・主翼，フラップ，エルロン
・水平尾翼，エレベータ
・垂直尾翼，ラダー
・胴体形状
・ＫＭＡＰは強力な設計ツールであるものの，飛行機の形を創り出してくれるものではありません．
⇒ 飛行機の形は，設計者自ら創造するものです．
従って，他の飛行機の形をまねると，まさに“ものまね飛行機”になってしまいます．
(既存の飛行機形状をまねて性能要求を満足した場合は，そのままの飛行機が設計結果となってしまいます)
・ＫＭＡＰは，与えられた機体形状について，飛行性能を満足する機体規模（大きさと重量）の最適値
を提案するツールです．
@機体形状データ
・主翼，フラップ，エルロン
・水平尾翼，エレベータ
・垂直尾翼，ラダー
・胴体形状
次の5つの飛行性能を満足する飛行機を探索します．
・乗員･乗客数入力する機体形状データは次の図に示すデータです．
＜機体形状データ＞
＜主翼および尾翼の上反角＞ ＜主翼の断面形状＞
具体的には次のように，DATデータに入力します．
CDES.XXX.DAT (ここで，“E+03”とは10の3乗=1000である)
---------------------------------------------------------------
(A.2) 主翼，フラップおよびエルロン関係
主翼面積 S = 0.10540E+03 (m2)
スパン(主翼) b = 0.28900E+02 (m)
先細比(主翼)(直線延長) λ = 0.33000E+00 (−)
前縁後退角(主翼)(999.0なら3個ﾃﾞｰﾀ) ΛLE = 0.99900E+03 (deg)
前縁後退角(主翼) ΛLE = 0.29000E+02 (deg)
後縁付け根後退角(主翼) ΛRTE = 0.00000E+00 (deg)
後縁付け根スパン方向開始位置 ηM = 0.33000E+00 (−)
主翼上反角 Γ = 0.50000E+01 (deg)
胴体中心〜expo主翼根距離(翼が下が正) ZW = 0.10000E+01 (m)
主翼断面後縁角 φTE = 0.18000E+02 (deg)
主翼の前縁半径比 r0/C = 0.20000E-01 (−)
翼厚比(主翼) t/c = 0.11000E+00 (−)
翼厚比(主翼)(t/c)のmax位置 xt = 0.30000E+02 (%MAC)
フラップのchord extention比 c1/c = 0.13000E+01 (−)
フラップ弦長比(せり出し後) cf/c = 0.30000E+00 (−)
フラップのスパン方向開始位置 ηi = 0.15000E+00 (−)
フラップのスパン方向終了位置 ηo = 0.70000E+00 (−)
フラップ舵角(空力推算時参考舵角) δf = 0.20000E+02 (deg)
---------------------------------------------------------------
エルロン弦長比 ca/c = 0.25000E+00 (−)
エルロンのスパン方向開始位置 ηiA = 0.73000E+00 (−)
エルロンのスパン方向終了位置 ηoA = 0.95000E+00 (−)
エルロン舵角(999ならｴﾝｼﾞﾝ取付ﾃﾞｰﾀ) δa = 0.99900E+03 (deg)
エルロン舵角(空力推算時参考舵角) δa = 0.20000E+02 (deg)
主翼エンジン表示(=0無,=1表示) ATENW = 0.10000E+01 (−)
スパン方向位置(片側2個まで) ηENW1 = 0.33000E+00 (−)
スパン方向位置(999は2個目無) ηENW2 = 0.99900E+03 (−)
翼下距離 RHENW = 0.11000E+01 (m)
エンジン直径(主翼) RDENW = 0.20000E+01 (m)
エンジン長さ(主翼) RLENW = 0.33000E+01 (m)
胴体エンジン表示(=0無,=1表示) ATENB = 0.00000E+00 (−)
機首からの距離 RBENB = 0.20485E+02 (m)
胴体中心からの上方距離 RBUPB = 0.45798E+00 (m)
胴体中心からの水平距離 RBHRB = 0.13740E+01 (m)
エンジン直径(胴体) RDENB = 0.13740E+01 (m)
エンジン長さ(胴体) RLENB = 0.22899E+01 (m)
垂尾エンジン表示(=0無,=1表示) ATENV = 0.00000E+00 (−)
スパン方向位置 ηENV = 0.40000E+00 (−)
エンジン直径(垂尾) RDENV = 0.13740E+01 (m)
エンジン長さ(垂尾) RLENV = 0.91603E+01 (m)
プロペラ機(=0無,=1主翼,=2機首) ATENP = 0.00000E+00 (−)
