主翼面積の決定(1)として次式から主翼面積を決定する。して製作することにする。主翼の平面形は以下の事項を考慮して決定する必要がある。誘導抵抗係数は次式で表される。したがって、循環分布はできるだけ楕円分布に近いことが望ましい。翼の途中で最大値を取ると、迎角が増えたときにそこから失速が始まるというものである。翼端失速が生じるとロール安定が損なわれてしまい、人力機では回復はほぼ不可能である。最大値がなるべく翼根に来るように設計する。翼端寄りに大きな荷重を持ってくると翼根での曲げモーメントが大きくなってしまう。この問題は、テーパをつけることで回避する。テーパをつけすぎると上記の翼端失速が起こりやすくなることにも注意しなければならない。設計を確実に実現するために重要な要素である。具体的には直線的なテーパ、捩り下げなし等が挙げられる。上述した(1)を実現するために、主翼接合部ごとのコード長を変化させながら、循環の楕円分布とのずれが最小となる平面形を求めるプログラムを作成した。プログラムリストは付録Bに掲載してある。)付録B6.6を参照)を用いた。目指す循環分布は(3)で定める。Γ*は揚力の拘束条件から以下の式を満たすように決定する。(4)各接合部ごとのコード長を翼面積一定の拘束条件の元で変化させながら楕円分布からのずれを表す評価関数Zが最小になる平面形を求める。以下のように定義する。接合部からテーパを開始することとする。テーパをつけすぎると翼端失速しやすくなるので、翼端のコード長は650mm以上に制約する。平面形は以下のように決定した。Clの分布は次のようになった。グラフからも分かるようにClの最大値は翼根にきており、翼端失速の危険性は少ないと考えられる。水平尾翼容積は次のように表される。機体のデータからVh=0.3と決定した。翼形は昨年同様NACA0009を用いることにする。採用の理由は、昨年までの経験があり製作が容易であること、構造部材が入るだけの十分な翼厚があることである。NACA0009の2次元翼データは付録Aに収録した。平面形スパン2.9(m)のテーパ翼とする。0であるので、迎角静安定を有する。垂直尾翼容積は次のように表される。主翼スパン垂直尾翼面積を大きく取り風見安定が強くなりすぎるとスパイラルモード不安定になってしまう。Vv=0.010であった。例年試験飛行ではラダーの効きが不足気味であることが多かった。CLmaxの大きい翼形を使うことである。CLmaxの大きい翼厚の厚い翼形を使うことにする。このため昨年までのNACA0009からNACA0012に変更する。NACA0012の2次元翼データは付録Aに収録した。平面形テイクオフ時に垂直尾翼がフラットホームに接触しないように、胴体より下側は短くした。SπとCDπの関係を示す。0.02134となる。誘導抵抗係数CDiは次式で与えられる。地面効果を考慮したアスペクト比で次のように表される。1.1を代入すると、次のようになる。必要パワ推力をT、抵抗をD、機速をv、必要パワをPとすると、(11)飛行高度と必要パワの関係を下図に示す。)の推算公式により、安定軸まわりの安定微係数を推算した。あるフライトシミュレータにここで求めた安定微係数を入力し、操縦性の確認を行った。慣性モーメント機体の重量分布を、図のように約1300個の質点を分布させて近似した。計算に用いた座標系は胴体パイプの先端を原点とし、前方向にx軸、右翼スパン方向にy軸、鉛直下向きにz軸をとった。慣性モーメントは次の通り推算された。運動の例プラットホームから設計速度の75%で出た場合の運動を計算すると以下のようになった。エレベーターとラダーは中立位置にしたままとした。2014年9月12日ホームページリニューアルしました。