1928-01

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(1) Ryutai no usui suiheina So ni Nagare ga aru Baai ni, mosi So no ue-sitano Ondo no Tigai no tameni Tairyu ga okoruto, Ryutai no Undo wa kisoku-tadasiku tagaini heikoni naranda syukitekino tutu-gatano (columnar, cylindrical) Udu no Retu to natte arawareru. Kono Udu no Undo no Moyo wo yaya kuwasiku sirabeta Kekkwa no aramasi wo nobete aru. (2) Mata, Midu wo ireta sikakuna Utuwa no Yokokabe wo atatameru Baai nimo, tekitona Dyoken no moto niwa, mae to onaziyona Udu no Retu ga suityokuna Kabe ni sote tateni dekiru. Kono Gensyo no okoru tameno Dyoken, dekita Udu no Ookisa wo kimeru Dyoken nado wo sirabeta. (3) Marui tutu-gatano Soto-kabe no nakani marui tutu-gatano Hasira no aru Utuwa wo mo tukatta. Sosite, utigawano Hasira wo naka kara atatameruto, maeno Zikken de mita yona syukitekino Udu no Kuda ga Utuwa no Soko ni Karakasa-gata (radial) ni deki, sore ga Hasira ni sote suityokuni nobori, sorekara Midu no Hyomen ni sote gyakuno Muki ni susumu Koto wo mita. (4) Marui Katati wo sita Nemoto (base) kara moe-agaru arukoruno Hono no Mawari nimo (3) no Baai to onazi Syurui no Udu ga dekiru rasii. (5) Maeno (4) no Paai to nita Baai to site, marui Utuwa no tairana Soko-ita no mannakano marui Menseki wo atatameta Toki ni, sono Menseki no tikakuni okoru Midu no Undo wo sirabeta, Mata, sono Baai ni okoru Midu no Ondo no Kawarikata (fluctuation) wo sirabeta. (6) Izyono Zikken no Kekkwa, narabini Tyosya ga koremadeni kono Kenkyuzyo de okonatta Ryutai no Undo ni kwansuru iroirono Zikken no Kekkwa wo hikkurumete, Ryutai no Undo ni kyotuna aru Tokutyo wo ronzita. Sosite, kono yona Udu no Undo no Tokutyo ni yotte omoi-oyobosareru Ippan-Buturigaku no Konpon-mondai to no Tunagari (analogy) ni tuite nobeta. (7) Owarini, kokode zikkentekini sirabeta to onaziyona Gensyo ga Sizenkai ni oitemo, Taiki (atmosphere) ya Umi no Midu no naka nimo okotte iru de aro to kangaete, probable na Baai wo ikutuka agete oita. Sonohoka nimo iroirono igwaina Homen ni Ooyo ga dekiuru Koto ni tuite Tikyubuturigakusya, Tisitugakusya, Kogakusya tati no Tyui wo unagasite oita.

著者

田中 敬吉

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.1, no.10, pp.247-304, 1925-03

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氣〓が放射状に配列せる星型發動機に働く慣性.慣性偶力等を論ずるに當りてその固定式なると廻轉式なるとを問はず普通簡單にその構造を一般の發動機の如く單傾斜の構造と假定する.然れども星型發動機は多くの場合主連桿副連桿の構造を有して復傾斜となる.本論文はこの復傾斜を考慮してこの種の發動機に働く不平衡力.不平衡偶力等を求め且つそれ等の平衡法に就て多少論ぜしものにしてその概要は下の如し。1.單傾斜と假定せば發動機に働く慣性はhを氣〓數とせば(h-2)次まで.即ち殆んど完全に平衡の状態となるものなるが復傾斜の結果固定式の場合は(10)式廻轉式の場合は(41)式で示せる不平衡力が殘る.之を圖示せば第九圖に於て前者は圓周の軌跡を畫き後者は水平軸の方向にのみ働きてその大きさは前者の1/2に等し。2.此の星型發動機の一氣〓當りの不平衡力は8氣〓V型12氣〓W型のものより小にして6氣〓垂直.12氣〓V型のものよりも遙に大なり.此の不平衡力を減少せしむる方法は主連桿の構造の許す限り肘桿栓の距離aを小さくする事にして換言せば復傾斜を出來得る限り單傾斜に近ける事なり。3.發動機の運動部分の質量の不同及び肘桿栓の距離aの不同が發動機の不平衡力に及ぼす影響は可なりのものにして固定式の場合に就て第一章第五節に論ぜり.質量の不同は主として主連桿と副連桿の質量不同に基くものなれば出來得る限りそれ等の質量を等くする事必要なり.aの不同は壓縮比を一定にする爲に避け難きものにしてその影響は前者よりも小なり。4.慣性.慣性偶力に依る發動機の廻轉能率も單傾斜と假定せば殆んど完全に平衡状態となる可きものにして復傾斜の結果固定式は(17)と(18)式廻轉式は(45)と(46)式で與へらるる廻轉能率を惹起す.後者は前者より能率曲線に及ぼす影響大にしてその大さ前者の三倍に相當す.然れども後者に於ては廻轉する氣〓及び曲栓室がはずみ車の役目を演じその大なる影響を減殺するものと考へ得る。5.發動機の「フレーム」に與ふる偶力も復傾斜の結果固定式は(23)と(24)式廻轉式は(54)と(55)式で示さるゝ不平衡偶力を生す.而して此れ等の不平衡偶力の「フレーム」の能率曲線に與ふる影響は略等くして廻轉式の場合の廻轉能率の影響と等しき程度のものなり。本論文は栖原教授の懇切なる指導の賜なり.茲に厚く謝意を表する次第なり。

