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When a plate-like object is rubbed by rubber, friction-induced vibration is generated. For reducing the friction-induced vibration, we experimentally investigate the characteristics of the vibration of a rectangular glass plate. The results show that the frequency of the friction-induced vibration is almost the same as the natural frequency of a glass plate. Then, we examine the effect of a dynamic absorber. The results demonstrate that the damping of a dynamic absorber is effective for reducing the friction-induced vibration.

Since a commutator of the DC-motor is divided into a number of segments to have the torque in the circumference direction, the currents in the coils of the rotor vary and have alternative waves during the rotor rotation even in a constant input voltage. The currents become sharp waves, so that they have high frequency component. This implies that the rotor shaft and the case of motor are excited electromagnetic forces with high frequency components. Since high frequency noises are loud when they are input to human ears, so that when high frequency vibrations are suppressed, noises become small. From the situation, this paper discusses a method of noise reduction of Dc Motor. In the method, the current waves are controlled to be sinusoidal waves. The method and the control algorithm are given. In order to validate the method, experimental tests are carried out. It is proven that our method is applicable to the motor noise control.

若手展開研究 : カテゴリB

高性能/低騒音ヘリコプタ・ブレード用翼型が新しい概念を用いて提案された。ブレードの翼端付近では8%翼厚、ブレードの翼根付近では10%翼厚を持つ新しい翼型が設計された。この研究においては、現存する翼型に対して、高C(sub lmax)(最大揚力係数)かつ高M(sub dd)(抵抗発散マッハ数)を持つ翼型が空気力学特性に対する設計思想として考えられた。航空宇宙技術研究所にある2次元風洞を用いてそれら新翼型の空気性能を検証するための風洞試験が行われた。, High performance/low noise airfoils of a helicopter rotor have been proposed based on a new concept. Those new airfoils were designed for the blade tip section (8 percent thickness ratio) and for the blade root section (10 percent thickness ratio). In this study, the aerodynamic performance was set to be higher than C(sub lmax) (maximum lift coefficient), M(sub dd) (resistance divergence Mach number) and L/D (lift drag ratio) of existing airfoils. To verify the aerodynamic performance of the new airfoils, wind tunnel tests were conducted in the two dimensional transonic wind tunnel at NAL., 資料番号: AA0001657000, レポート番号: NAL TM-730

「飛鳥」は航空宇宙技術研究所で研究開発されたSTOL(短滑走路離着陸)技術を実証するための実験機である。飛行試験は岐阜飛行場で1986年4月1日から1989年3月31日の間行われた。この報告書は飛行試験期間を通じて行ったSTOL着陸形態時の飛行、特にSTOL進入着陸時の操縦評価について報告するものである。, The quiet STOL (Short Take off and Landing) experimental aircraft 'ASKA' was developed by the National Aerospace Laboratory (NAL) and flight tests were conducted at Gifu airfield between April 1, 1986 and March 31, 1989. This report describes the flight evaluation of STOL approach and landing problems., 資料番号: AA0001147000, レポート番号: NAL TR-1341

21世紀の国内輸送のための旅客輸送機として、新しい概念のリフトファン･エンジンを装備する100席級のVTOL輸送機の概念を明らかにし、その技術的成立性の検討を行った。その結果、機体のほとんどの部分を複合材構造とすることにより、現在の輸送機やヘリコプターより静かな高亜音速VTOL輸送機が技術的に成立する可能性の高いことを確かめた。, A new concept of an advanced VTOL transport aircraft is studied and presented. The 100-passenger all composite aircraft, with separated core type lift fan engines and cruise fan engines, has a highly optimized configuration for high subsonic flight. It is estimated that the aircraft is much quieter than conventional transports or small helicopters and that the VTOL transport aircraft does not seem to present technical problems that could not otherwise be solved., 資料番号: AA0000556000, レポート番号: NAL TR-1292