エンジン直径(主翼は片側1個) RDENP = 0.68693E+01 (m)
ウイングレット表示(=0無,=1表示) ATWLT = 0.00000E+00 (−)
長さ RLWLT = 0.11449E+01 (m)
ウイングレット翼端弦長 RCWLT = 0.68287E+00 (m)
角度 DGWLT = 0.70000E+02 (deg)
---------------------------------------------------------------
(A.3) 水平尾翼およびエレベータ関係
水平尾翼面積 S" = 0.32000E+02 (m2)
スパン(水平尾翼) b" = 0.12400E+02 (m)
先細比(水平尾翼) λ" = 0.26000E+00 (−)
前縁後退角(水平尾翼) ΛLE" = 0.35000E+02 (deg)
水平尾翼上反角 Γ" = 0.90000E+01 (deg)
胴体中心〜水尾CBAR/4距離(翼が下が正) ZH =-0.15000E+01 (m)
胴体中心の主翼後縁〜水尾前縁距離 Lwh = 0.10800E+02 (m)
後縁角(deg)(水平尾翼) φTE" = 0.15000E+02 (deg)
翼厚比(水平尾翼) t/c" = 0.90000E-01 (−)
エレベータ弦長比(全動はce/c"=1.0) ce/c" = 0.35000E+00 (−)
エレベータスパン方向開始位置 ηi" = 0.15000E+00 (−)
エレベータスパン方向終了位置 ηo" = 0.85000E+00 (−)
エレベータ舵角(空力推算時参考舵角) δe = 0.20000E+02(deg)
---------------------------------------------------------------
(A.4) 垂直尾翼およびラダー関係
垂直尾翼面積(胴体中心線まで) Sv = 0.30800E+02 (m2)
スパン(垂直尾翼) bv = 0.80000E+01 (m)
先細比(垂直尾翼) λv = 0.24000E+00 (−)
前縁後退角(垂直尾翼,999はﾄﾞｰｻﾙﾌｨﾝ) ΛLEv = 0.99900E+03 (deg)
前縁後退角(垂直尾翼) ΛLEv = 0.40000E+02 (deg)
ﾄﾞｰｻﾙﾌｨﾝ開始位置(機首からの距離) Ldor = 0.22800E+02 (deg)
ﾄﾞｰｻﾙﾌｨﾝの垂直尾翼上のｽﾊﾟﾝ位置 ηdor = 0.40000E+00 (−)
胴体中心の主翼後縁〜垂尾前縁距離 Lwv = 0.84000E+01 (m)
後縁角(deg)(垂直尾翼) φTEv = 0.15000E+02 (deg)
翼厚比(垂直尾翼) (t/c)v = 0.90000E-01 (−)
ラダー弦長比 cdr/c = 0.25000E+00 (−)
ラダーのスパン方向開始位置 ηiV = 0.25000E+00 (−)
ラダーのスパン方向終了位置 ηoV = 0.95000E+00 (−)
ラダー舵角(空力推算時参考舵角) δr = 0.30000E+02 (deg)
---------------------------------------------------------------
以上の機体形状データによって，次の機体３面図がえられます．
＜機体３面図＞
これらの機体形状データをユーザが最初から作るのは大変な作業となります．そこで，次のように
例題の飛行機形状を用いて，それを修正することでデータを作ると簡単です．
【ローカルディスクC:\KMAPホルダー内に，“KMAP**実行スタートファイル.BAT”があるので，これを
ダブルクリックすると，KMAP**のプログラムが起動し次のように表示されます．】
@ＫＭＡＰの起動
############## ＜ ＫＭＡＰ** 解析内容選択 ＞ ##############
(2015.*.*)
0 : 航空機，ロボット，工作機械，自動車，船および水中ビークル
の運動，制御，振動，最適化解析
(詳細は，参考図書@〜L を参照下さい)
2 : 有限要素法(FEM)による構造物の弾性解析
(詳細は，参考図書E を参照下さい)
3 : 差分法(FDM)による流体，熱の流れの解析
(詳細は，参考図書E を参照下さい)
7 : KMAP変更内容の履歴
8 : 注意事項の表示
9 : 終了
######################################################
●何を解析しますか？ 0, 2, 3, 7, 8, 9を選択 -->
【ここで，“0”をキーインすると次のように表示されます．】
A解析分野の選択
********************************************************
[1] : 航空機，ロボット，工作機械，自動車，船および水中ビークル
