ブレードと渦の相互作用
DLRによるヘリコプターブレード先端渦シミュレーション
先端渦巻きロールアップ

ブレード渦干渉（BVI ）は、ローターブレードが前のブレードから発生したシェッド先端渦のすぐ近くを通過する際に発生する、三次元的な非定常現象です。この空力相互作用は、ローター騒音に悪影響を与えるため、回転翼航空機研究分野において重要な研究テーマとなっています。特に低速降下飛行状態や操縦時には、高振幅の衝撃性騒音が発生します。

ブレード渦相互作用のクラス

文献では、ヘリコプターローターのBVIは、ブレード幅に対する衝突渦軸に応じて異なるクラスに分けられています。 [1] [2]一般的に、BVIは4つの異なるタイプに分類され、以下のように説明されます。

パラレルBVI

平行BVIは、渦と翼軸が名目上平行であるときに発生します。このBVI現象は、不安定な渦が下流に向かって移動することで、最大振幅のインパルス（高調波）騒音を発生させます。[3] [4]

垂直BVI

垂直BVIは、軸が垂直かつ平行な平面上にある場合に発生します。不安定性が低いため、垂直BVIのノイズ効果は平行BVIに比べて小さくなります。垂直BVIは、平行BVIによって発生するインパルス（高調波）ノイズに比べて、はるかに低い強度を特徴とする連続的な広帯域ノイズを生成します。[5] [6]

斜めBVI

斜めBVIは、軸が斜めの場合に渦とブレードの間に発生します。ヘリコプター研究分野では、斜めBVIは平行BVIと垂直BVIの中間的な作用を示す一般的な現象です。

直交BVI

直交BVIは、渦の軸が直交面上にある場合に発生します。ヘリコプターの応用においては、直交相互作用は通常、メインローターによって生成される翼端渦とテールローターのブレードとの間に発生します。

BVIs予測の平均

BVI現象は、騒音の主な発生源であるだけでなく、後退翼における渦バフェッティングや動的失速といった空力の非定常変動によって、翼構造の健全性にも悪影響を及ぼす可能性があります。そのため、BVIはヘリコプター研究分野における主要な関心事となっています。BVIの流れ特性をより深く理解し、騒音と振動を積極的に抑制するためには、BVIを正確に予測することが重要です。近年、BVIを捕捉するためのツールは、以下の3つの部分に分けられます。

風洞試験

未来のスマートローターブレード

航空力学の問題に関しては、風洞試験は研究に使用される基本的なツールです。1994年、ドイツのDLR、フランスのONERA、NASAラングレー、米国陸軍航空飛行力学局（AFDD）の研究者が国際コンソーシアムを結成し、DNW（ドイツ・オランダ風洞）の大型低速施設でHART I（高調波制御空力音響ローターテストI）プロジェクトと呼ばれる包括的な実験プログラムを実施しました。このテストでは、胴体とともに40％縮小された BO-105ローターモデルが使用され、 HHC（高調波制御）ピッチ制御入力の適用の有無で、騒音レベル、ブレード表面圧力、翼端渦、ブレード運動、構造モーメントを測定するためのさまざまな高度な測定技術が導入されています。[7] 2001年には、高調波ピッチ制御（HHC）入力の有無にかかわらず、ローターBVIノイズ、特にローター後流がローターノイズと振動に及ぼす影響に関する基本的な理解と解析モデル化機能を向上させるために、HART IIと呼ばれる更新プログラムが実施されました。[8]

分析方法

後流中の渦構造の正確なシミュレーションは、BVI研究において極めて重要です。現在、BVI現象を捉えるための解析手法は主に自由後流モデルに基づいています。このモデルは効率性が高いものの、経験的パラメータに大きく依存し、空気粘性の影響を考慮することができません。さらに、自由後流モデルで計算される空気力学は揚力線理論に基づいており、特に遷音速流の特性において、空気荷重の捕捉と流れ場の記述に欠点があります。[9]

計算流体力学手法

計算流体力学（CFD）法は、 1970年代に初めてヘリコプターの研究に適用されて以来、過去50年間で大きな発展を遂げてきました。 [10] ローターCFDの発展は3つの段階を経てきました。

フルポテンシャル方程式はポテンシャルフロー理論に基づいていますが、この方法で計算された結果は、後流の影響を無視しているため、通常、実際の値よりも大きくなります。現在、計算効率に優れた利点があるため、BVIの予測にも適用できます。[11]コンピュータ技術の発達に伴い、オイラー/ナビエ・ストークス方程式がローターの空力研究に使用され始めました。フルポテンシャル方程式と比較して、オイラー/ナビエ・ストークス方程式は、ローター流れ場の非線形流動現象を正確に捉えることができるだけでなく、計算領域でブレード先端渦の動きを捉えることもできます。現在、オイラー/ナビエ・ストークス方程式は、ヘリコプターのローターCFDの分野で支配的な方法になっています。ただし、ローター流れ場の複雑さにより、ブレードの動き、弾性変形、メッシュ密度、ローター後流の捕捉 など、解決すべき問題がまだ多く残っています。

ハイブリッド方式

現在、研究者らは上記の問題に対処するために、ある種のハイブリッド技術を開発している。 たとえば、高忠実度分離渦シミュレーション（DES）法は、ブレード付近の空気負荷を正確に予測するために実施された。[12] [13]適応キメラグリッド法は、ブレードによって放出される渦を正確に捕捉するために使用された。[14] CFD / CSD（計算構造ダイナミクス）は、ブレードの弾性変形によって引き起こされる流れ場の変化をより効果的に説明するために広く実行された。[15]一方、一部の学者は、高解像度の離散渦モデル（DVM）をCFD / CSD法に導入し始めている。CFD / CSD / DVM法は、BVIの計算精度を向上させるだけでなく、CFD法の数値上の欠点を効果的に排除し、さらに、計算ソースを大幅に削減することができる。[16] [17] [18]これは、BVI予測においてさらに発展する価値のある重要な方向である。

参照

参考文献

  1. ^ ドナルド、ロックウェル（1998年1月）「渦-物体相互作用」『流体力学年次レビュー』30巻、199～ 299頁。Bibcode :1998AnRFM..30..199R. doi :10.1146/annurev.fluid.30.1.199。
  2. ^ AT, Conlisk (2001年8月30日). 「現代のヘリコプターのローター空力特性」. Progress in Aerospace Sciences . 37 (5): 419– 476. Bibcode :2001PrAeS..37..419C. doi :10.1016/S0376-0421(01)00011-2.
  3. ^ Ruth.M, Martin; Wolf.R, Splettstoesser (1987). 「DNWにおける40%モデルローターのブレード-渦相互作用音響試験の音響結果」AHS空気力学・音響専門家会議.書誌コード:1987ahs..meet.....M.
  4. ^ Wolf.R, Splettstoesser; KJ, Schultz; Ruth.M, Martin (1987). 「ローターブレード-渦相互作用による衝撃音源の特定とローター後流予測との相関」第11回航空音響会議、航空音響会議. doi :10.2514/6.1987-2744.
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  • ローター解析 - ブレード要素運動量理論
  • ヘリコプターのローターヘッドのクローズアップ画像ギャラリー
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