Search

The study on the helicopter external noise was started since 1996 as a special research project at NAL. The CFD (Computational Fluid Dynamics) technique has been used to analyze the mechanism of the noise generated from a helicopter rotor, specifically for the impulsive noise. Euler code for high speed impulsive noise was used for the comparison with ONERA (Office National d'Etudes et de Recherches Aerospatiales) code. The CFD code for blade vortex interaction noise is validated by using experimental data that was conducted in DNW (German Dutch Wind Tunnels) wind tunnel by the Advanced Technology Institute of Commuter Helicopter (ATIC). The new computer code by moving overlapped grid method is now developing under the research cooperation between NAL and Kawasaki Heavy Industries in order to investigate flow characteristics around a helicopter., NALでは、特別研究プロジェクトとして、ヘリコプタ機外騒音に関する研究を1996年から開始した。CFD(数値流体力学)は、特に衝撃雑音用に、ヘリコプタロータからの騒音の生成メカニズムを解析するために使用されている。高速衝撃騒音用のEulerコードを、ONERA(Office National d'Etudes et de Recherches Aerospatiales)コードとの比較に使用した。ブレード-渦干渉騒音用のCFDコードを、コミュータヘリコプタ先進技術研究所(ATIC)によって行われたDNW(ドイツ-オランダ共用無響風洞)実験のデータと比較することによって評価した。ヘリコプタのまわりの流れ特性を調査するために、移動重合格子法による新しい計算機コードを、NALおよび川崎重工業の間の研究協力の下で開発している。

The effects of several tip shapes on the generation of tip vortex are investigated by using a Euler CFD (Computational Fluid Dynamics) code based on moving-overlapped-grid method. It is checked that this code has a capability of capturing tip vortices reasonably. Some calculations are performed to understand the effect of tapered tip shape on the tip vortex generated from a fixed wing. It is shown that the tapered tip shape with larger taper ratio causes larger core diameter and weaker vorticity magnitude and that the trajectory of the tip vortex is shifted upward by the tapered tip shapes. This method is also applied to investigate the effect of a tapered and an unhedral tip shape on the tip vortex generated from a helicopter blade in a forward flight condition. It is indicated that the vorticity magnitude is made weak by the tapered tip and vortex trajectory is shifted downward by the unhedral tip. The predictions of BVI (Blade Vortex Interaction) noise are conducted in this case by using an aeroacoustic code based on the FW-H (Ffowcs-Williams and Hawkings) formulation. The tapered tip reduces the BVI intensity at the advancing side hotspot on a carpet noise contour below the rotor disk. In the case of the unhedral tip, both of the BVI intensities at the advancing side and the retreating side hotspots are reduced and locations of the hotspots move downstream. It is concluded that the unhedral tip shape is effective for the reduction of BVI noise., 移動重合格子法を用いたオイラーCFD(数値流体力学)コードを使って、翼端渦の生成における数種の翼端形状の効果が研究された。このコードは、適切に翼端渦を捉えることができることを確認できた。テーパ型の翼端が固定翼から生成される翼端渦に与える効果を理解するためのある計算を行った。テーパ比が大きくなると、渦の強さは弱く、コア半径は大きくなり、翼端渦の軌道は、テーパ型翼端の形状により上方に移動する。我々の手法は、前進飛行時のヘリコプタブレードから生成される翼端渦への下反角のついた翼端の効果を調べるのに適用できる。下反角のついた翼端は、テーパ型翼端により渦度が弱くなり、渦の軌道を下方に移動することが示された。BVI(ブレード翼単渦干渉)騒音の予測に対してはFW-H(Ffowcs-Williams and Hawkings)方程式を基にした空力音響計算コードを用いて行った。テーパ型翼端は、ロータ円盤下方にカーペット等騒音線の前進方向側の音圧レベルの極大点でのBVI騒音を低減させた。下反角を付けた翼端の場合は前進方向、後退方向の両方にある音圧レベルの極大点からの騒音を低減させ、その位置は下方に移動した。下反角を付けた翼端形状はBVI騒音低減に対し効果的であることが判った。