の運動，制御，振動，最適化解析
********************************************************
1 : 一般(下記以外) ⇒ 航空機の運動・制御系解析
2 :「CDES」 ⇒ 航空機の新規設計
3 :「CDES.WAT」 ⇒ 水中ビークルの運動･制御系解析
4 :「EIGE」 ⇒ ・基礎的な制御工学の問題
・振動工学の問題
・最適化問題
・ロボットの制御
・自動車の制御
・船の制御
・Z接続法ゲイン最適化の問題
5 :「EIGE.MEC」 ⇒ 工作機械の制御解析
6 :「HAYA」 ⇒ キーインなしで航空機シミュレーション
13 : シミュレーションデータの保存と加工
(-1)： (戻る)
********************************************************
(飛行機設計なら2を入力)
●上記の解析内容 1〜 を選択 -->
【ここで，“2”をキーインすると次のように表示されます．】
B飛行機設計のメニュー選択
****************＜ どんな飛行機を設計しますか? ＞*************
通常機 (燃料重量が変化)
11 ： 新規設計
または 既存機で自重一定で航続距離指定
(“自重の取り扱い”にて指定する)
13 ： 飛行性能計算 (既存機体について単に飛行性能計算)
(含む，飛行特性解析，シミュレーション，
制御系安定解析，空力係数推算)
重量が一定 (電池式や人力飛行機など)
21 ： 飛行性能計算 (機体形状を決めて単に飛行性能計算)
(-1)： (戻る)
==========================================================
pdf資料(表示)
101 : KMAPの関数(一覧表)
102 : KMAPの関数(説明書)
103 ： (飛行機形状データの説明書)
104 ： (機体データＥや一般的注意事項など)
**********************************************************
(不明時は11を入力)
●上記の 11〜 を選択 -->
【ここで，“11”をキーインすると次のように表示されます．】
C機体規模のメニュー選択
*******************＜ 機体の大きさについて ＞****************
乗客数 : 番号 : 内 容
----------------:------:-----------------------------------
〜 10人 : 1 : 4人乗り軽飛行機
: 2 : 10人乗り軽飛行機
----------------:------:-----------------------------------
: 3 : CRJ200 ﾀｲﾌﾟ
11人〜 50人 : 4 : 主翼ﾌﾟﾛﾍﾟﾗ2発例
: 5 : 機首ﾌﾟﾛﾍﾟﾗ機例
----------------:------:-----------------------------------
: 6 : CRJ700 ﾀｲﾌﾟ
51人〜100人 : 7 : E-170 ﾀｲﾌﾟ
: 8 : E-170 ﾀｲﾌﾟ(姿勢保持)
: 9 : E-190 ﾀｲﾌﾟ
----------------:------:-----------------------------------
: 10 : B717-200 ﾀｲﾌﾟ
101人〜150人 : 11 : B737-700 ﾀｲﾌﾟ
: 12 : A320-200 ﾀｲﾌﾟ
----------------:------:-----------------------------------
151人〜200人 : 13 : B737-800 ﾀｲﾌﾟ
----------------:------:-----------------------------------
: 14 : B787-8 ﾀｲﾌﾟ
201人〜300人 : 15 : B767-300 ﾀｲﾌﾟ
: 16 : A330-300 ﾀｲﾌﾟ
----------------:------:-----------------------------------
301人〜400人 : 17 : A340-600 ﾀｲﾌﾟ
: 18 : B777-200 ﾀｲﾌﾟ(制御なし)
: 19 : B777-200 ﾀｲﾌﾟ(姿勢保持)
: 20 : B777-200 ﾀｲﾌﾟ(姿勢保持,垂直離陸)
: 21 : B777-200 ﾀｲﾌﾟ(姿勢保持,ホバリング飛行)
----------------:------:-----------------------------------
