青山 剛史

A three-dimensional unsteady Euler code for the analysis of active flap control (AFC), based upon an advanced computational fluid dynamics (CFD) code for full helicopter configurations, has been developed in this study. The effect of the AFC phase angle 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 for the case of a one-bladed rotor with a stiff blade. As a result, the characteristic trend of noise intensity as a function of flap phase angle obtained by three-dimensional CFD calculations can be explained using a classification of two-dimensional interaction between airfoil and vortex shed from a blade with AFC. The prediction of the effect of flap phase angle by this CFD method is remarkably improved by considering the biased flow of wind tunnel. A quantitative noise reduction of 5.62 dB is obtained at the flap phase angle of 60 degrees, where the noise signal propagates strongly almost downward for the one-bladed rotor case.

A three-dimensional unsteady Euler code for the analysis of active flap control (AFC), based upon an advanced computational fluid dynamics (CFD) code for full helicopter configurations, has been developed in this study. The effect of the AFC phase angle 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 for the case of a one-bladed rotor with a stiff blade. As a result, the characteristic trend of noise intensity as a function of flap phase angle obtained by three-dimensional CFD calculations can be explained using a classification of two-dimensional interaction between airfoil and vortex shed from a blade with AFC. The prediction of the effect of flap phase angle by this CFD method is remarkably improved by considering the biased flow of wind tunnel. A quantitative noise reduction of 5.62 dB is obtained at the flap phase angle of 60 degrees, where the noise signal propagates strongly almost downward for the one-bladed rotor case.

JAXAとONERAの共同研究である" 実在ロータに関するCFDとBVI騒音予測方法の比較研究" のタスク1として、2次元のブレード・渦干渉(BVI)の非粘性数値シミュレーションが実施された。JAXAとONERAが保有するそれぞれのEulerコードがパラレルBVIの主な特徴を正確に捕捉する能力について評価を行った。両機関のシミュレーションの結果は互いに比較を行い、NASAの実験とも比較され、主な点についてはほぼ一致していることが分かった。それぞれが使用した数値スキームと計算手順の違いにより、結果においてはいくつかの差異があることも分かった。

JAXAとONERAの共同研究である" 実在ロータに関するCFDとBVI騒音予測方法の比較研究" のタスク1として、2次元のブレード・渦干渉(BVI)の非粘性数値シミュレーションが実施された。JAXAとONERAが保有するそれぞれのEulerコードがパラレルBVIの主な特徴を正確に捕捉する能力について評価を行った。両機関のシミュレーションの結果は互いに比較を行い、NASAの実験とも比較され、主な点についてはほぼ一致していることが分かった。それぞれが使用した数値スキームと計算手順の違いにより、結果においてはいくつかの差異があることも分かった。

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、噴射口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。

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、噴射口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。

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。BV I 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B V I 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C F D 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 Wi lliams 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。

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(HSI Noise:High-Speed Impulsive Noise)と呼ばれる音が放出される。筆者らが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。

A fundamental analysis of a simple interaction between a rotor and a vortex externally generated from a vortex generator is numerically performed to clearly understand the phenomenon of main-rotor/tail-rotor (MR/TR) interaction noise of helicopters. A combined method of a 3D unsteady Euler CFD code and an acoustic code based on the FW-H formulation is used. As a result, the effect of intersection angle and interaction position on the noise intensity was understood. The directivity of MR/TR interaction noise was also understood. © 2004, National Committee for IUTAM. All rights reserved.

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。BV I 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B V I 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C F D 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 Wi lliams 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。

A fundamental analysis of a simple interaction between a rotor and a vortex externally generated from a vortex generator is numerically performed to clearly understand the phenomenon of main-rotor/tail-rotor (MR/TR) interaction noise of helicopters. A combined method of a 3D unsteady Euler CFD code and an acoustic code based on the FW-H formulation is used. As a result, the effect of intersection angle and interaction position on the noise intensity was understood. The directivity of MR/TR interaction noise was also understood. © 2004, National Committee for IUTAM. All rights reserved.

Comprehensive numerical and experimental investigations of tip vortical characteristics were conducted for lateral tip jet flow over a fixed wing as a step to reduce blade vortex interaction noise. The tip vortex of a NACA0012 blade was measured and visualized for the fundamental study of tip vortical flow, and the results were compared with numerical data as a validation of numerical solvers. Three-dimensional compressible Euler/Navier-Stokes codes were used to calculate the effect of jet flow from the tip of an OLS (modified BHT 540) fixed blade at various freestream velocities and jet conditions. The results show that the jet flowing from the wing tip can diffuse the tip vortex enlarging the core size of tip vortex and weakening its strength. When applied to the blade vortex interaction phenomena, this enlarged and weak vortex can produce a lower pressure gradient on the blade surface, which means that the jet flow can effectively reduce blade vortex interaction noise.