航空宇宙技術研究所 7-9 Jun. 1995 東京 日本, National Aerospace Laboratory 7-9 Jun. 1995 Tokyo Japan, ヘリコプタロータの高速衝撃騒音への翼端平面、翼形、2面および単面の影響を調べた。拡張Kirchhoff方程式組込みCFD手法を用いてロータの騒音圧を推定した。本手法ではEuler方程式を解いてロータ翼周りの流れ場を求める。移動面への適用拡張Kirchhoff方程式を用いて、全音源を包含するKirchhoff表面上でEuler方程式を解くことにより、1観測点での騒音圧を推定する。第1段階での計算は定高度ホバリングの飛行条件で実行した。計算の結果、翼端平面の修正はロータ騒音のピーク音圧レベルを顕著に引き下げること、それは40度の後退角、ロータ半径90%でのテーパ比が0.333のロータ翼でピーク値の70%カットを示した。また、翼端厚みの修正もピーク音圧レベルを引き下げること、それはロータ外径10%での厚みを12%から6%へ直線方向に変えることで、45%のピーク値カットを示した。結論として、ロータ翼端の平面形状と厚みの最適な組合せは低騒音ロータの設計を可能にすることを示唆した。, The effect of blade tip platform, airfoil, dihedral and anhedral on High-Speed Impulsive (HSI) noise of a helicopter rotor are investigated. A combined method of CFD (Computational Fluid Dynamics) with an extended Kirchhoff's equation is used to estimate the acoustic pressure of the rotor noise. The method solves Euler equations to obtain the flow field around a rotor blade. The Kirchhoff's equation extended to a moving surface is then used to estimate the acoustic pressure at an observer position by using the Euler solutions on the Kirchhoff surface in which all the acoustic sources are enclosed. Calculations are performed under the condition of non-lifting hover as the first stage of the study. The calculated results show that the modification of blade tip platform remarkably reduces the absolute value of the negative peak pressure of the rotor noise. It is indicated that the blade with the sweepback angle of 40 degree and the taper ratio of 0.333 from 90 percent rotor radius leads to the reduction of the peak pressure by about 70 percent. The calculated results also show that the modification of blade tip thickness reduces the absolute value of the negative peak pressure of the rotor noise. It is indicated that the blade with the thickness varying linearly from 12 percent to 6 percent in the outer 10 percent radial region leads to the reduction of the peak pressure by about 45 percent. As a result, it is suggested that the optimal combination of platform and thickness makes it possible to design a quiet rotor., 資料番号: AA0000294007, レポート番号: NAL SP-30

航空宇宙技術研究所 7-9 Jun. 1995 東京 日本, National Aerospace Laboratory 7-9 Jun. 1995 Tokyo Japan, 超音速機用推進システムにはさまざな混合を伴う流れがある。例えば、離陸時の騒音レベルを下げるためのミキサエジェクタノズル内における排気ジェットと取入空気との混合、燃焼モード切り換え時における前部混合部でのラム側空気とターボ側空気の混合などである。本推進システムの研究開発においては、このような混合流の特性を予測することがシステム設計や性能改善にとって重要である。ここでは、前述のミキサエジェクタノズルおよび前部混合部の混合流について、数値計算と試験データの比較例を報告する。, There are lots of the mixing flows on the hypersupersonic transport propulsion system. For instance, the mixing between the exhaust jet and the entrained flow in the mixer-ejector nozzle to reduce the noise level at the take off and the mixing between the ram air and the turbo air in the front mixing component operating for the dual mode of the the hypersupersonic transport propulsion system. In the research and the development of this system it is very useful for predicting the mixing characteristics to design components and improve the performance of this system. In this paper the comparison between the analysis results and the test results of above two kinds flows are reported., 資料番号: AA0000294012, レポート番号: NAL SP-30

低騒音STOL実験機「飛鳥」の開発と飛行試験を中心課題とするSTOLプロジェクトは、1970年代から1980年代後半にかけてSTOL技術の確立を目的とし、国内の関係機関、メーカの協力のもとで、約350億円かけて実施された大型の研究開発プロジェクトである。航空宇宙技術研究所は研究者の約1/3からなる実施組織を作りプロジェクトを推進したが、従来の研究活動の枠を越えた多大な技術管理業務を必要とした。本報告はこのプロジェクト研究で「何がどのように達成されたか」、「どのように推進されたか」に答えるために、プロジェクトの全体像、推進体制、技術管理体制等に焦点をあててまとめたものである。, A large scale technological R&D project of the fanjet STOL aircraft has been promoted by the National Aerospace Laboratory (NAL) of the Science and Technology Agency (STA) with support and cooperation from related organizations, from the middle of the 1970s to the end of the 1980s with a budgetary expense of about 350 billion yen. This report was prepared based on the above mentioned consideration and describes 'what was realized in this project' and 'how individual work and tasks were carried out'. At about the same time of publication of this project summary, three more detailed summary reports, namely summaries of the development of STOL research aircraft, of the engine development and of the flight test are being published. These four documents might be consulted to understand all activities related to the project., 資料番号: AA0004152000, レポート番号: NAL TM-665

