JAXA Repository / AIREX 未来へ続く、宙(そら)への英知
47948000.pdf6.27 MB
titleNumerical study on the lateral jet flow of helicopter rotor
Other TitleTip vortex of fixed blades
固定ブレードの翼端渦
ヘリコプタロータの翼端噴射に関する数値解析
Author(jpn)Yang, Choongmo; 青山 剛史; 齊藤 茂; Baek, Jehyun
Author(eng)Yang, Choongmo; Aoyama, Takashi; Saito, Shigeru; Baek, Jehyun
Author Affiliation(jpn)宇宙航空研究開発機構; 宇宙航空研究開発機構; 宇宙航空研究開発機構; Pohang Univ. of Science and Technology
Author Affiliation(eng)Japan Aerospace Exploration Agency; Japan Aerospace Exploration Agency; Japan Aerospace Exploration Agency; Pohang University of Science and Technology
Issue Date2004-08-31
PublisherJapan Aerospace Exploration Agency (JAXA)
宇宙航空研究開発機構
Publication date2004-08-31
Languageeng
AbstractBlade vortex interaction noise (BVI), which is generated by an impulsive change in the pressure distribution 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 a higher harmonic control method, active tabs, 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. The present report corresponds to the first part of this effort: determining the effect of blowing air from the blade tip on the tip vortex of a fixed single blade. The computed circumferential velocity profiles of the tip vortex are compared with experimental results with a single fixed wing to validate the numerical technique. The numerical results include the position of the vortex center along the vortical flow, the size and strength of the rolled tip vortex, and the circulation and maximum tangential velocity of the tip vortex under various jet conditions. Jet flow from the wing tip can diffuse the tip vortex such as producing larger core sizes and lower velocity gradients, which can be effective ways to reduce BVI noise from a rotary wing.
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、前者の固定ブレードの結果について述べるものである。ここで用いたコードの検証は、実験値との比較を通して行った。解析の具体的な目的は、翼端噴射速度、噴射方向、噴射口面積をパラメトリックに変化させたとき、それが翼端渦の挙動(翼端渦の大きさ、中心位置、循環、最大周速度など)に及ぼす影響を把握することである。結果として、翼端噴射は渦のコア半径を大きくして翼端渦の拡散を促すとともに、その位置を翼端面内から外側に移動させることが分かった。これは、翼端噴射を回転ブレードに適用したとき、BVI騒音を低減する可能性を示唆するものである。
DescriptionJAXA Research and Development Report
宇宙航空研究開発機構研究開発報告
Keywordshelicopter; Navier-Stokes equation; numerical analysis; jet flow; wing tip vortex; BVI; pressure distribution; CFD; ヘリコプタ; Navier-Stokes方程式; 数値解析; ジェット流; 翼端渦; BVI; 圧力分布; CFD
Document TypeTechnical Report
JAXA Category研究開発報告
ISSN1349-1113
SHI-NOAA0047948000
Report NoJAXA-RR-04-013E
URIhttps://repository.exst.jaxa.jp/dspace/handle/a-is/31740


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