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Berlin: Klaus Schwarz Verlag, 2015.

The High-Speed Impulsive (HSI) noise generated by helicopter rotors in hover or forward flight is computed using two Euler/Kirchhoff codes which are separately developed by NAL and ONERA (Office National d'Etudes et de Recherches Aerospatiales). The main purpose of this common work is to validate the aeroacoustic computations on nonlifting delocalized test cases. The pressure distributions on the blade surface computed by the Euler codes are compared before the analysis of the aeroacoustic results provided by both Kirchhoff codes. In hover, the computations are conducted using three types of grids: coarse, medium, and fine. The aerodynamic and the aeroacoustic results obtained by each partner are in good agreement. In forward flight, the aerodynamic computations are performed using Euler grid generated by NAL. The results on the blade surface are in good agreement each other, with a satisfactory correlation with experiment. However, some discrepancies appear on the aeroacoustic results obtained using Euler grids generated by each partner. The discrepancies may be explained by the different Kirchhoff formulations (rotating surface for NAL and fixed surface for ONERA)., NALとONERA(Office National d'Etudes et de Recherches Aerospatiales)によって別々に開発されている2つのオイラー/キルヒホフ・コードを用いて、ホバリング時あるいは、前進飛行時にヘリコプタロータにより発生される高速衝撃(HSI)騒音を計算した。この共同研究の主要な目的は、非浮揚非局在試験例における航空音響計算を確認するということである。まず、オイラーコードによって計算されたブレード翼面上の圧力分布を比較し、両方のキルヒホフコードによって提供された航空音響計算結果の解析を行う。ホバリング時においては、3つの(粗い、中間の、細かい)型の格子を用いて計算を行った。両機関によって得られた航空力学計算の結果、および航空音響計算結果は、よい一致をした。前進飛行時においては、NALによって生成された格子を用いて航空力学計算を行った。ブレード翼面上における計算結果は、両機関の間で良く一致し、実験結果とも良い相関が得られた。しかしながら、両機関によって生成された、オイラー格子を用いて得られた航空音響計算結果において、いくつかの不一致が見られた。不一致は、異なるキルヒホフ面の取扱いの違いによって説明されるかもしれない(NALのキルヒホフ面がブレードとともに回転するのに対して、ONERAのキルヒホフ面は、空間に固定されている)。

The mechanism of noise generation from the main rotor of a helicopter was investigated by using the CFD (Computational Fluid Dynamics) technique. High-Speed Impulsive (HSI) noise is generated in the advancing side of a rotor, in which the shock wave appears near the blade tip region. The abrupt change of surface pressure of the blade surface region generates impulsive noise pressure change. By using the CFD technique with Euler equations, these phenomena are well captured. To estimate the noise level, the Kirchhoffs equation is used. The calculated results by this method are compared with those by ONERA, and this method is comparable with ONERA. Blade-Vortex Interaction (BVI) noise is generated as a result of the interaction between a blade and the tip vortex that is generated by the blade itself or a preceding blade. To analyze these phenomena, the vortex theory is used in order to estimate the tip vortex trajectory. CAMRAD 2 is used to calculate the trajectory of the blade tip vortex and find the positions of interaction between blade and tip vortex. However, the accuracy of the calculation is still not satisfactory., ヘリコプタのロータからの騒音生成メカニズムについて、計算流体力学(CFD)の手法を用いて研究した。高速衝撃(HSI)騒音は、ロータの進む方向で生成され、ブレードの先端付近で衝撃波が生じる。ブレード表面の表面圧力が急激に変化することにより、衝撃騒音圧力に変化が生じる。オイラー方程式にCFDの手法を用いてこれらの現象をとらえることができる。騒音レベルを調べるために、キルヒホッフ方程式を用いた。この方法によって計算された結果は、ONERAの結果と整合性がみられた。ブレード渦相互作用(BVI)騒音は、ブレードとそのブレードあるいは前のブレードによって生成される先端の渦との相互作用の結果発生する。この現象を解析するために、渦理論を用い、先端の渦の軌跡を調べた。ブレード先端渦の軌跡を計算し、ブレードと先端渦の相互作用の位置を見つけるため、CAMRAD2を用いた。しかし、この計算精度はまだ満足できるものではない。