この報告書は航空宇宙技術研究所が開発設計したSTOL実験機「飛鳥」の研究開発計画の全容について概説する。飛鳥は1985年10月28日に初飛行を行った。1977-1985の8年間におよぶ開発経過報告には航空機機体、システムと多数の開発試験が含まれる。飛鳥は航空自衛隊の中型貨物輸送機シリーズであるC-1機の改良機で川崎重工が開発試作した。機体は新しく設計され、C-1機の双発エンジンはSTOL運用のパワードリフトを確保できる上面吹き出し(USB)方式を採用するため、4発のFJR710/600Sファンジェットエンジンに取り替えられた。, This report presents a general account of a program undertaken by the National Aerospace Laboratory to develop a STOL reserach aircraft, designated ASKA. The ASKA made its first flight on October 28, 1985. Descriptions of the development over the 8 years from 1977 to 1985 are included along with descriptions of the aircraft and its systems, and various development tests. The ASKA is a modified C-1 medium-sized troop and freight transport, manufactured by Kawasaki Heavy Industries for the Air Self-Defence Force. The airframe was made anew and the two engines of C-1 were replaced with four FJR710/600S fan-jet engines arranged as in upper surface blowing system to provide powered lift for STOL operations., 資料番号: AA0004238000, レポート番号: NAL TR-1223

本稿は、ファンジェットSTOL(短距離離着陸)実験機(飛鳥)用に開発されたHUD(ヘッドアップディスプレイ)およびIRU(慣性基準装置)を航空宇宙技術研究所(NAL)所有のビーチクラフト65型クインエア実験用航空機に搭載して、HUDの有効性、ならびにIRUを飛行制御、計測のセンサとして用いるための精度、特性を評価するために行った飛行評価試験についてまとめたものである。この評価試験を通じて確認されたことは以下の通りである。(1)HUDが着陸時の飛行援助装置として有効である。(2)HUDが飛行試験の遂行においても有効である。(3)IRUは実環境下において認定基準を満足する性能を有する。また、今後の新しい航空機へのHUD、IRUの適用面においては、以下の点で有用なデータを提供した。(4)HUDを搭載する航空機のための基本的な飛行試験技術を確立した。(5)IRUの実機搭載による性能評価法を確立した。(6)レーダガイダンスなどと組み合わせたHUDによる新しい計器着陸技術の可能性を明らかにした。, A Head-Up Display (HUD) and an Inertial Reference Unit (IRU) were developed by the National Aerospace Laboratory (NAL) for the NAL QSTOL (Quiet Short Take Off and Landing) experimental aircraft (Aska). Flight tests were conducted in the B-65 Queen Air, and the performance of the HUD which provides the pilot with landing aid information, and the accuracy and characteristics of the IRU to be used for flight control and measurements were evaluated. The results indicated that the HUD accuracy and characteristics of the HUD as an approach and landing aid system were good, and also that the IRU was useful as a sensor for flight control and measurements. Furthermore, methods of evaluating HUD characteristics and IRU accuracy in-flight are discussed., 資料番号: AA0004146000, レポート番号: NAL TM-658

航空宇宙技術研究所 10-12 Jun. 1992 東京 日本, National Aerospace Laboratory 10-12 Jun. 1992 Tokyo Japan, 本論文では境界要素法を用いた音響場特性予測のための数値解析法の開発を取り扱う。調和振動の場合の内部および外部音響場問題はヘルムホルツの方程式に支配され、与えられた境界条件と初期条件の下で解くことができる。未知である境界上の音圧は境界要素法を用いて境界条件から定められ、その後にこの境界値を用いて内点での音圧が求められる。この方法によると記憶容量を格段に節減でき、パソコンでも解析可能となる。これらの結果から、計算は、記憶容量が少ないながら小型のコンピュータで十分に行い得ることが示された。小型コンピュータは十分に普及しているので、境界要素法を用いた数値シミュレーションの有効なツールとなるであろう。, This paper is concerned with the development of a numerical method for the prediction of the characteristics of a sound field using boundary element analysis. An acoustics field in inner or exterior problems of harmonic vibration is governed by the Helmholtz equation. It can be solved by a boundary condition and an initial condition being given. Unknown values of acoustic pressure on the boundary are analyzed by the boundary element method using boundary conditions. After this procedure, the values of acoustic pressure at the inside point can be calculated from those of the boundary. This procedure allowed substantial saving of memory. Analysis with a personal computer became possible. According to these results, it was shown that the calculations can be carried out sufficiently with a small computer in spite of the small memory capacity. Small computers, which are very popular, will become an effective tool in numerical simulation with boundary element method., 資料番号: AA0004168028, レポート番号: NAL SP-19