著者

寺澤 寛一 山崎 吉助 秋篠 雄三

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.1, no.8, pp.213-224,Pl.1-Pl.4, 1924-09

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風洞試驗に用ふる種々の模型の附近に於ける氣流の有樣を「テプラー」の「シュリーレン」法又は「ドボラック」の直接投影法を使つて瞬間寫眞を撮つて氣流の研究に資せんとして實驗を進めて居る中に瞬間寫眞では目的を達するのに面白くないので是非活動寫眞に撮したいと思つて色々な寫眞機械を取調べたが賣品にはとても望みの品がないので有り合せの機械を使ふて漸く一秒に千二百枚位の繪を撮ることが出來る樣に成つた.然し殘念なことには九月一日の大震火災で折角撮した多くの寫眞の種板も装置も實驗室記録も悉く烏有に歸して仕舞つた.此報告には實驗の方法と焼け殘りの中から拾ひ集めた數枚の寫眞とを掲げた丈けなので本當の研究に資すべきものは一つもないかも知れない.第十五圖は瞬間寫眞で撮つたもので(A)は平板に(B)は圓筒に氣流の當つた時の寫眞で氣流の速さは共に16.6m/sec.である(C)は三角形であるが山の後ろでは氣流がどう變るかを大體見るのに役に立つかも知れない氣流の速さは19.1m/sec.である(D)はR.A.F.19と云ふ飛行機翼の模型で風速は7.8m/sec.である.第十六圖以下は高速活動寫眞で撮つたものである其Aは平板に風の當つた場合で風速14m/sec.繪の數は毎秒1190枚の割である.第十六圖,B.正方形の棒に風が當つた場合.風速15m/sec.繪の數は毎秒1200枚の割.第十七圖,A.圓筒に風の當つた場合,風速18m/sec.繪の數毎秒1010枚の割.第十七圖,B.圓筒が風のある中で廻轉した場合,風速は3m/sec.で圓筒の廻轉速度は30r.p.s.である.第十七圖,C.「プロペラ」の廻轉による氣流でその廻轉速度は18r.p.s.繪での數は毎秒1050枚の割.第十八圖,A.空氣70%水素30%の混合氣體をゴムの袋に入れて爆發させた場合の有樣である.Bは眞空ガラス球を鐵槌で破碎した有樣である.此處に載せたものはほんの地震の殘り物丈けであるから研究所の復興と共に實驗が出來る樣になれば此方法で澤出繪を作つて研究の資料としたい考へである.

著者

粟野 誠一

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.13, no.155, pp.2-19, 1937-09

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近來ヂーゼル機關用燃料の發火性に關する研究の進歩と共に、その發火性が發動機性能に及ぼす影響が論ぜられるに至つたが、發火時期或は燃料の燃燒割合等がサイクルの熱力學的性質に如何なる影響を及ぼすかに就いては未だ理論的に充分明にされてゐない。本文は、燃燒ガスのエントロピ線圖を利用した逐次的近似圖式解法を案出することによつて發火時期、燃燒割合を考へた場合の筒内壓力及び平均ガス温度の上昇の模様、平均有效壓力、熱效率等を算出し、これらがサイクルに及ぼす影響に就いて理論的考察を試みたものである。この圖式的方法は燃燒割合が豫め與へられるなればガソリン機關の筒内壓力の推定にも適用出來る。又熱損失を伴ふ場合の諸計算にも用ひることが出來る。これらの理論的に求めた指壓線圖の傾向は、實驗によつて求めたものと極めて類似し、又出力效率等に關する理論的結果は各種の實際的現象によく一致しこれらに理論的根據を與へ得る。

著者

小幡 重一 吉田 彌平

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.1, no.11, pp.305-320,Pl.19-Pl.22, 1925-08

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三極眞空管を含む電氣振動囘路を利用して微細な變位や運動を測定する方法は「ウイデイントン」「ドーリング」及「トーマス」等によって研究され極めて感度鋭敏なものである事が證明された。「ウィデイントン」の方法は三極眞空管を含む二つの電氣振動囘路の間の「ビート」を利用する所謂「ヘテロダイン」法であつて變位の絶對の値み極めて精密に測定する樣な場合には最も適當して居るが少くも二つの振動囘路を必要とし取扱上かなりの不便を免れない。これに反し「ドーリング」及「トーマス」の方法は夫々全然違つた考を基とした方法であるが何れも唯一つの振動囘路を必要とする點に於て實用上甚だ好都合である。著者等は此等唯一つの振動回路を使用する方法を研究し色々の應用を試みた。先づ「ドーリング」の方法即ち「チューンド、グリッド」囘路内の蓄電器の電氣容量の變化を利用する方法に「コンデンサー、マイクロフォン」を應用して爆發の音響、母音等種々なる音響を精密に記録する事を試みた。次に此「コンデンサー、マイクロフォン」を壓力計に改造して壓力變化の精密なる記録をとる事を試み其應用の一例として「ピトー」管に此壓力計をつないで扇風器の風速の變動を記録してみた。物體の振動等を記録するには非常な精密を要する場合以外は「トーマス」の方法が便利である。此方法では物體と「コイル」との關係的位地の變化によつて「エツディーカーレント」損失の變化を惹き起すのを利用するもので振動體に何物をも觸れさせずに其振動を記録する事が出來る。「トーマス」は「ハートレー」囘路を使用したが著者等は音響や壓力變化の記録をとる場合と同じく「チューンド、グリッド」囘路を使用して全く同様の成績が得られる事を示した。是等の方法は猶色々な方面に應用の途があると考へられるから種々な用途に適應する樣な装置を一と纒めにした器械を造つたら甚便利であらうと考へられる。因つて著者等は以上の經驗に基いて「アルトラ、マイクロメター」即三極眞空管を應用して微細な變位や運動を測定する器械を東京市麹町區有樂町報知ビルデイング内安藤商店をして製作させた。