401人〜500人 : 22 : B747-8IC ﾀｲﾌﾟ
: 23 : 胴体尾翼ｴﾝｼﾞﾝ3発例
----------------:------:-----------------------------------
500人〜 : 24 : B747-400 ﾀｲﾌﾟ
: 25 : A380-800 ﾀｲﾌﾟ
----------------:------:-----------------------------------
特殊な機体 : 31 : 水平尾翼のない機体
: 32 : 先尾翼機
: 33 : 横操縦にフラッペロンを用いた機体
================:======:===================================
: 97 : 既存のファイルでそのまま解析実行
: 98 : 既存のファイルをコピー利用して新規作成
その他 : 99 : 例題ファイル(下記にリスト表示される)を
: コピー利用して新規作成
: -1 : (戻る)
==========================================================
pdf資料(表示)
101 : KMAPの関数(一覧表)
102 : KMAPの関数(説明書)
103 : 飛行機形状データの説明書
104 : 機体データＥや一般的注意事項など
**********************************************************
(不明時は18を入力)
---------------------------------------
【初学者への使い方説明】
・ユーザがインプットデータを最初から作っていくのはミスが入りやすい
と思いますので，例題をコピーしてそれを修正しながら作っていくのこ
とをお勧めします．
・例題を利用する場合，次の2つの方法があります．
⇒@例題ファイルからコピー利用(=99)する方法．これまでKMAP設計
関連の参考書に掲載している例題が全て利用可能です．
⇒A上記表から，想定している乗客数に近い機体，または同タイプ
の機体をコピー利用(=1〜33)する方法．
・作成済みのインプットデータを用いる場合，次の2つの方法があります．
⇒@作成済みファイルでそのまま利用(=97)する方法
⇒A作成済みファイルをコピーして利用(=98)する方法
---------------------------------------
●上記の番号 1〜 を選択 -->
【ここで，例として“18”をキーインすると次のように表示されます．】
D例題をコピーして新しいファイル名を付ける
**********＜ 新しいファイル名入力してください ＞**********************
(現在のファイル名)：CDES.B777-200.Y120505.DAT
入力例：CDES.○○○.DAT (○○○のみ記入，文字数は任意)
***************************************************************
●新しいファイル名を入力 (不明時は0入力)(-1は戻る) -->
【ここで，例として“0”をキーインすると，新しいファイル名が
“CDES.O.DAT”として準備されます．そして，次のように表示されます．】
E機体形状データを使うかどうかの選択
*******************************************************************
<< 機体形状データを使うか，読み飛ばすかの設定を変更しますか? >>
(機体形状が確定した後，制御則の設計解析を重点的に行う場合や,)
(空力係数をユーザが修正する場合は“読み飛ばす”を選択する. )
現在の設定：(形状データを使う)
□□□□□□□□□□□□
(ユーザが修正したデータは消えますのでご注意ください.)
設定を変更しますか? ⇒No(=0), Yes(=1)
*******************************************************************
(不明時は0入力)
---------------------------------------
【初学者への使い方説明】
・この機体形状データを使うかどうかを設定する理由を以下に説明します.
通常は，インプットデータに記述された機体形状データを用いて空力係数
などが推算され，その結果がインプットデータに反映されますが，
ユーザが別途推算したデータをインプットデータに入れて用いることも
可能です．ところが，再度解析をすると形状データから空力係数などが
推算されるため，ユーザが入れたデータが上書きされてしまいます.
そこで，機体データを読み飛ばす機能を設定しておくとユーザデータが
上書きされることを防止することができます.