商用航空機用エンジンでは，排気ノズルから発生する騒音，ジェット騒音の寄与が依然として大きい．JAXAでは，ジェット騒音を抑制する装置や方法についてエンジン試験や模型試験を実施してきた．模型試験は，騒音抑制装置の概念検討，現象把握，数値解析の検証，エンジン試験前の設計検討など，その役割は多岐に渡る．本報は， 無響室で行われてきたジェットの模型試験について，試験装置，試験方法を説明し，試験例を紹介する．, Jet mixing noise is still one of the dominant noise components in aircraft engine. In JAXA, experimental approaches including engine tests and scale-model tests have been conducted for jet noise suppression. The scale-model tests play broad roles of proposing new noise suppressors, clarifying the noise suppression mechanisms, validating the numerical analysis, and helping design the suppressors before engine tests. This paper describes the scale-model tests of jet noise, including the test facility, test procedures, and some examples of the noise tests., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA0062040000, レポート番号: JAXA-RM-13-003

4 Oct. 2000, 航空技術研究所における航空エンジン低騒音化に関する最近の研究活動を述べた。主研究テーマはダクトファン騒音のアクティブ騒音制御および音響学的に処理したエジェクタとタブミキサによる超音速ジェット騒音抑制である。試験により、これら騒音抑制技術の効果を研究している。実際の航空機エンジンにおけるこれら技術の可能性を実証するために、マイクロガスタービンエンジンを使用した実証テストを新たに開始した。, This paper describes the recent research activities on aircraft engine noise reduction in National Aerospace Laboratory. The main topics of studies are active noise control of ducted fan noise and supersonic jet noise suppression by tab-mixers and acoustically treated ejector. The effects of these noise reduction techniques have been investigated through the laboratory tests. In order to demonstrate the possibilities of these techniques to a real aircraft engine, a demonstration test using micro gas turbine engine has newly started., 資料番号: AA0028639013, レポート番号: NAL SP-50

当社は，平成18年から約4年間にわたり，厚生労働省，労働安全衛生総合研究所，日本鉄鋼連盟と共に，主として装置産業職場におけるリスク低減の管理的対策の一つとして，『IT安全』の検討～実証試験～普及活動に関わってきた。 その中で，IT機器・システムの機能と安全作業との関係について検討を加えながら，当社を含む多くの製造現場の安全作業実現に向けて取り組んできた。 本報告では，まず，『IT安全』を導入の立場で紹介し，当社を含む様々な現場業務に導入した下記４つのIT機器システムについて，特徴や当社での導入ポイントなどについて紹介すると共に，クレーン作業への総合的な活用例を紹介する。 ・教育訓練支援システム「e杖くんLite」 ・同時多極通信，一斉放送システム「EMS ip」 ・防爆型無線IP電話「e防爆IPフォン」と防爆無線LANアクセスポイント「e防爆Lite」 ・騒音抑制型イヤホン兼マイク「e耳くん」

多くの抄紙機が旧式のドライヤー部ドライブの問題により生産性の限界に到達しつつある。抄速を上げる為の弊害として，騒音，オイル飛散，マシン振動，ギアの損傷，フラッタリングなどのシート走行性における問題などが挙げられ，その解決にはドライブの見直しが必要とされる。本稿では，AS Drives & Services GmbH社（ドイツ，レケン）による効率の良いサイレントギアボックス，フレキソギア®，周辺設備として効率的に潤滑油の脱気を行う潤滑油ユニット，ルーブリフレックス®，潤滑油の流量を自動制御するインテリジェントフローメーター，フレキソフロー®の紹介を行う。フレキソギア®はオイル切れ，オイル飛散，マシン振動，ギアトラブルなどオープンギアや密閉ギアでの諸問題を解決し，既設マシンで1，000m／分に対応する増速も可能とする。特殊設計の密閉型スリップオンギアボックスの構造により，消音設計で騒音の抑制も行える。また，駆動側を塞いでいたギアが小さくなり，断紙の際，損紙の取り除きが容易になり，操業性の向上にも貢献する。又，オイル飛散がなくなり，製品オイル汚れや駆動周りのオイル汚れが無くなる。ルーブリフレックス®は省スペース，メンテナンス性に優れており，オイル流量を自動制御する機能を持つフレキソフロー®との併設により操業コストを抑制することが可能である。日本市場においても，これらASの製品群を導入することにより，中・小型マシンの操業性の向上に大きく貢献するものと考える。