Comprehensive numerical and experimental investigations of tip vortical characteristics were conducted for lateral tip jet flow over a fixed wing as a step to reduce blade vortex interaction noise. The tip vortex of a NACA0012 blade was measured and visualized for the fundamental study of tip vortical flow, and the results were compared with numerical data as a validation of numerical solvers. Three-dimensional compressible Euler/Navier-Stokes codes were used to calculate the effect of jet flow from the tip of an OLS (modified BHT 540) fixed blade at various freestream velocities and jet conditions. The results show that the jet flowing from the wing tip can diffuse the tip vortex enlarging the core size of tip vortex and weakening its strength. When applied to the blade vortex interaction phenomena, this enlarged and weak vortex can produce a lower pressure gradient on the blade surface, which means that the jet flow can effectively reduce blade vortex interaction noise.

A low-noise helicopter blade, AT1, was designed with the concept of reducing noise without the drop of rotor performance. In the concept, High-Speed Impulsive (HSI) noise is reduced by applying a thin airfoil in the tip region and a dog-tooth like extension in the leading-edge of the tip region. Blade-Vortex Interaction (BVI) noise is reduced by applying the extension and a strong taper near the tip end. The stall angle of the blade is increased by the effect of the vortex generated from the leading-edge extension. As a result, the drop of rotor performance caused by the thin airfoil and the reduction of rotor rotational speed is recovered. The low-noise characteristics and the performance of AT1 were evaluated by a model rotor test conducted at Deutsch Niederländischer Windkanal (DNW). It is shown that AT1 reduces HSI noise and BVI noise and has good performance in forward flight conditions. However, the improvement of performance in high-lift conditions still remains as a future problem.

The progress of a prediction method of helicopter blade-vortex interaction (BVI) noise developed under the cooperative research between National Aerospace Laboratory (NAL) and Advanced Technology Institute of Commuter-helicopter, Ltd. (ATIC) is summarized. This method consists of an unsteady Euler code using a moving overlapped grid method and an aeroacoustic code based on the Ffowcs Williams and Hawking (FW-H) formulation. The present large-scale calculations are performed on a vector parallel super computer, Numerical Wind Tunnel (NWT), in NAL. square Therefore, a new algorithm of search and interpolation suitable for vector parallel computations is developed for the efficient exchange of flow solution between grids. The calculated aerodynamic and aeroacoustic: results are in good agreement with the experimental data obtained by ATIC model rotor test at German Dutch Windtunnel (DNW). The distinct spikes in the waveform of BVI noise are successfully predicted by the present method.

The progress of a prediction method of helicopter blade-vortex interaction (BVI) noise developed under the cooperative research between National Aerospace Laboratory (NAL) and Advanced Technology Institute of Commuter-helicopter, Ltd. (ATIC) is summarized. This method consists of an unsteady Euler code using a moving overlapped grid method and an aeroacoustic code based on the Ffowcs Williams and Hawking (FW-H) formulation. The present large-scale calculations are performed on a vector parallel super computer, Numerical Wind Tunnel (NWT), in NAL. square Therefore, a new algorithm of search and interpolation suitable for vector parallel computations is developed for the efficient exchange of flow solution between grids. The calculated aerodynamic and aeroacoustic: results are in good agreement with the experimental data obtained by ATIC model rotor test at German Dutch Windtunnel (DNW). The distinct spikes in the waveform of BVI noise are successfully predicted by the present method.

A low-sonic-boom design method is developed by combining a three-dimensional Euler computational fluid dynamics code with a least squares optimization technique. In this design method, the fuselage geometry of an aircraft is modified to minimize the pressure discrepancies between a target low-boom pressure signature and a calculated signature. The aircraft configurations that generate three types of low boom pressure signatures, i.e., flattop type, ramp type, and hybrid type, are successfully designed by this method. It is shown that the sonic boom intensity of the aircraft designed by linear theory is reduced and the flattop type ground pressure signature is obtained by this method. The results of the study suggest that this method is a useful tool for low boom design.

A low-sonic-boom design method is developed by combining a three-dimensional Euler computational fluid dynamics code with a least squares optimization technique. In this design method, the fuselage geometry of an aircraft is modified to minimize the pressure discrepancies between a target low-boom pressure signature and a calculated signature. The aircraft configurations that generate three types of low boom pressure signatures, i.e., flattop type, ramp type, and hybrid type, are successfully designed by this method. It is shown that the sonic boom intensity of the aircraft designed by linear theory is reduced and the flattop type ground pressure signature is obtained by this method. The results of the study suggest that this method is a useful tool for low boom design.