著者

TERADA Torahiko HATTORI Kunio

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.2, no.16, pp.86-112,Pl.1-Pl.5, 1926-05

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Ryutai no Undo ni kwansuru iroirono Zikken no Kekkwa wo matometa Hokoku de, mittuno Bubun ni wakarete iru. I. Kuda no Hyomen no Ana kara morederu Ekitai matawa Gasu ga, mawarino omoi Ekitai matawa Gasu no nakawo tatinoboru Moyo wo sirabeta. (1) Garasuno Hako ni Midu wo ire, sono Soko ni oita suyakino Kuda no nakakara, Iro no tuita, karoi Ekitai wo simidasase, sono Eki ga Midu no nakawo noboru Moyo wo, Syasin ni totte sirabeta. Mata, Eki no nobotte yuku ueno honi, Yane no Katati wo sita Waku ni Kire wo hatta mono wo oki, nobotte kita Eki ga Yaneura ni atumari, sorekara Yane wo morete mata nobotte yuku Moyo wo sirabeta. Sorerano Zikken no Kekkwa wo sankosite, Kakunoko no nakani oite aru Kikyu kara Suiso ga morete iru baaini, moreta Gasu ga Yaneura ni tamaru koto ni tuite no Kangae wo nobete aru. (2) Suiso ga, Kuda no Yokogawa ni akete aru, tiisana Ana kara morete iru tokini, sono ueni denkino Hibana wo mottekite, Suiso ni Hi ga tuku tameno Hibana no Iti no Han'i wo sadameta. Mata sono Suiso no nobotte iru ueno honi, Yane no Hinagata wo oite onazi Koto wo sirabeta. Yane ga aru tokiniwa, nai toki ni kurabete harukani takai Tokoro ni aru Hibana de demo tenkwasite, Suiso no Dekuti ni moetuku koto ga wakatta. II. Tyohokeino Hako no nakano Midu no Tairyu wo sirabeta. Hako no Soko no iroirona Basyo ni Dennetuki wo ire, sore ni yotte okoru Midu no Undo wo, Midu no nakani tirasita arumino Kona wo Syasin ni toru koto ni yotte sirabeta. Zikken no Kekkwa wa iroiro-matimatide aru ga, sorerano Kekkwa wo hikkurumete, tugino yona Kangae wo nobeta. Ekitai no Undo de vorticity no aru Baai niwa, sono vorticity ga ikutukano matomatta Udumaki (whirl) wo katatidukuru 'Kuse' (habit) ga aru. Sono Udumaki no Kazu, Ookisa, Iti nado wo sihaisuru aru, mada sirarenai Hosoku, matawa Kisoku ga 'yososareru'. Kono Kangae wo osihiromete, koremade sirete iru iroirono Ekitai-undo no Okorikata ni tuite, onaziyona Kisoku ga okonawarete ori wa sinai ka to iu Mondai wo motidasite aru. III. Tatumaki no Okorikata wo siraberu Mokuteki de, mukasi Vettin ga Kuki de yatta to onaziyona Zikken wo Midu de okonatta. Sosite, Vettin no Baai to wa sukosi tigatta Kekkwa wo eta. Owarini, Sekiyu no Honowo de dekiru Udomaki no Zikken wo nobete aru.

著者

木村 秀政

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.13, no.169, pp.453-471, 1938-09

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In this report, some problems concerning the corrections to the measured results of take off run of an aeroplane are discussed. All the examples of test results referred to are those on the Koken long-range monoplane on a concrete runway. The take off run of an aeroplane depends to a large extent on how the aeroplane is piloted at the moment of leaving the ground, that is to say, at what speed the aeroplane takes off. Since the personal difference of the pilotage is unavoidable, the results of take off tests on an aeroplane, though corrected to the no wind and standard atmospheric conditions, are very scattered, as shown, for example, in Fig. 10, where measured take off runs are plotted against weight. In order to use the test results for the purpose of the estimation of take off run at the overloaded condition, or for the comparison of take off characteristics between different propellers, the effect of the personal difference must be eliminated. The method of reduction is simple and practical as the following. (1) Plotting the measured take off speeds, corrected to the no wind condition, against weight, draw the mean take off speed curve as shown in Fig. 7. (2) Calculate or measure Δs, the variation of take off run, due to ΔV, the difference between the actual take off speed and the mean value, as shown in Fig. 8. Using these two figures, the measured take off run will be easily reduced to that if the aeroplane took off at the mean speed. By the reduction above described, all the measured results shown in Fig. 10 will lie on a fair curve, as shown in Fig 11, which coincide with the curve of the calculated take off run at a constant angle of incidence (in this case 5°). By the extrapolation of the curve, the author estimated that the take off run with a gross weight of 9200 kg would be 1350m at no wind, while the probable variation due to a personal difference of pilotage at the moment of take off would be ±150m. The actual measured results on Ioth and 13th of May, this year, on the latter day our long-range monoplane started on the record breaking attempt, were 1170m and 1380m respectively when corrected to the no wind condition, and agreed very well with the author's estimation. In this paper, the effect of wind on the take off run is also discussed. The conclusion is that when the take off is into a wind velocity v_1, the effect of wind can be corrected by the following formula, s_0=s_1+v_1t_1+(s)_0→v_1 where s_0 take off run at no wind s_1 take off run at v_1 t_1 take off time at v_1 (s)_0→v_1 distance required to attain v_1 and that the term (s)_0→v_1, which has been often neglected, can be obtained by a diagram as shown, for example, in Fig. 3.

