Zero Racer 最終発表 平田吉秀，土井彰，柳瀬匡甫.

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1 Zero Racer 最終発表 平田吉秀，土井彰，柳瀬匡甫

2 背景 零戦をベースにした エアレース用の機体 レッドブル・エアレース リノ・エアレース エアレース フォーミュラワン スポーツ
アンリミテッド(無制限) エアレースの様子 複葉機 T-6 ジェット 主な出場機体は第2次大戦終戦前後の機体 かつて”Zero Fighter”の名で恐れられた伝説の名機 零戦をベースにした エアレース用の機体 ダゴ・レッド（マスタング） レア・ベア（ベアキャット） 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

3 エアレース(レースコース) 周回数 予選レースでは6週 決勝では8週 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

4 概要 設計要求 飛行機のコンセプト 1．零戦らしさを残し、かつデザインがかっこいい。 2．速い，レースに勝てる 3．可能な限りの軽量化
　1．零戦らしさを残し、かつデザインがかっこいい。 　2．速い，レースに勝てる 　3．可能な限りの軽量化 設計要求 航続距離 2500km 巡航マッハ数 0.7 巡航高度 15 m～ 乗員 1人 ペイロード 0 kg 最大離陸重量 8000lb ロサンゼルス―リノ間 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

5 三面図 Unit：ft 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

6 重量推算 合計：8000lb 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

7 重量分布 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

8 翼型選定 主翼面積・翼平面形の選定 使用ツール XFOIL 選定基準として 揚力が大きくない 抗力が小さい 軽量化のため薄く
主翼面積・・・・低翼面荷重かつ面積が大きすぎない 　　　　　　　　　　主翼面積は22.44m2(241.9ft2) 翼平面形・・・・零戦らしさを残すためテーパー翼 翼型選定 翼型はNACA66206を選定 使用ツール　XFOIL 選定基準として 揚力が大きくない 抗力が小さい 軽量化のため薄く 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

9 XFOIL計算結果(EXCELプロット)
翼型選定手順 いくつかの翼型をXFOILで計算→その中から条件に合うものを選ぶ→翼型の決定 今回は最終的に2つ候補が残った(NACA23012,NACA66206) 低迎角(0～10°)における揚力係数、抗力係数の大きな違いはないが機体軽量化のため 翼厚がうすいNACA66206を翼型として選定した。 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

10 翼面荷重推算 W/S=33.07(lb/ft2) コンセプト・・・・低翼面荷重 (軽量化・旋回半径小) 推算方式
値としては実際の零戦より少し大きい(メッサーシュミットに近い値) 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

11 他機種との翼面荷重比較 他機種は実際にエアレースに出場している機体にする。 (例 F8Fベアキャット、ホーカーシーフューリー、マスタング)
勝手に仮定すること ・ほかの機種の外観には改造が施されていないとする ・燃料の積載量は自分たちと同じ2000lbと考える ・他の機体の空虚重量を8000～9000lbと勝手に仮定する 他機種に比べて低翼面荷重 軽量化が可能 空気抵抗の低下が期待できる 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

12 飛行性能（1/2） 飛行条件 主翼の捩じり下げ：5° マッハ数：0.6 高度：5000ｆｔ 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

13 飛行性能（2/2） 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

14 エンジン R-3350 R-4360 メーカー：カーチス・ライト 形式：空冷星型9気筒2列18気筒 馬力： hp (4000hp+) 全長：1985mm 直径：1413mm 乾燥重量：2670lb メーカー：P&W 形式：過給式空冷4連星型28気筒 馬力：4300hp 全長：2451mm 直径：1397mm 乾燥重量：3870lb 最高のパワーウェイトレシオ 重量が厳しい．．． メンテナンスが．．． 実績がある！ 軽い！ 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

15 目標飛行速度：530mph，M=0.7（レシプロ機最高記録）
プロペラ（1/2） 軸馬力：4000hp 目標飛行速度：530mph，M=0.7（レシプロ機最高記録） 回転数：1000 rpm プロペラ直径：15ｆｔ（4.6m） 胴体から2/3以上プロペラが出ること 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

16 プロペラ（2/2） 可変ピッチにすることで効率を0.8に固定
講義資料より引用 M=0.5 M=0.7 可変ピッチにすることで効率を0.8に固定 DATCOMによって得られたCD値を用いて得られた抵抗とプロペラから得られる推力から，最高到達速度を推定→約500mph 4400hpまで上げることができれば530mph（M=0.7）を達成できそう．．． 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

17 機内空間(操縦席) おそらくこんな感じに なるでしょう 三菱名古屋航空宇宙システム製作所の資料室にある 零戦52型のコクピット前部
　　　　　　　　　　　なるでしょう 三菱名古屋航空宇宙システム製作所の資料室にある 零戦52型のコクピット前部 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