This paper presents rotor aerodynamic analysis including influence of a fuselage using an unsteady Euler code. A moving overlapped grid method is applied in the code and four types of grid, inner and outer background grids, blade grid, and fuselage grid are used to accurately simulate the rotor-fuselage interaction. As a result, the effect of the fuselage on rotor aerodynamics is captured in hover and low-speed forward flight conditions by comparing the blade surface pressure with and without the fuselage., JAXA Special Publication, 宇宙航空研究開発機構特別資料

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。

As a method to reduce Blade-Vortex Interaction (BVI) noise of helicopter rotor, the effects of lateral wing-tip blowing were analyzed for the generation and behavior of tip vortical flow. Three-dimensional compressible Euler/Navier-Stokes solver was used to calculate the effect of blowing air from blade tip on the tip vortex of fixed single blade at the various flow and jet conditions. The numerical results include the position of the vortex center along the vortical flow, the size and strength of the rolled tip vortex, and circulation and maximum tangential velocity of the tip vortex. Jet blowing from the wing-tip can diffuse the tip vortex in the way to make larger core sizes and less velocity gradients, which can be effective way to reduce BVI noise of rotary wing. The predictions of BVI noise were performed using a combined method of an unsteady Euler code with an aeroacounstic code based on Ffowcs-Williams and Hawkings formulation. A moving overlapped grid system with three types of grids (blade grid, inner and outer background grid) was used to simulate BVI of helicopter with two OLS-airfoil blades in forward/descending flight condition. The calculated waveform of BVI noise clearly shows the distinct peaks caused by the interaction between blade and tip vortex and the effect of lateral blowing at tip to reduce BVI noise., Special Publication of National Aerospace Laboratory, 航空宇宙技術研究所特別資料

High-Speed Impulsive (HSI) noise generated by helicopter rotors in hover or in forward flight is computed using two Euler/Kirchhoff codes, separately developed by NAL and ONERA as part of the cooperative research project between the two institutes. The project is entitled 'Rotorcraft Euler Flow Simulation' and its main purpose is to validate the Euler/Kirchhoff codes in non-lifting delocalized test cases. The pressure distributions on the blade surface computed by the Euler codes are compared before the analysis of aeroacoustic results provided by both Kirchhoff codes. In hover the computations are conducted using three types of grids: coarse, medium, and fine. The aerodynamic computations were compared and they are in reasonable agreement each other. The acoustic results obtained by each partner agree well with an experiment conducted by Boxwell et al. In forward flight, the aerodynamic codes provide similar results on the blade surface, with a satisfactory correlation with the experiment. However, some discrepancies appear in the acoustic results., 航空宇宙技術研究所(NAL)とフランス航空宇宙研究所(ONERA)との共同研究の一環として、双方で独自に開発されたオイラー/キルヒホッフ法のコードを用いて、ホバリングおよび前進飛行時にヘリコプタから発生する高速衝撃騒音を計算し、結果を比較した。この共同研究は「オイラーコードによる回転翼機の流れ場シミュレーション」と題されており、その主な目的は、無揚力で非局所化現象の起こるケースにおいて両者のオイラー/キルヒホッフ法コードを検証することにある。比較は、オイラーコードによる空力計算の結果(ブレード翼面上の圧力分布)とキルヒホッフコードによる音響計算の結果(騒音の音圧波形)で行った。ホパリングのケースでは、3種類の格子(粗い密度の格子、中程度の密度の格子、細かい密度の格子)で計算を行い、空力計算、音響計算ともに両者の結果は良く一致した。さらに、音圧波形は双方ともBoxwellらの実験結果とも良く一致した。また、前進飛行のケースでは、ブレード翼面上の圧力分布は実験結果を十分満足に予測するとともに、お互いまずまずの一致を見せたものの、音圧波形ではいくつかの相違点が見出された。, Technical Report of National Aerospace Laboratory, 航空宇宙技術研究所報告