著者

谷 一郎 糸川 英夫 泰磨 増雄

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.13, no.158, pp.116-145, 1937-11

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主翼の地面效果に關しては,既に報告156號に於て理論的並に實驗的研究を報告した.この論文はその續報として,飛行機全體の空氣力學的性質に及ぼす地面の影響を取扱つたものである.フラップをつけた低翼單葉機の模型に就いて風洞實驗を行つた結果,揚力及び抵抗に關する地面效果は前報告の主翼單獨の場合と略同樣であるが,重心周りの縱搖れモーメントが地面の影響を受けて著しく頭重になることが知られた.これは主として水平尾翼に於ける吹下しが減少することに因るものである.場合によつては,このことは昇降舵の設計に當つて考慮すべき重要な條件となるものと思はれる.尚上記の地面效果は,理論的計算によつて實用上十分正確に之を推定することが出來る.ただ計算の一つの欠陷として,フラップ操作時の揚力の地面效果を幾分小さく見積る傾向がある樣である.尤もこのことは縱搖れモーメントの値には極めて僅かしか影響を及ぼさない.

著者

妹澤 克惟 渡邊 亘

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.11, no.143, pp.407-418, 1936-08

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五六年前に我々の一人が,四邊を固定せる矩形板のバックリングの問題,即ち平衡の微分方程式は満足するけれども周邊の條件は近似的に充す解を提出してから,多くの學者が此問題に注目するやうになつた.例へばTaylor, Faxen, Weinstein, Trefftzの如きがそれである.バックリングの問題の解は同種類の彈性體の振動問題にも應用できるために,同じ矩形板の振動の研究も同時に附加へて置いたところが,之に對しても亦加藤,友近等の人々が注意してくれるやうになつた.但し友近の研究は場合も方法もTaylorのものと大體同じである.而してTaylor,友近兩氏は,Rayleighの勢力法則の法を以て我々の研究結果即ち限界荷重や振動數を律することができるかの如く解釋してゐるけれども,我々の研究結果は周邊の條件を初めから與へてをらぬから,それ等の解釋は多少的外れの氣味がないでもない.しかし一方に於てはDe La Liviereの如き航空技術の實際家が我々の研究結果を既に應用してゐるらしくも思はれ,從て以前に出した結果を少しでもよく直して置くことが義務のやうに考へられたので,このバックリング問題の再研究を試みたのである.再研究の方法は以前に出した解を今少しく一般化すればよいのであるけれども,それは結局Taylorの方法に陥ることになるから,たとひTaylorの場合は正方形板に對稱荷重の働くものだけしかやつてないとはいへ,研究的興味が薄らぐ.それで最近BatemanやCostelloが提出してゐるやうに周邊の傾斜の條件が初めから滿足するやうな解を作つて置き(我々が以前に出した解の形であるけれども),之をTaylorのやうに級數的に組合して行く方法を取つたのである.このやうにしても實際上は我々が以前に作つた解のそれよりも高次のものを更に二三項附け足すことに過ぎないのである.正方形板に周邊から對稱的に荷重のかかる場合をしらべて見ると,Taylorのと全く同じ結果となつた.正方形板中の他の場合は再研究を企てなかつた.何故なれば,正方形板のバックリングは實際問題上に應用がいくらか少いからである.一般的の矩形板にその長さの方向に荷重の働く場合を研究して見ると我々が以前に出したものと大體同じであるが, Faxenが別の方法で我々の計算と比較する爲に出した結果に非常によく似てをることがわかつたのである.何れにしても矩形板の長さが幅の二倍以上位になると,その長さが無限に長い場合とあまり變らぬことは以前の結論と同じである.WeinsteinやTrefftzの方法を用ひると限界荷重として許し得る値の上下の極限を算定できる筈であるけれども,それには板の屈曲の節線が如何なる位置を取るかといふことが先決問題である.しかも實際問題に大切な長矩形板の場合にこの節線が簡單には見出し得ないから,それ等の方法は餘り役に立たない.矩形板の振動問題も少しでもよく直して置くべきかも知れぬけれども,四邊固定の矩形板の場合は實際問題に餘り應用性がない上に,それを純理學的に考へても,振動勢力の逸散といふやうなことがあつて振動數が相當に變化するから,それだけ興味が少くなり從て只今のところでは手をつけない積りである.