18 降着装置 （脚） Tail draggerタイプ 脚収納形態 緩衝装置 小型プロペラ機に最適 脚収容が比較的容易 機体内側へ収納
ストローク長：0.74 ft シリンダ外径：0.3 ft 約90 %の衝撃を吸収 最大離陸重量で静止状態のとき姿勢角は10~15度 機体重心位置は、重心最前方及び最後方のときに、主脚垂直線から16～25度の範囲内とする。 尾輪接地姿勢の状態で、重心から25度以上離す 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

19 降着装置 (タイヤ) タイヤサイズ 各脚に作用する荷重からタイヤを選定 初期推算結果と比べ妥当性を確認
前脚：2487 lb(一つ当たり) ※Max load 主脚：1703 lb ※Max static load 初期推算結果と比べ妥当性を確認 荷重計算より選定 Reference（初期推算） 前脚 (1つ当たり) タイヤ直径 2.93 ft (89 cm) 1.86 ft 幅 0.96 ft (29 cm) 0.49 ft 重量 40 lb (18.1 lb) N/A 主脚 1.17 ft (35 cm) 1.22 ft 0.24 ft (7 cm) 0.25 ft 8.0 lb (3.6 kg) 最大離陸重量で静止状態のとき姿勢角は10~15度 機体重心位置は、重心最前方及び最後方のときに、主脚垂直線から16～25度の範囲内とする。 尾輪接地姿勢の状態で、重心から25度以上離す 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

20 機体サブシステム 電気系統 補助/非常用動力系統，補助動力装置 油圧系統 空気圧系統 電子系統 Ni-Cdバッテリを使用
脚の引きこみ，フラップの稼働， エンジンスターターなどに使用 補助/非常用動力系統，補助動力装置 APU，EPUは搭載しない 油圧系統 ブレーキ系統に使用（マスタ・シリンダブレーキ系統） 空気圧系統 非常用ブレーキ，空調，油圧ポンプの駆動， リザーバの加圧　など 電子系統 通信系統，航法アシストなど 油圧式ブレーキ系統は主油圧系統の中の一系統を構成するものと，ブレーキ系統だけ独立しているものがある．小型機では独立してマスタ・シリンダブレーキ系統を持っているものが多い． 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

21 デザイン 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

22 まとめ 零戦の特徴である軽量化を目指したが，エンジンを変更したら，それに従い他の出場機体に似た重量，仕様になっていった．
エアレース用の機体と他の機体とで傾向がかなり異なるので，設計に苦労した． 他機種の詳細なデータが少ないため，比較するのが困難だった． 零戦らしさを残すために機体の形状について制約があった． 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

23 参考資料 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

24 降着装置 (タイヤ) Tail draggerタイプを採用 タイヤサイズ 緩衝装置 脚収納形態 小型プロペラ機に最適 脚収容が比較的容易
前脚は主脚の1/4~1/3のサイズ 主脚：Diameter=22.3in(56.7cm), Width=4.7in(14.8cm) 前脚：Diameter=11.5in(29.2cm), Width=1.7in(5.3cm) 重量主脚90%分担は不適？ 緩衝装置 脚収納形態 最大離陸重量で静止状態のとき姿勢角は10~15度 機体重心位置は、重心最前方及び最後方のときに、主脚垂直線から16～25度の範囲内とする。 尾輪接地姿勢の状態で、重心から25度以上離す 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

25 機体重量 Simple cruiseを仮定し，離陸重量を推算 エンジン重量が3800 lb → 余裕を持ってW0=7000 lbに設定
初期条件 WAR 1.6 Altitude 15 m 巡航速度 238m/s (M=0.7) ロイター 10 min 乗員 1人 (180 lb) 航続距離 2500km → 4100 km Wetted アスペクト　ratio 重量計算結果 燃料重量は全体の1/4程度か 機体空虚重量, We 4294 lb (1.9 ton) 燃料重量, Wf 1346 lb (0.6 ton) 離陸重量, W0 5640 lb (2.6 ton) エンジン重量が3800 lb →　余裕を持ってW0=7000 lbに設定 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

26 エアレース レッドブル・エアレース リノ・エアレース タイムトライアル方式 歴史が長い レース方式 アンリミテッドクラス
1周13.3kmのコースを5～8周 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

27 XFOIL圧力分布(迎角0°) 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

28 NACA23012とNACA66206の比較 2012/02/06 航空機設計論　最終発表

29 セプテンバー・ポップス（シーフューリー）
出場機体 セプテンバー・ポップス（シーフューリー） 2012/02/06 航空機設計論　最終発表