Helicopters are used in various fields such as EMS (Emergency Medical Service), fire fighting, disaster relief, news report, and so on because of the capabilities of hovering and VTOL. However, noise, cost, and VFR (Vision Flight Rules) problems prevent helicopters from being widely used as a means of inter-city transportation in densely populated area. Prediction of the flow field of helicopter rotors in forward night is regarded as one of the most challenging problems in current computational fluid dynamics. Addition of the fuselage underneath the rotor further amplifies the complexity, requiring the solution of unsteady three-dimensional flows involving multiple bodies in relative motion. The periodic airloads, which is principally due to the rotating main rotor blades, impact the undesirable noise and vibration on the fuselage in the way of a mutual aerodynamic interference. Therefore, elaborate aerodynamic analyses of the rotor-fuselage interaction are needed to understand the physics and as an aid to the designers. In the preset study, three dimensional parallel Euler flow solvers have been developed for the simulation of unsteady rotor-fuselage interaction aerodynamics on both structured and unstructured grids using the ROBIN (ROtor Body INteraction) configuration. Validations with experimental data are conducted by simulating the flows around the ROBIN fuselage. The merit/demerit of each grid system is discussed., JAXA Special Publication, 宇宙航空研究開発機構特別資料

An unsteady Euler code for rotor blade aerodynamics is developed. A moving overlapped grid method is employed to treat rotating blades. This code has an ability to analyze rotor blade aerodynamic characteristics without modeling wake and tip vortex. Two grid systems are employed to solve the Euler equations. One of the grid systems wraps the rotor blade using Boundary Fitted Coordinates (BFC). The other is the Cartesian background grid covering the whole calculation region including the entire rotor. The calculation is carried out on Numerical Wind Tunnel (NWT) in National Aerospace Laboratory (NAL) to perform large scale and accurate computations. This method is applied for the calculations of hovering and forward flight conditions. The capability of capturing tip vortex is shown by some visualized iso-surfaces of the vorticity magnitude in both cases. In the hover case, the reasonable agreements are obtained between computed and measured pressure distributions on the blade surface and tip-vortex trajectories., ロータブレードの空気力学のために非定常オイラーコードを開発した。移動複合格子法を用いて、ロータブレードを取り扱った。本コードは伴流および翼端渦のモデル化しないで、ロータブレードの空力特性を解析することができる。2つの格子システムを用いて、オイラー方程式を解いた。1つの格子システムはBFC(境界適合調整法)を用いてロータブレードを覆う。もう1つの格子システムでは全ロータにわたる計算領域全体を覆う背景計算格子である。計算はNAL(航空宇宙技術研究所)のNWT(数値風洞)で行い、大規模かつ正確な計算をした。本手法をホバリングおよび前進飛行条件の計算に適用した。両方の場合について、翼端渦を捉えることができることを可視化した等渦度面により示した。ホバーの場合、翼面圧力分布および翼端渦軌跡の計算と計測はかなり良く一致した。

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。

In this paper, a comparison was made presents between the results of calculated acoustic characteristics of the model rotor designed in ATIC (Advanced Technology Institute of Commuter Helicopter) and the characteristics with the measured data obtained at the DNW (German Dutch Wind) tunnel. The calculations are conducted using a prediction system of rotor noise jointly developed by ATIC and NAL. As a result of the comparison, the prediction method reasonably predicts the aerodynamic and acoustic characteristics of the model rotor. For the improvement of the accuracy of BVI (Blade Vortex Interaction) noise prediction, further investigation about the wake geometry will be needed. In the ATIC research program, the second model rotor test will be conducted at DNW in the beginning of 2000. The future work is to improve the present system by comparing the calculated results with the second DNW test data., 本論文では、ATIC(コミュータヘリコプタ先進技術研究所)で設計されたモデル・ロータの騒音特性の計算結果およびDNW(ドイツ・オランダ風洞)で得られた測定結果との特性比較について報告する。ATICとNAL(航空宇宙技術研究所)とで共同開発されたロータ騒音予測手法を用いて、計算が行われた。比較の結果、著者らの騒音予測手法は、モデル・ロータの空力特性と騒音特性を適切に予測できる。BVI(ブレード翼端渦干渉)騒音予測の精度改善のために、後流の形状の更なる研究が必要である。ATIC研究計画では、2000年初頭にDNWにおいて第2のモデル・ロータ風洞実験が行われる。今後の研究は、第2回DNW実験の結果を計算結果と比較し、現在の手法を改善していくことである。