著者

妹澤 克惟 久保 慧

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.11, no.136, pp.105-159,Pl.1-Pl.3, 1936-02

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翼のフラッターの問題は既に多くの人々に解かれた爲に最早研究すべき何物も殘つてをらぬやうに思はれてをつた.我々もそのやうな考へから二三の特別の場合の研究をした以外は餘り手をつけず,單に今までの多くの研究の綜合報告をなした位のものであつた.しかし,フラッターの問題は多くは翼の自由振動の不安定な場合であるとされてゐるけれども,よく考へると非常にむづかしく強制振動の共振の性質がないでもない.その點をはつきり決定し,且つフラッターの性質を深く確める爲に條件をできるだけ簡單にした實驗を試み,又その數理的豫告計算の結果と比較してみたのである.數理と實驗とを比較することによつて種々のことがわかつたが,實驗だけにしても,極限空氣速度のみでなく,種々の速度に於ける振動振幅並びに振動數を確めることによつて,振動の性質を明かにするやうに努力したのである.振動が送風器,風洞の空氣の振動,空氣の擾流中での週期的性質に直接關係しないことは特に確めて置いた.而して種々研究の結果として,フラッターは部分的には翼の自由振動の不安定によるけれども,部分的には不規則な流れの中での撰擇性共振によることがわかつた.この撰擇共振は翼の状態が自由振動の不安定になるその境附近だけで特に振動の感度が大きくなるから起るのであつて,他の力學的問題では只今の場合程感度の大きくなることのないことが知られる.この研究で尚わかつたことは,捩り軸が翼の前縁にあればある程補助翼附近の振動の場合の追隨流の影響が多く,從つてその場合に補助翼の見掛の附加質量が大きくなり,旦つ補助翼の効果的迎角が違つてくることがわかつた.フラッターの性質に二種類あり,その一つのものでは,流れの速度が極限速度な越すと翼の振動數が少しづつ増加し,その振幅は少しづつ減ずるものである.このやうな種類では安定曲線が上の方から零の線の附近まで下つてきたものがその近所から再び上の方へ向き變るやうな性質がある.この種類のフラッターは共振強制振動に多少の自由振動の不安定が伴つてゐるものと考へられる.極限値より低い風速に對しても多少急激ではあるげれども,振動の漸減性が示される.他の一つの種類のフラッターでは風速が極限値を越しても翼の振動數が殆ど變らぬものであり,又,振動振幅も減少せず,寧ろ増加氣味のことが多い.この場合の安定曲線は零の線を越えてからも,益々負の方へ下る一方である.この種類の振動では主として自由振動の不安定が問題となり,極限値の附近だけに強制共振が含まれるものと考へられる.以上二つの場合に對して極限値以上の風速に對して振動勢力の一定性といふ見方も作られるけれども,これだけではすべての場合を説明し難いやうである.この研究はフラッターの綜合的性質を比較するといふことよりも寧ろそれを分解して一つ一つの性質を明瞭にしたものであり,且つその一つ一つの性質を實物大の翼に擴張することはその性質がわかつてゐるだけそれだけ容易であるから,應用性の廣いものといはなければならぬ.次の研究として,翼の振れと補助翼との結合せるフラッターを研究中である.その場合と比較することによつて只今の結論があまり無理のないことが一層よく確められるやうに思ふ.

著者

木村 秀政

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.18, no.243, pp.392-431, 1942-11

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This paper discusses how the lateral stability characteristics are affected by the changes of factors such as vertical tail volume, dihedral, radius of gyration, wing loading and altitude of flight. The conclusions are shown in the following table. [table]

著者

友近 晋

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.10, no.120, pp.24-44, 1935-04

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航空研究所報告第97號(1933)に於いて著者は一つの無限平面壁の近くに置かれた平板に働らく揚力を計算し,色々な數値計算を遂行して,揚力が迎へ角及び平板の壁からの距離によつて如何に變るかを研究した.そしてその理論的結果は,少くとも定性的には,從來しられてゐる實驗結果とかなりよく合ふことを示した.ここに提出する短い報文は上の報告の續きで,更に詳細な數値計算の結果を示すものである.斯様な追加計算を遂行した理由は,前報告發表後に知れた實驗結果と理論とを詳しく比較したい爲である.前報告發表後間もなく著者は瑞西のDATWYLER博士から一書を受け,氏もまた地面効果に就いての或る理論的研究と實驗的研究とを遂行したことを知つた.そして,氏の實驗結果によると,迎へ角が實用的範圍にある場合,平板(翼)の後端が壁に近づくに從つて揚力が非常に増大するが,著者の理論的結果は果して同様な結果を興へるや否やといふ興味ある問題が起つた.しかし,殘念ながら,前報告で遂行した數値計算の範圍では揚力増大の傾向は認められるも,この問題に對して,はつきりした理論的解答を與へることは不可能である.そこで,更に詳しい計算を遂行し,平板の後端がかなり壁に近い場合の揚力を計算し,その結果を著者が着英後に入手したDATWYLERの報文に於ける實驗結果と比較した次第である.計算の結果は第2圖,第3圖,第4圖に示す通りであるが,DATWYLERの實驗結果とかなりよく合ふことが認められる.附録は二つの平行な平面壁の間に置かれた平板に働らく揚力に就いての補遺的計算の結果な示す.即ち,平板の中點が平面壁の丁度中間になくて,それから或る有限な距離だけ離れてゐる場合の揚力の近似式を,平板の幅が壁間距離に比べて小さいといふ假定のもとに導出した結果を示すものである.この様な計算は既にROSENHEADも行つたが,報告第101號(1934)に示した様に揚力に對するROSENHEADの一般式は正しくないから,それから導出された該近似式も亦正しくないのである.

