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航空宇宙技術研究所 16-18 Jun. 1999 東京 日本, National Aerospace Laboratory 16-18 Jun. 1999 Tokyo Japan, 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。, 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., 資料番号: AA0001961013, レポート番号: NAL SP-44

ブレード／渦干渉(Blade-Vortex Interaction: BVI)騒音は、先行するメイン・ロータのブレードが吐き出した翼端渦が後続ブレードの翼端付近を通過する時に起こる弱い干渉、あるいは先行ブレードの翼端渦を後続ブレードが切る時に起こる強い干渉によって、ブレードの空力荷重が急激に変動することから発生する。この騒音は、特に前進方向の下方に指向性を持ち、主にヘリコプタが着陸する際に発生するため、付近の住民に与える影響が大きく、都市部におけるヘリポート設置の妨げとなっている。BVI騒音の低減法としては、翼型や翼端形状を工夫する受動的なものから、高調波制御、アクティブ・フラップ、翼端噴射などの能動的なものまで、様々な方法が提案されている。航空宇宙技術研究所(NAL)と韓国の浦項工科大学校(POSTECH)は、能動的なBVI騒音低減法の中で、特に翼端噴射に着目して、その低減効果をCFDで解析することを目的に、共同研究を行った。この翼端噴射とは、ヘリコプタ・ブレードの翼端から半径方向外向きにジェットを噴き出すことで、翼端渦の位置や構造を変化(渦の循環を弱めたりコア半径を大きくする)させ、BVI騒音を低減しようとする技術である。本研究では、まず、単一格子を用いて固定ブレードの翼端噴射が翼端渦の挙動に及ぼす影響をEuler/Navier-Stokesコードで解析した。続いて、移動重合格子法を用いた3次元非定常EulerコードとFfowcs Williams and Hawkings(FW-H)の式に基づく空力音響コードを組み合わせた計算法によって、回転場での翼端噴射の騒音低減効果を解析した。本報告は、後者の回転場での解析結果について述べるものである。ここで用いた方法が、実験値との比較を通して、BVI騒音の特徴であるピーキーな音圧波形をよく予測することが示されたので、翼端噴射のBVI騒音低減効果を解析する方法として適切であることが確認された。移動重合格子法の計算に用いた格子は3種類(ブレード格子、内側背景格子、外側背景格子)である。ブレード格子は、ブレード1本の周りを覆い、ブレードと共に回転運動を行う物体適合格子であり、背景格子はブレードから放出された翼端渦を捉えるための直交格子である。ここでも、固定ブレードの計算で検討した翼端噴射速度、噴射方向、噴射ロ面積をパラメトリックに変化させて翼端渦の挙動に及ぼす影響を解析した。結果として、翼端噴射では、噴射方向が騒音に及ぼす影響は小さく、噴射量と噴射速度を大きくすることが騒音低減に有効であり、最大2.55dBの低減効果が確認できた。, Blade vortex interaction (BVI) noise, which is generated by impulsive change in the pressure over the interacting blade preceding the pressure jump, propagates sound to far field observers. In general, these interactions occur in forward-descent flight conditions, especially during a landing approach. The acoustic signal from BVI is generally in the frequency range to which the human subjective response is most sensitive. In order to reduce BVI noise, many researchers have been studying not only passive remedies such as rotor tip design and leading edge modification, but also active devices such as the higher harmonic control method, active tab, active flap, and tip-jet blowing. The National Aerospace Laboratory (NAL) in Japan and Pohang University of Science and Technology (POSTECH) in Korea have conducted a collaborative research program on the effects of lateral wing-tip blowing to reduce BVI noise from helicopter rotors. The lateral wing-tip method is one of the active control methods to control the generation and behavior of tip vortical flow by blowing a jet flow at the tip of the main rotor. In the first stage of the research, three-dimensional compressible Euler/Navier-Stokes equations are solved to calculate the effect of blowing air from the blade tip on the tip vortex of a fixed single blade. In the next stage, predictions of BVI noise will be made by combining an unsteady Euler code with an aeroacoustic code based on the Ffowcs-Williams and Hawkings formulation. In the present report, predictions of BVI noise are performed for a two-blade rotor. A moving overlapped grid system with three types of grids including blade, inner and outer background grids is used to simulate the BVI of a helicopter with two blades in forward/descending flight. The body-fitted blade grid moves with the blade motion, and the background grids in this Cartesian system are placed around the rotor disk in order to include the trace of the tip vortex. The effects of lateral blowing in the tip region to reduce BVI noise are examined using various jet blowing conditions including jet speed, jet slit area and injection direction, which are also used in the fixed rotor calculations. Calculations show that the reductions in BVI noise peak and the sound pressure level are more dependent on the jet velocity and flow rate than on jet directions, and the maximum decrease in BVI noise is 2.55 dB., 資料番号: AA0048449000, レポート番号: JAXA-RR-04-014E