A three-dimensional unsteady Euler code for the analysis of Active Flap Control (AFC) has been developed in this study based on an advanced CFD (Computational Fluid Dynamics) code for the full configuration of helicopters. The effect of phase angle and geometric position of AFC on Blade-Vortex Interaction (BVI) noise is analyzed by combining the new CFD code with an acoustic code based on the Ffowcs Williams and Hawkings (FW-H) equation. As a result, a simple model is proposed to understand the effect of flap phase angle on BVI noise and 3D calculations by the present method confirm that the model properly works. The prediction of the effect of flap phase angle by the present method is remarkably improved by applying the understandings derived from the simple model. A quantitative noise reduction of 5.62 dB is obtained at the flap phase angle of 60 deg and noise signal strongly propagates almost downward in the present condition. The prediction of flap position effect shows that more effective BVI noise reduction can be achieved by the flap at the outer position with well-adjusted phase. When the flap is located near the blade tip, the merger between outer flap vortex and tip vortex can change the tip vortex strength and the blade surface pressure in the BVI condition. As the flap location moves inward, the sudden change of BVI noise reduction mechanism happens, which needs more discussion for the understandings., ヘリコプタ全機周りの流れ場を解析する3次元非定常オイラー・コードをベースに、ブレード／渦干渉(Blade-Vortex Interaction: BVI)騒音低減用のアクティブ・フラップ制御(Active Flap Control: AFC)を解析するコードを開発し、Ffowcs Williams and Hawkings(FW-H)の式に基づく音響解析コードと組み合わせることで、AFCの重要な2つのパラメータであるフラップの位相角と取り付け位置が騒音に及ぼす影響を解析した。ここで、位相角の影響を容易に把握するための簡易的なモデルを提案し、そこから得られる知見を適用することで、実験値の予測を格段に改善できることを示した。また、ここで用いた特定の条件では、位相角60度のとき5.62dBの騒音低減効果が得られた。フラップ位置の影響については、より翼端に近い位置に配置されたフラップを適正な位相角で作動させることが騒音低減に有効であることを示した。また、フラップを翼端に近い位置に配置した場合、フラップの外端から発生するフラップ渦がブレードの翼端渦と融合する現象が捉えられた上、それが翼端渦の強度に影響を及ぼしてBVIの起こる瞬間にブレード上圧力変動を増加させることを確認した。さらに、フラップ位置を内側から外側に移動させると、ある位置を境に騒音低減のメカニズムが劇的に変わることが分かったが、そのメカニズム解明については今後の課題である。, JAXA Research and Development Report, 宇宙航空研究開発機構研究開発報告

The effect of blade-tip shape on high-speed impulsive (HSI) noise of helicopter rotors is numerically investigated using a Euler CFD code. Near-field acoustic pressure at 1.1 rotor radii is used for the evaluation of noise intensity, because it is found that the near-field acoustic pressure is in good correlation with the far-field HSI noise calculated by a method combining the CFD code with an acoustic code based on an extended Kirchhoff's formulation. Calculations are performed to analyze the effects of blade thickness and planform on the intensity of HSI noise under a non-lifting hover condition. As a result, the following three factors: 1) strength of shock wave on blade surface, 2) location of shock wave, and 3) area of supersonic region in the vicinity of blade tip, are found to be dominant for the intensity of HSI noise. Newly devised tip shapes that effectively reduce HSI noise are also proposed, based on this result., ヘリコプタが高速前進飛行する際、前進側のブレード上に発生する衝撃波に起因して、高速衝撃騒音(HIS Noise: High-Speed Impulsive Noise)と呼ばれる音が放出される。以前から行ってきた研究の結果から、ブレード翼端の設計パラメータの内、特に平面形と翼厚を工夫することが、ブレード上の衝撃波を低減するのに有効であることが示されたので、本報告では、これらの設計パラメータがホバリング時の高速衝撃騒音に及ぼす影響をCFDによって解析した。結果として、高速衝撃騒音の強さを決める要因が、1)ブレード上の衝撃波の強さ、2)衝撃波のスパン方向分布、3)ブレード最先端付近での超音速領域の広さ、の3つであることを見出した。また、その知見を生かして騒音低減効果の大きな新型形状を考案した。, JAXA Research and Development Report, 宇宙航空研究開発機構研究開発報告