---------------------------------------
----(INPUT)---- 変更 =
【ここでは，機体形状データは使うとして“0”をキーインすると次のように表示されます．】
F例題データの機体形状を修正
========================( 機体形状概略設定 )==============================
51 = 主翼のｱｽﾍﾟｸﾄ比(面積一定) 52 = 主翼面積(ｱｽﾍﾟｸﾄ比一定)
53 = 主翼面積(翼幅一定)
61 = 水平尾翼のｱｽﾍﾟｸﾄ比(面積一定) 62 = 水平尾翼面積(ｱｽﾍﾟｸﾄ比一定)
63 = 水平尾翼面積(翼幅一定)
71 = 垂直尾翼のｱｽﾍﾟｸﾄ比(面積一定) 72 = 垂直尾翼面積(ｱｽﾍﾟｸﾄ比一定)
73 = 垂直尾翼面積(翼幅一定)
81 = 胴体を長く 82 = 胴体を太く
=======================================================================
(形状確認は，エクセル図“KMAP(機体図)*.xls”にてデータ更新してください.)
●上記修正(番号ｷｰｲﾝ), 細部ﾃﾞｰﾀ設定へ(=98), 形状確認(=99), 形状確定(=0)
(不明時は0入力)
---------------------------------------
【初学者への使い方説明】
・飛行機を新規設計する場合は，まず機体の形状を決める必要があります.
・使用中のインプットデータの機体形状は“99”で確認すことができます.
・現形状を修正する場合は，上記番号による“機体形状概略設定”による方法と,
“98”による細部ﾃﾞｰﾀ設定による方法があります.
・形状を変更した場合は“99”にて形状確認ができます.
・形状が確定したら“0”をキーインしてください.
---------------------------------------
【上記メニューは，機体形状データの概略設定の場合です．ここでは，より細かな形状設定が
できる細部データ設定メニューに移動するとして“98”をキーインすると次のように表示されます．】
F-1 細部データによる機体形状の修正
==========================( 細部ﾃﾞｰﾀ設定 )============================
1 = 主翼の面積 16 = 水平尾翼後端を胴体後端から
2 = 主翼のスパン 前方へ移動
3 = 主翼の先細比 17 = 水平尾翼の断面形状
4 = 主翼の前縁後退角 18 = エレベータ形状
(後縁付け根の後退角を指定する 19 = 垂直尾翼の面積
場合も"4"を選択) 20 = 垂直尾翼のスパン
5 = 主翼の上反角 21 = 垂直尾翼の先細比
6 = 主翼の主翼上下位置 22 = 垂直尾翼の前縁後退角および
7 = 主翼の断面形状 ドーサルフィン
8 = フラップ形状 23 = 垂直尾翼後端を胴体後端から
(CLmax計算用ﾌﾗｯﾌﾟ角とﾌﾗｯﾌﾟ型式 前方へ移動
も設定要(後で表示)) 24 = 垂直尾翼の断面形状
9 = エルロン形状 25 = ラダー形状
10 = 水平尾翼の面積 26 = 胴体長さ
11 = 水平尾翼のスパン 27 = 機首部長さ
12 = 水平尾翼の先細比 28 = 機首を除く前胴部長さ
13 = 水平尾翼の前縁後退角 29 = 胴体直径および前胴細部
14 = 水平尾翼の上反角 30 = エンジン取付
15 = 水平尾翼の水尾上下位置 31 = ウイングレット取付
===================================================================
(形状確認は，エクセル図“KMAP(機体図)*.xls”にてデータ更新してください.)
●上記修正(番号ｷｰｲﾝ), 概略設定に戻る(=98), 形状確認(=99), 形状確定(=0)
【上記メニューによって，例題の機体形状データを利用して，自分の設計機体形状に修正します．
形状を修正したら，形状確認のため“99”とキーインするとExcelの
ファイル名“KMAP(機体図)8.xls”が表示されますので，そのExcelファイルを立ち上げて，データ
更新すると，修正した機体の３面図が表示されます．】
【機体形状データの修正が満足いく結果となった場合，形状確定として“0”とキーインすると
次のように表示されます．】
G縦静安定量の指定
************************************************
重心最後方の縦静安定量を下記から指定してください
(脚位置，重心許容範囲を計算します)
0 : 縦静安定 5%MAC, CAP(CAT C=0.16)考慮
1 : 縦静安定 5%MAC, CAP考慮しない
2 : 縦静安定 M %MAC, CAP(CAT C=0.16)考慮
3 : 縦静安定 M %MAC, CAP考慮しない
(Mを入力)
************************************************
(不明時は0入力)
---------------------------------------
【初学者への使い方説明】
・縦静安定とは，迎角が増加した際に自然と元の迎角に戻す性質です.
