並列タイトル等Effect of blade tip planform on shock wave of advancing helicopter blade
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
一般注記ヘリコプタが高速前進飛行する際、前進側ブレード上に衝撃波が生じ、抵抗の増大や振動、騒音の原因となる。そこで、本研究においては、ヘリコプタのブレード翼端形状が、前進側ブレードに生ずる衝撃波の挙動にいかなる影響を及ぼすかを解析した。用いた計算方法は、回転座標系で記述された3次元オイラー方程式を陰的差分法で解く方法で、前進飛行時の非定常解を得るために、ニュートン法で時間精度を上げている。まず、ブレード平面形の影響を理解するために、後退角やテーパといった簡単な形状変更についてパラメトリック・スタディを行い、その結果これらの形状変更が及ぼす影響を定量的に理解することができた。そして、ここで得られた知見より、前進側ブレード上に生ずる衝撃波の発生と発達を抑える平面形をデザインするに当たっての指針が得られた。この指針をもとに、簡単かつ少ない形状変更量にもかかわらず、衝撃波の発生と発達を効果的に抑える新たな翼端形状が考察されたのでこれを報告する。また、先進的な翼端形状の例としてBERPとONERAのPF2を取り上げ、これらの平面形がどの程度効果的に衝撃波の発生と発達を抑えているかを解析した。ただし、ここではブレード平面形の影響だけを考慮するために、全ての計算を全スパン位置でNACA0012の翼断面形を有するブレードについて行った。
Shock waves are generated on the advancing side of the blade tip of a helicopter rotor in the high-speed forward flight condition. They cause an increase in drag, vibration, and noise. In this study, the effect of blade tip planform on behavior of shock wave on the advancing rotor blade was investigated in detail using a calculation method which solves three-dimensional Euler equations by an implicit finite-difference method. The Newton iterative method was added to obtain the unsteady solution in forward flight. The calculations were performed for blades having the NACA0012 airfoil section along the entire blade span to investigate the planform effect alone. The parametric study clarified the effect of the sweep and the taper on shock wave behavior. In addition, a guideline of the blade planform design for the advancing blade was suggested, and a newly-devised tip planform which prevents shock wave generation was proposed. The effectiveness of the BERP and ONERA PF 2 planform which are examples of advanced tip planforms were also presented.
資料番号: AA0000012000
レポート番号: NAL TR-1275
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連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