This paper shows the results of the elementary wind tunnel test of blade active control using a 1-bladed model rotor at the 2.5 m x 2.5 m multi-purpose wind tunnel in Kawada Industry. In this test, the effects of higher harmonic control (HHC) and active flap control (AFC) on rotor blade-vortex interaction (BVI) noise were investigated. The frequency of the control was 20 Hz (2/rev), and the amplitudes of HHC and AFC were +/- 2.0 deg and +/- 15.0 deg, respectively. The phase of control was changed at intervals of 45 deg. Two types of BVI were tested. The one is the parallel vortex interaction using the vortex generator upstream of a non-lifting rotor. The other is self-generated vortex interaction of a lifting rotor. As a result, the effects of BVI noise reduction were observed in the some cases., Special Publication of National Aerospace Laboratory, 航空宇宙技術研究所特別資料

Static and dynamic stall of airfoil and wing is numerically investigated. Spalart-Allmaras turbulence model shows best agreement among several models for static high angle behavior of two-dimensional wing. Pseudo direct simulation and RANS (Reynolds Averaged Navier Stokes) simulation with Spalart-Allmaras turbulence model are applied to the problem. Both are not sufficient, however, RANS shows better agreement with experiments., 翼の静的および動的失速を、数値計算を用いて研究した。Spalart-Allmarasの乱流モデルが他のモデルに比べ、高迎角での2次元翼の静的挙動に関して最もよい一致を示した。疑似直接解法とSpalart-Allmarasの乱流モデルを採用したRANS(レイノルズ平均ナビエ・ストークス)解析をこの問題に適用した。いずれの場合も結果は十分ではないが、RANS法は実験とよりよい一致を示した。

This paper is related to a two-dimensional numerical study about aerodynamic properties of airfoils in low Reynolds number flows. Four types of airfoils including a corrugated wing were selected for the computation and their aerodynamic features against both stationary and dynamic flow cases were examined. Even in a steady flow, there can generally be small unsteady fluctuations in aerodynamic coefficients, and it was identified that the corrugated wing alone exhibits a remarkable stability against such fluctuations. In the dynamic cases, the airfoils were given either heaving motion alone or heaving in combination with feathering motion. Results from the heaving case show that the corrugated wing yields the smallest fluctuations in drag and moment coefficients, indicating its being most stable among four. Results from heaving in combination with feathering case do not underline any apparent superiority of the corrugated wing to others but its characteristic behaviour was highlighted., Original contains color illustrations, Meeting Information: 42nd Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2010 (June 24-25, 2010. Yonago Convention Center BiG SHiP), Yonago, Tottori Japan, 形態: カラー図版あり, 会議情報: 第42回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2010 (2010年6月24日-25日. 米子コンベンションセンター BiG SHiP)

This paper presents the results of numerical validation of experimental data about the aerodynamic interaction between a helicopter rotor and a fuselage model based on a newly established experimental database called JMRTS (JAXA Multi-purpose Rotor Test System) database. The CFD code used in the computation is called "rFlow3D ", which stands for rotor Flow 3D. rFlow3D has been developed by JAXA based on the three dimensional compressible Euler equations. The cell-centered Finite-Volume Method and the moving overlapping grids method are used in the computaion, where numerical flux is calculated by the mSLAU (modified SLAU) scheme, time accuracy is given by four-stages Runge-Kutta integration, and the implicit unsteady solver is constructed with a dual-time stepping method. Hover and forward flight cases are numerically simulated. In hover cases, the rotor performance was obtained in a good agreement with experimental data. In forward flight cases, the amplitude and the phase of fluctuations in pressure on the surface of blades and fuselage were also obtained in a good agreement with experimental data. These results indicate that the experimental data and numerical results mutually corroborate their authenticity., Original contains color illustrations, Meeting Information: 42nd Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2010 (June 24-25, 2010. Yonago Convention Center BiG SHiP), Yonago, Tottori Japan, 形態: カラー図版あり, 会議情報: 第42回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2010 (2010年6月24日-25日. 米子コンベンションセンター BiG SHiP)