・その原理は，迎角が増加したときに発生する揚力の作用点(空力中心)よりも
重心が前方にあるとき機首下げのモーメントが生じることによります．
・縦静安定5％MACとは，平均翼弦の5％だけ重心が前にあることを表し,この
量をスタティックマージンといいます.
・一方，CAP(control anticipation parameter)は運動安定余裕(マニューバ
マージン)に比例した量で重心後方限界の1つです.CAPは胴体が長いと影響
が大きくなり重心後方限界が厳しくなりますが，まずは“0”を選択ください.
---------------------------------------
【ここでは，“0”とキーインします．その結果，機体形状データの準備が完了します．】
次にインプットデータの2つ目の自重比を設定する必要があります．自重とは，離陸重量から
乗員･乗客(ペイロード)と燃料重量を除いた機体の空虚重量です．自重比は，自重を離陸重量
で割った値で，これが製造可能な値であることが必要です．
そこで，既存機の離陸重量と自重比との関係を整理した次に示す図“自重比の統計値”の
ほぼ下限の値を0％とし，それを増減して設計データとして利用します．
＜自重比の統計値＞
【上記の機体形状データの準備が完了すると，次のように表示されています．
ここで，自重比の設定をおこないます．】
H自重比(自重/離陸重量)を統計値から設定
***<< 製造可能な自重比を，統計値から何%重くしますか? >>***
(軽くする場合は負)
-4: 統計値よりかなり減少････････(-10%)
-3: 統計値よりさらに減少････････( -7%)
-2: 統計値より減少･･････････････( -5%)
-1: 統計値より少し減少･･････････( -3%)
0: 統計値(現存機の最良状態)･･( 0%)
1: 統計値より少し増加･･････････( +3%)
2: 統計値より増加･･････････････( +5%)
3: 統計値よりさらに増加････････( +7%)
4: 統計値よりかなり増加････････(+10%)
9: 統計値の替わりに自重比(一定値)を入力
****************************************************
10: 現在の自重一定にて，航続距離探索
****************************************************
●この-4〜4, 9, 10 の値を入力して下さい.
(不明時は0入力)
---------------------------------------
【初学者への使い方説明】
・[離陸重量＝自重 ＋乗員･乗客･ペイロード ＋燃料重量]の関係から自重をいかに
軽くできるかが重要です．自重は統計データを用いて次のケースで推定します.
@自重比を統計値データから増減して探索(=-4〜4)
A自重を統計値データの替わりに自重比(一定値)を入力して探索(=9)
B既存機(自重一定)で，乗員･乗客･ペイロード，航続距離を変更した場合に
自動的に燃料量を探索(=10)
---------------------------------------
【ここでは，自重比を統計値のままとして“0”とキーインします．その結果，自重比の
データの準備が完了します．】
次にインプットデータの3つ目の飛行性能要求値を設定しましょう．次の示す5つの性能値です．
(ア) 乗員･乗客数
(イ) 航続距離
(ウ) 離陸滑走路長
(エ) 着陸滑走路長
(オ) 接地速度
【製造可能な自重比の設定(上記A)が完了すると，次のように表示されています．
ここで，飛行性能要求値を設定します．】
I飛行性能要求値の設定
****************<< 4.1 性能要求値の設定(M≦0.85) >>*****************
1 乗員・乗客数 (1名100kgfと仮定) Npassen = 0.40000E+03 (名)
2 ペイロード(除く乗客) Wpay = 0.84884E+01 (tf)
3 航続距離(巡航) Range = 0.97000E+04 (km)
4 巡航時の高度 Hp = 0.35000E+05 (ft)
5 巡航マッハ数 M = 0.84000E+00 (−)
(等価速度VKEAS= 0.26955E+03 (kt) 真速度Vtrue= 0.24909E+03 (m/s))
7 巡航時推力1kgfあたりの燃料消費率 bJ = 0.56000E+00 (kgf/hr)
8 離陸滑走路長 sTO = 0.20000E+04 (m)
9 着陸滑走路長 Ld = 0.20000E+04 (m)
10 接地速度 VTD = 0.13000E+03 (kt)
11 CLmaxTO計算用のフラップ角 δfmaxTO = 0.10000E+02 (deg)
12 CLmaxLD計算用のフラップ角 δfmaxLD = 0.50000E+02 (deg)
*****************************************************************
(ここで，性能要求の細部を指定してください.)