著者

友近 晋 梅本 一

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.14, no.185, pp.471-558, 1939-11

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有限な幅を持つ非壓縮性完全流體の二次元的噴流の中に置かれた平面翼の受ける力を理論的に研究することは,理論的に興味あるばかりでなく,實際問題の立場からも極めて重要である.何故かなれば,この問題はGottingen型風洞の中に矢高の小さい薄い翼型を斷面に持つ翼模型を置く樣な實際の場合と緊密な關聯があるからである.この問題は,既に十年以上も前に,佐々木達治郎博士により適當な等角寫像を應用して嚴密に解かれたが,諸種の量に對する嚴密な式が極めて複雜であるために,同博士は唯迎角が10°である場合のみの數値計算を遂行されたに過ぎなかつた.その後,佐々木博士はその理論的結果を我國に於ける幾つかのGottingen型風洞に於いて同一の翼模型に就いてなされた實驗結果と比較されたが,爾來迎角が10°以外の他の値を採る場合に就いての嚴密な數値計算は遂行されてゐない樣である.然しながら,迎角の種々の値に對する嚴密な數値計算を遂行して,噴流の自由表面が平面翼の揚力に及ぼす干渉が迎角と共に如何に變るかを吟味することは興味あることと思はれる.斯樣な吟味をすることが本論文の目的の第一のものである.一方に於いて,噴流の中に置かれた翼の受ける揚力の問題はKαRMαN, GLαUERT及びPISTOLESIによつて夫々近似的に取扱はれ,揚力に對する近似式が互に異なれる形で與へられてゐるが,もつと合理的な近似式は嚴密な式からも導出することが出來る筈である.この樣に揚力の嚴密な式からその近似式を導出することが本論文の第二の目的である.本論文の主な目的は上述の二つであるが,便宜上,問題を嚴密に解くために必要な等角寫像に關する議論から敢へて出發し,嚴密な種々の計算を遂行して先づ揚力その他の量に對する嚴密な一般式を求めた.そして,特に平面翼の中點が上流無限遠に於ける噴流の中心線上にある樣な實際的に重要な場合を考へ,迎角が5°,10°,15°である場合に對する非常に面倒な嚴密な數値計算を遂行して,平面翼の揚力が噴流の自由表面のために如何なる影響を受けるか,又その影響が迎角と共に如何に變るかを吟味した.平面翼の幅を2α,無限遠に於ける噴流の幅をD,噴流の中で平面翼の受ける揚力をL,又同じ翼が無限に擴がつてゐる流れの中に置かれた場合に受ける揚力をL_0とすると,L/L_0なる比の値は2α/Dなる比の値が増すに從つて減少することが知れる.又,2α/Dの或る一定値に對するL/L_0の値は迎角βの値が増すに從つて,極めて僅かではあるが,増加することが知れる.然し,その樣な増加の割合は極めて小さいので,βが5°,10°,15°の樣な實用的範圍の値を採る時には,此等の場合に對してL/L_0を縱軸に採り2α/Dを横軸に採つて描いた曲線は,特に2α/Dが0.15より小さい時には,殆んど互に重なつてゐると看做すことが出來る.次に,揚力及びその他の量に對する嚴密な式から出發し,相當面倒且つ困難な近似計算を遂行することによつて,平面翼の中點が上流無限遠に於ける噴流の中心線上にある場合に就いて,揚力の近似式を2α/Dの羃級數の形で求めた.斯樣な近似計算は著者の一人友近が1934年英國Cαmbridgeに滯在中他の研究の餘暇に遂行したものであるが,最近計算を再吟味しすべての結果の正しいことを確めた次第である.L/L_0に對する吾々の近似式によつて計算したL/L_0の近似値と,同じ量に對する嚴密な値とを比較して,吾々の近似式の適用範圍を吟味した.迎角βの値の如何に關係なく,2α/Dが大體0.2より小さい場合には,吾々の近似式は正確な値に充分近い樣な良い値を與へることを知つた.本論文に於いて求めた種々の量に對する嚴密な式は極めて複雜であるから,嚴密な數値計算を遂行することは非常に困難である.吾々は,迎角βが5°,10°及び15°なる三つの場合に就いて,副變數qの幾つかの値に對し嚴密な數値計算を遂行したが,同樣の計算を他の場合に繰返へすことは殆んど實現不可能に近い位である.この意味に於いて,實用的な場合にL/L_0に對して相當良い近似値を與へるところの吾々の近似式は實際的立場から見て重要であると思ふ尚ほ,吾々の近似式は平面翼の場合に對する揚力その他の種々の量の嚴密な式から導出したものであるが,矢高の小さい薄い翼に對しては適用しても差支へないであらう.又,二次元的噴流の中に置かれた平面翼を取扱つて得られた吾々の近似式は,Gottingen型風洞の中に矢高の小さい薄い翼型の斷面を持つた翼模型を置く場合に對しても,大した誤なしに,適用することが許されるであらう.實際,吾々の理論的結果を,約十年前我國に於ける幾つかのGottingen型風洞に於いて遂行された同一の翼模型に對する實驗結果と比較した結果によると,豫想の通り,吾々の近似式はGottingen型風洞の中に翼模型を置く樣な實際の場合にもかなり良く適用されるのである.

著者

近藤 一夫

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.10, no.126, pp.195-262, 1935-08

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本論文は双極座標によつて表し得る圓弧に圍まれた斷面を持つ風洞の境界影響を一般的に論じたものである.翼幅に沿ふ揚力分布を一樣であると假定して,數種の重要な場合に就きプラントルの補正量を與へる公式を導出した.