JAXAが川田工業株式会社との共同研究で独自のヘリコプタ騒音低減用アクティブ技術として開発した「アクティブ・タブ」についての実験的研究内容をまとめる．共同研究は，概念検討，2次元静・動特性風洞試験，アクティブ・タブを装備したブレードを用いたロータ風洞試験及びCFDについて実施した．この内，アクティブ・タブを装備したブレードを用いたロータ風洞試験の結果を紹介する．ロータ風洞試験では，約3dBの騒音制御能力が実証され，アクティブ・タブがヘリコプタの着陸・進入時に発生するBVI騒音低減に有望であるとの見込みを得ることができたとともに，ブレード表面圧力がBVI検知とアクティブ・タブの騒音低減効果を表現するための有望な指標となることを確認した．, Original contains color illustrations, Wind Tunnel Technology Association Meeting, 形態: カラー図版あり, 会議情報: 第80回風洞研究会議(2008年5月15日-5月16日）

A CFD code "rFlow2D" for sectional rotor blade aerodynamic analysis based on the overlapping grid method was developed. Conditions at each section of a rotor blade differ due to the rotation and a wide speed range spanning from low to transonic. The SLAU scheme, which was originally proposed as an all speed numerical scheme was modified for moving overlapping grid method. This new scheme is called "mSLAU". Also, the FCMT (Fourth-order- Compact MUSCL TVD) method is used to realize high spatial resolutions. The Dual-time stepping method is used for efficient implicit unsteady flow calculations. This paper reports on the two-dimensional results obtained from the validation of this new code in low speed and low Reynolds number flowfields. Aerodynamic analysis is conducted for a cylinder, the NACA0012 airfoil and the E193 airfoil. In the flow field around the cylinder, calculation accuracy at low speed was confirmed to be satisfactory and the obtained results showed good agreement with experimental data where the size of the wake flow bubble and Karman vortex shedding are compared, and drag coefficient was obtained, showing qualitatively good agreement with experimental data. The calculated lift coefficients of the two wing sections showed good agreement with the experimental data., ヘリコプタのロータ・ブレード断面における空力解析を行うことを目的とした重合格子法に基づく圧縮性CFD コード"rFlow2D"が開発された。ロータ・ブレードは回転しているため、ブレード断面ごとに条件が異なり、速度域も低速から遷音速域と幅広い。著者らは全速度型スキームとして提案されたSLAUスキームを移動重合格子法に拡張した。拡張したスキームをmSLAU と呼ぶ。このコードでは、空間分解精度を上げるため4 次精度のFCMT(Fouth-order- Compact MUSCL TVD)法を用いて値の再構築、Dual-time stepping 法を用いて非定常陰解法を構築している。本報告では、コードの精度検証として2 次元における低速および低レイノルズ数流れ場における検証計算の結果について報告する。対象とした流れ場は、円柱およびNACA0012 翼型、また応用例としてE193 翼型の空力解析を行った。円柱周りの流れ場では、低速の計算精度は十分な精度であることを確認した。また、後流渦サイズおよびカルマン渦放出周期は実験値と良い一致が得られ、抵抗係数も定性的に良い一致が得られた。翼型においても揚力係数は実験値と良い一致が得られた。, Original contains color illustrations, 形態: カラー図版あり

This paper describes the influence of fidelity of CFD geometry model on the accuracy of prediction compared with the JAXA Multipurpose Rotor Test System (JMRTS) experimental database. It is found that the blade grip has strong influence to the pressure distribution around the hub area, while the mast model increases the predicted accuracy on the fuselage surface downstream. It is also found that the existence of the fuselage model shows noticeable effect on the BVI strength. Although the complete complicated rotating details of the rotor hub are difficult to be included in the CFD geometry models, above simplified geometry models can deliver quite satisfactory prediction accuracy compared with experiments., 会議情報: 第44回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2012 (2012年7月5日-6日. 富山国際会議場大手町フォーラム), 富山市, 富山県, 形態: カラー図版あり, Meeting Information: 44th Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2012 (July 5-6, 2012. Toyama International Conference Center), Toyama Japan, Physical characteristics: Original contains color illustrations