●何を修正しますか? (番号ｷｰｲﾝ), 修正なし(完了)=0
【ここに示された飛行性能要求値は番号をキーインすることで変更できる．ここでは，変更なし
として“0”とキーインします．その結果，飛行性能要求値の設定が完了します．】
次にインプットデータの4つ目の離陸重量の初期値を設定しましょう．これは，飛行性能要求値
を満足する離陸重量と主要諸元を探索する際の初期値として使用されるものです．
【上記の飛行性能要求値の設定が完了すると，次のように表示されています．
ここで，離陸重量の初期値を設定します．】
J離陸重量の初期値の設定
***********<< 4.2 空力推算用機体諸元データの設定 >>**************
(A.1) 離着陸検討用ﾃﾞｰﾀ
1 CLmax計算用高度 Hp = 0.15000E+01 (1000ft)
3 CLmax計算用速度 VKEAS = 0.16500E+03 (kt)
4 離陸重量 Wto = 0.24700E+03 (tf)
8 フラップ型式 (=9--> CLmax読込み) NFTYPE = 1 (−)
( NFTYPE=0--> なし, NFTYPE=1--> best 2-slot )
( NFTYPE=2--> 1-slot, NFTYPE=3--> plane )
*****************************************************************
(上記の離陸重量の1.5倍〜0.6倍を50等分して要求を満たす機体を探索します.)
●何を修正しますか? (番号ｷｰｲﾝ), 修正なし(完了)=0
(不明時は0入力)
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【初学者への使い方説明】
・ここでの離陸重量は，重量探索時の初期値です. 従って, 適当な値で構いま
せんが，なるべく最適値に近い値を入力しておくと探索が速く終了します.
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【ここでは，離陸重量の初期値はそのままとして“0”とキーインします．その結果，
飛行性能要求値を満足する離陸重量の最小値の探索が次の手順で開始されます．】
＜飛行性能要求値を満足する離陸重量の最小値の探索＞
＜アスペクト比と後退角の関係チェック＞
＜アスペクト比と翼面荷重の関係チェック＞
＜アスペクト比一定で解析する理由＞
【飛行性能要求値を満足する離陸重量の最小値の探索が終了すると，次のように
解析結果のメニューが表示されます．】
$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$$＜ 解析結果の表示 ＞$$$$$$$$(KMAP**)$$$$$$$
0 : 結果表示 終了
1 : 安定解析図(f特,根軌跡) (Excelを立ち上げてください)
(極・零点配置，根軌跡，周波数特性などの図が表示できます)
(極・零点の数値データは“9”(安定解析結果)で確認できます)
2 : ｼﾐｭﾚｰｼｮﾝ図(KMAP(時歴)) (Excelを立ち上げてください)
(40秒または200秒のタイムヒストリー図に表示できます)
3 : 機体３面図 (Excelを立ち上げてください)
4 : 飛行性能推算結果 (TES10.DAT)
5 : 空力係数推算結果 (TES5.DAT)
6 : ﾅｲｷｽﾄ線図 (Excelを立ち上げてください)
7 : ｼﾐｭﾚｰｼｮﾝ図(KMAP(Simu)) (Excelを立ち上げてください)
(Z191〜Z200に定義した値をタイムヒストリー図に表示できます)
9 : 安定解析結果 (TES13.DAT)
10 : その他のExcel図 (Excelを立ち上げてください)
11 : 運動アニメーションを実行(ただし，飛行機と水中ビークルのみ)
(ｱﾆﾒｰｼｮﾝ開始：[shift]+[S], 終了：[shift]+[E])
(ｱﾆﾒｰｼｮﾝ表示ﾓｰﾄﾞ変更：[shift]+[V])
(ｱﾆﾒｰｼｮﾝ機体拡大：[Q], 縮小：[A])