著者

菅井 榮松

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.17, no.227, pp.425-459, 1942-04

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過渡的外力による彈性翼の撓み振動に就いて考察を試みた.演算子法を用ひることによつて,靜的撓みを表す式と,過渡的外力によつて誘起されるn次振動の振幅を表す式との關係が容易に求められる.即ち,重心に相對的な,翼の任意の點に於ける撓み振動は一般に[numerical formula]の如き式で表されるのであるが,茲に本式中のT_n(t)を總て恒等的に1とおいて得られる量[numerical formula]は,過渡的外力の時間的に最大な値が靜的に加へられた場合の靜的撓みとなる.過渡的外力に依つて起る高次振動の最大撓みに及ぼす影響はこの無限級數の收斂性を吟味することによつて確かめられる.S_n(x)は振動のn次のモードに對應するものであるが集中質量がある爲に直交性を有しない.撓みのモーメント及び剪斷力に關しても類似の關係が存在する.吾々は先づ短時間に働く外力としてf(t)=csinωt(0≦ωt≦π),[numerical formula](-∞<t<∞)及びf(t)=t/k(0≦t≦k),(2k-t)/k(k≦t≦2k)なる3個の型を選び,その各々の場合に就いて上記のT_n(t)の性質を調べ,特にT_n(t)の最大値と外力の持續時間との關係を圖示して置いた.T_n(t)のとる時間的の最大値は外力の持續時間に依つて大いに左右されるものなることがわかる.例へば,外力の型がf(t)=csinωt(0≦ωt≦π)なる場合には,持續時間に關するパラメターωが小,從つて衝撃が極めて緩慢で靜的荷重と殆ど變らぬ間はT_n(t)の最大値は1なる値を有するが,n次の固有振動數ν_nとωとの關係がほぼω=0.62ν_nに在る時T_n(t)は最大の値1.77をとり,更に衝撃が急激となりωが大となるに從ひT_n(t)の最大値は零に近づく.他の型を有する外力に就いても同樣な性質が見られる.[numerical formula](-∞<t<∞)の時はkν_n=1.7に於いてT_n(t)は最大値1.61をとり,f(t)=t/k(0≦t≦k),(2k-t)/k(k≦t≦2k)の場合はkν_n=2.8に於いてT_n(t)の最大値は1.52となる.以上は加へられた外力の最大値を一定に保ちつつ持續時間を變へて行つた場合であるが,外力の力積を一定として考察する時は,衝撃が急激となるに從ひ振動の式は力積に比例する一定の形に近づき,其と同時に高次振動の影響が段々著しくなつて來ることがわかる.又,同じ型の衝撃が週期的に働く場合に就いても簡單な考察を加へた.相隣れる衝撃の時間的間隔をkとすればsinkν_n=0なる關係が成立する時,強制振動の共鳴に似た現象が現れる.演算子法を用ひることにより,個々の衝撃力の最大値が幾何級數的に増大又は減少する樣な場合に於ける振動の式も比較的容易に導くことが出來た.次に,垂直突風によつて生ずる翼の撓み振動を取扱つた.其際吾々は,W. R. Searsに依つて與へられた二次元理論に基づく揚力變化の嚴密な式[numerical formula]を簡単で近似的な式[numerical formula]に置換へて計算を行つた.ここに,ρaは空氣密度,Uは翼に相對的な風速,Vは突風の速度,2cは翼弦長,tは時間,K_0及びK_1は第二種の變形ベツセル凾數である.正確な式と近似式との値の相違は,原點の近傍を除いてはほぼ1%の程度である.突風に依つて起る翼の上下運動から生ずる揚力變化は翼幅に沿うて一樣なものと假定し,見掛けの質量とワグナー凾數とを考慮に入れて,先の場合と同樣にT_n(s)の性質を調べた.sはUt/cである.この場合T_n(s)は,2πρacUVなる力が單位翼幅毎に靜的に加へられた時恒等的に1なる値を有する量である.機體の運動から生ずる揚力の減少は機體と翼との質量の比1+a,翼密度ρ/(4c^2)及び空氣密度ρaを含む單一のパラメターδ=πc^2ρa/(ρ(1+a))に依つて決定されるが,T_n(s)の最大値はこのパラメターの同一の値の下では還元振動數cν/Uが大なる程小となる.例へばδ=0.005に對してはcν/Uが0.5,1.0,1.5となるに從つてT_n(s)は1.34,1.24,1.17となる.この結果は,若し高次振動の影響がないものと假定すれば突風に依つて起る翼の最大の撓みは夫々の場合に應じて,翼が單位翼幅毎に2πρacUVなる靜的荷重に依る撓みの1.34,1.24,1.17倍なることを示して居る.又,同一の還元振動數の下ではδの大となるに從つてT_n(s)の最大値は減少してゆく.而もその減少する量は,揚力の時間的變化と振動の位相との關係から生ずる若干の偏倚を除けば,風速U,Vにはほぼ無關係に,單にパラメターの二つの値δ_1,δ_2のみによつて定まる.吾々の計算ではδ_1=0.000とδ_1=0.010との間ではT_n(s)の最大値は20%以上の減少が見られた.最後に,[numerical formula]の收斂性を問題とした.翼の模型として中央に單一な集中質量を有するものをとる場合には最大撓みを知るには第一次の項のみで事實上充分である.双發機の如く集中質量が中央以外に更に左右に一個づつ存在する場合には第二次の項を無視することは出來ない.撓みのモーメント及び剪斷力の計算に於いては第二次の項が一層重要なものとなる.この場合には,[numerical formula]の收斂が緩慢である結果として,翼の或個所では,衝撃に依つて生ずる例へば最大の撓みモーメントが,衝撃力の時間的に最大の値に等しい荷重が靜的に加へられた際のモーメントの2倍を超えることが有り得ることになる.以上吾々は,着陸の際や突風を受けた場合の如き過渡的外力に依る彈性翼の振動を考察し,夫々の場合に於ける外力の條件に應じて,翼幅の各點に於ける最大の撓み,其モーメント乃至は剪斷力の大いさと靜的撓み,其モーメント,剪斷力との各々の比をば高次振動の影響をも考慮しつゝ,之を定量的に導いた.

