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The BVI (Blade Vortex Interaction) is one of the serious helicopter noises. In order to obtain the basic data for establishing the BVI noise reduction technology, measurements of the pressure distribution on the wings and the vortices around the wing tips as well as the visualization of vortices by LLS (Laser Light Sheet) were carried out at the NAL Large Low-speed Wind Tunnel when the flap worked actively under the BVI condition. This paper presents the outline of the wind tunnel test and a part of the results., ヘリコプタ騒音のひとつであるBVI(Blade Vortex Interaction)騒音低減化技術確立のための基礎データ取得を目的とし、航技研大型低速風洞を用い翼端渦干渉下におけるフラップ動作時の翼面上圧力分布計測、翼端渦計測およびLLS(Laser Light Sheet)による可視化を行った。本報告では、風洞試験の概要とその結果の一部を紹介する。

航空宇宙技術研究所6.5m×5.5m低速風洞の精度維持管理および風洞特性検討を目的として、ONERA-M5標準模型を用いた低速風洞試験を実施した。試験の結果、全機6分力、主翼・胴体表面圧力分布およびタフトによる気流可視化により、主要な目的である風洞の較正データおよび標準模型の低速空力特性を取得した。また同風洞における風洞試験データの信頼性向上を目指し、風洞壁境界の空力干渉量を古典的修正法により求め、この値の妥当性の検証をパネル法による数値解析結果との比較により行った。その結果、標準模型程度の大きさであれば風洞壁境界修正法は古典的方法で概ね十分であることを確認した。またスティング模型支持装置の模型への空力干渉量は、風洞壁境界修正量と同程度であるということがパネル法により推測された。さらに、主翼表面上にラフネスを貼り付けその粒径を変化させながら抵抗を計測し乱流遷移点を推定する試みを行い、同風洞において強制遷移を行う際の標準的なラフネス高さを定めた。, JAXA Special Publication, 宇宙航空研究開発機構特別資料

For Automatic Landing Flight Experiment (ALFLEX) conducted jointly by NAL and NASDA using a scale model of HOPE (H-2 Orbiting Plane), the estimation of low-speed aerodynamic characteristics of the delta-wing tip-fin shaped model was aimed as one of the objects. In this report, based on the results of flight tests carried out in Australia 1996, aerodynamic characteristics including both dynamic and ground effects were estimated and compared with the previous results of wind tunnel tests. As a result, the differences were found among different kinds of wind tunnel test, in spite of having found a small difference, almost considered within the extent of variation, between the estimated characteristics from flight tests and the obtained results from tests of standard wind tunnel applied to the design of control system of experimental vehicle. The reason for these differences can be attributed to the difference of supporting method, rigidity, and shape of the model., 航空宇宙技術研究所と宇宙開発事業団が共同で実施したHOPE(H-2ロケット打上げ型有翼回収機)小型自動着陸実験(ALFLEX)ではデルタ翼チップフィン形態機の低速空力特性推定が目的の1つとして設定された。ここでは1996年にオーストラリアで実施された飛行試験から動的効果、地面効果も含めたALFLEX実験機の空力特性を推定し、事前に実施されたいくつかの風洞試験の結果と比較評価した。その結果、飛行試験による推定特性と、実験機の制御系設計に使用された基準風洞試験結果との差は概ねバリエーション内であったが、各種風洞試験の間にはかなりのばらつきが見られた。この差の原因としては模型支持方法、模型剛性、模型形状などの違いが考えられる。