(ｱﾆﾒｰｼｮﾝ表示回転：[←],[↑],[→],[↓])
12 : 運動アニメーションの移動量を調節する
13 : シミュレーションデータの保存と加工
14 : 取り扱い説明書(pdf資料)
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●上記解析結果の表示 ⇒ 0〜 を選択 -->
【ここで，“4”とキーインすると，飛行性能推算結果が次のように得られます．】
表(a) 計算条件
アスペクト比 A= 0.8665E+01 (−)
乗員･乗客数 Npassen= 400 (名)
ペイロード Wpay= 0.8488E+01 (tf)
自重比の統計値増加量= 0.0000E+00 (%)
巡航燃費 bJ= 0.5600E+00 (kgf/hr)
巡航推力比 ETO= 0.2720E+00 (−)
巡航条件 0.35000E+05(ft), 0.8400E+00(M)
(VEAS= 0.2695E+03(kt),Vcr= 0.2491E+03(m/s))
表(b) 飛行性能と要求値
航続距離 R3= 0.97000E+04 (km) 要求値 R3= 0.97000E+04
人･km／燃料1ﾘｯﾄﾙ= 0.39326E+02 (人･km/L)
航続時間 E3= 0.10817E+02 (hr)
離陸滑走路長 sTO= 0.20000E+04 (m) 要求値 sTO= 0.20000E+04
〃 滑走距離 s0= 0.11594E+04 (m)
〃 CLmaxTO= 0.15392E+01 (−)
着陸滑走路長 Ld= 0.19029E+04 (m) 要求値 Ld= 0.20000E+04
〃 滑走距離 L0= 0.76115E+03 (m)
〃 CLmaxLD= 0.22888E+01 (−)
接地速度 VTD= 0.13000E+03 (kt) 要求値 VTD= 0.13000E+03
離陸推力 Tto= 0.88600E+02 (tf)
巡航に必要な推力 = 0.12012E+02 (tf)
有害抗力係数 CD0= 0.18745E-01 (−)
誘導抗力の係数 k= 0.41644E-01 (−)
巡航時迎角 α= 0.34670E+01 (deg)
揚力係数 CL= 0.56764E+00 (−)
抗力係数 CD= 0.32164E-01 (−)
揚抗比 CL/CD= 0.17648E+02 (−)
--<以下はブレゲー最適巡航条件(CL,V一定)>--
最適巡航迎角 α= 0.28972E+01 (deg)(参考)
最適揚力係数 CL= 0.47434E+00 (−) (参考)
最適抗力係数 CD= 0.28115E-01 (−) (参考)
最適揚抗比 CL/CD= 0.16871E+02 (−) (参考)
最適巡航速度 Vcr= 0.27249E+03 (m/s)(参考)
表(c) 機体諸元(設計結果)
離陸重量 Wto= 0.2230E+03 (tf)
着陸重量 WLD= 0.1500E+03 (tf)
主翼面積 S= 0.3110E+03 (m2)
スパン b= 0.5190E+02 (m)
平均空力翼弦 CBAR= 0.6775E+01 (m)
先細比(主翼) λ= 0.2300E+00 (−)
前縁後退角 ΛLE = 0.3500E+02 (deg)
上反角 Γ= 0.6000E+01 (deg)
胴体長さ LB= 0.5430E+02 (m)
翼面荷重 Wto/S= 0.7170E+03 (kgf/m2)
表(d) 重量の内訳
自重比 Wempty/Wto= 0.4375E+00 (−)
人+ ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞ比 Wfixed/Wto= 0.2174E+00 (−)
燃料重量比 Wfuel/Wto= 0.3451E+00 (−)
自重 Wempty= 0.9756E+02 (tf)
人+ ﾍﾟｲﾛｰﾄﾞ Wfixed= 0.4849E+02 (tf)
燃料重量 Wfuel= 0.7696E+02 (tf)
( 0.9866E+02 (ｷﾛﾘｯﾄﾙ))