著者

小川 太一郎

出版者

宇宙航空研究開発機構

雑誌

東京帝國大學航空研究所報告

巻号頁・発行日

vol.21, no.289, pp.71-146, 1944-04

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本論文の第I編では,先づ横滑りを伴はない水平旋回飛行に對する運動方程式をたて,與へられた飛行機のバンク角の時間變化を基礎とし,旋回中の速度の時間變化を求め,次で旋回半徑,旋回角,旋回徑路,各舵角等を順次に算出し得る解析法を述べた.この解析法の計算例として,N. A. C. A.に於けるボート"O3U-1"偵察機の水平旋回飛行の實測結果を解析したが,速度變化が小さ過ぎて出た以外は實測結果と可成り良く一致した.この不一致の原因は上げ舵に伴ふ無意識的な上昇にあると考へられる.次に上記ボート"O3U-1"偵察機に對する計算の數値を參考とし,省略可能の項を出來るだけ省略し,計算を簡易化して實用的な解析法を作つた.この解析法を用ひて,再びボート"O3U-1"偵察機の實測結果を解析して見た.この結果も亦實測結果と可成り良く一致したので,之を實用解析法とした.第II編に於ては,第I編で得た實用解析法を基として,失速角を迎角變化の頂點とする-以下第1種と稱する-180°水平旋回飛行の計算法を2通り案出した.計算方法其の一は豫め初速度と初めの補助翼の操舵量と旋回中の最大バンク角とを與へ,更に補助翼の當て舵の量,或は最大バンク角の繼續時間,或は旋回中に許すべき最大揚力係數の何れか一つを指定して,旋回中の諸數値を算出する方法である.計算方法其の二は,初速度と初めの補助翼の操舵量とを與へ,最大バンク角の繼續時間と旋回中に許すべき最大揚力係數とを指定して,旋回中の諸數値を算出する方法である.前者は,旋回條件を種々變へて,その影響を調べようと云ふ場合,或は與へられた飛行機の或る速度での最良の旋回性能を算出しようと云ふ場合等に用ひられる方法であつて,後者より幾分計算が簡單である.後者は,實際の補助翼操舵状況の分つてゐる飛行機に於て,その操舵状況に似た操舵角變化を與へ,それによつて,180°水平旋回飛行を計算し,實測結果と比較してみようと云ふやうな場合,或は操舵形式を一定として置いて,旋回條件を種々變へ,それによつて,最大加速度やその他の旋回状況が如何に變化してくるかを調べようと云ふ場合等に用ひられる方法である.計算方法其の二によつてボート"O3U-1"偵察機の180°水平旋回飛行を計算してみた.その結果,速度,旋回角以外の諸數値の時間變化曲線に滑かでない部分が出るが,大體に於て實測結果と良く一致することが明らかとなつた.之等の計算方法を用ひ,旋回條件を種々變へて,ボート"O3U-1"偵察機(全備重量1.84瓲),A双發陸上機(全備重量9.0瓲),B陸上機(全備重量9.0瓲),及びC陸上機(全備重量1.44瓲)の大小4機種について180°水平旋回を精しく調査して,旋回性能向上の指針とした.更に180°水平旋回に入る時の限界初速度の求め方,及びこの限界初速度より旋回に入る急速180°水平旋回飛行の極く簡單な略算法を與へ連續旋回について考察した.又旋回角と旋回中の最大加速度とを與へて,旋回に入るときの限界初速度,平均旋回半徑,旋回時間等を簡単に讀取り得る圖表の作り方を述べ,C陸上機についての一例を示した.この結果最小旋回半徑を基準とする翼荷重の決定法を與へて初期設計の参考とした.第III編では失速角保持の一以下第2種と稱する一旋回飛行の計算法を述べ,この第2種の方が旋回性能向上の見地から第1種よりも有利であることを結論した.終りに,從來より設計に際して廣く用ひられてゐる定常圓運動としての旋回運動の計算結果と本計算方法による計算結果とを比較してみた.その給果,從來の定常圓運動としての計算方法は,一般に180°水平旋回性能の計算には適用出來ないことを明らかにした.第IV編では斜平面旋回といふ新しい考へ方を導入した.先づこの旋回の計算法について述べ,次に水平面内の旋回のみを考へれば,バンク角90°といふ垂直旋回は理論上實在し得ないものであるが,斜平面旋回の頂點では,バンク角は90°以上にもなり得ることを示した.旋回性能向上の見地からも,この斜平面旋回は極めて重要な意義をもつ.第V編では下げ翼による旋回性能の向上について論じた.