ヘリコプターのローターの動的失速

動的失速領域

動的失速はヘリコプターの回転翼における危険な現象の 1 つで、回転翼ブレードに大きなねじり空気負荷と振動が生じる原因となる。[ 1 ] [ 2 ]固定翼航空機では比較的低速で失速が発生するのに対し、ヘリコプターの回転翼における動的失速は、高対気速度時やヘリコプターの高荷重係数での操縦中に発生する。このとき、時間依存のブレードのフラッピング、周期的ピッチ、および後流の流入により、ブレード要素の迎え角(AOA) が激しく変化する。たとえば、V NEに近い速度で前進飛行中、速度が を超えることはなく、前進ブレードと後退ブレードはほぼ動作限界に達するが、ブレード表面には流れが付着したままである。つまり、前進ブレードは高いマッハ数で動作するため、AOA の値は低くても衝撃による流れの分離が発生する可能性がありますが、後退ブレードははるかに低いマッハ数で動作しますが、AoA の値が高いため失速が発生します (前進ブレードの圧縮性と後退ブレードの失速も参照)。

パフォーマンスの限界

動的失速の影響により、ヘリコプターの性能は次のようにいくつかの点で制限されます。

  • 最大前進飛行速度と推力。
  • ブレードの構造負荷が高くなり、過度の振動やブレードの構造損傷が発生する場合があります。
  • 制御システムの負荷、操縦能力、および操縦性。
  • ヘリコプターのダイナミックなパフォーマンス。

フロートポロジ

視覚化は、ヘリコプターのローター上の動的失速の空気力学的原理をよりよく理解するための鮮明な方法であると考えられており、調査は通常、2D 翼上の非定常運動の解析から始まります (ブレード要素理論を参照)。

2次元翼の動的失速

NACA0012翼型における動的失速現象

風洞実験により、非定常運動における翼型の挙動は準定常運動における挙動と大きく異なることが分かっています。翼上部表面での剥離は、後者よりもAoA値が大きいほど発生しにくく、最大揚力係数をある程度まで増加させることができます。非定常条件下での流れの剥離開始の遅延に寄与する主な非定常現象として、以下の3つが特定されています。[ 3 ]

  • AoA が時間に対して増加している状態では、循環によって生じた流れの不安定性が翼の後縁で後流に放出され、同じ AoA での定常の場合と比較して揚力と逆圧力勾配が減少します。
  • 運動学的に誘発されるキャンバー効果により、正のピッチレートは、所定の揚力値に対して前縁圧力と圧力勾配をさらに減少させる。[ 4 ] [ 5 ] [ 6 ]
  • 外部圧力勾配に応じて、境界層内では、顕著な流れの分離がない場合でも流れの反転が発生するなど、追加の非定常効果も発生します。[ 7 ]

2次元翼型における動的失速の発達過程は、いくつかの段階に要約できる。[ 8 ] [ 9 ]

  • ステージ 1: AoA が静的失速角を超えますが、ピッチ レートの運動学によって生成される逆圧力勾配の減少により、流れの分離が遅れます。
  • ステージ2：翼の前縁領域から流れの剥離と渦擾乱が発生します。この渦は前縁渦（LEV）または動的失速渦（DSV）と呼ばれ、翼が上面上に留まっている間は追加の揚力を与え、また、翼弦を横切って下流に移動する際に、機首下げピッチングモーメント（モーメントブレーク、モーメントストール）を著しく増加させます。
  • ステージ 3: DSV が後流に入ると、揚力係数の急激な減少 (揚力のブレーク、揚力の失速) が発生します。
あらゆる状況における動的失速位置のローターマップ
  • ステージ 4: 翼の上面で流れが完全に分離し、機首下げピッチモーメントがピークに達するのが観察されます。
  • 第5段階：AoAが徐々に減少し、静的失速角よりもかなり小さくなると、完全な流れの再付着が達成されます。[ 10 ]この遅れの理由は、第一に、完全に分離された流れから再付着した流れへの再編成と、第二に、負のピッチレートによる前縁圧力勾配への逆運動学的な「誘導キャンバー」効果です。[ 3 ]

ローター環境における動的失速

理想的な2次元実験における非定常メカニズムは既に包括的に研究されているが、ローター上の動的失速は3次元的に顕著な特性の違いを示す。Bousmanによる綿密に収集された飛行データ[ 11 ]によると、 DSVの発生箇所は「密集」しており、揚力オーバーシュートと大きな機首下げピッチングモーメントが特徴的であり、3つのグループに分類できる。

種類

軽いダイナミックストール

  • 軽微な流れの分離。
  • 空気荷重の偏差が少なく、ヒステリシスが小さい。
  • 粘性領域の厚さは翼の厚さと同じ順序です。
  • 翼型形状、周波数、マッハ数に対する感度。

ディープダイナミックストール

  • 渦放出現象の支配。
  • 空気荷重の大きな偏差と大きなヒステリシス。
  • 粘性領域を翼弦長のオーダーまで拡張します。
  • 翼型形状に対する感度が低くなり、周波数とマッハ数が減少する。
  • 失速後の空気荷重の急激なオーバーシュート。

要因

平均AoAが動的失速に与える影響
振動角が動的失速に与える影響

平均AoA

AoAの平均値の増加は、より顕著な流れの剥離、揚力とピッチモーメントのオーバーシュートの増大、空気負荷ヒステリシスの増大を招き、最終的には深い動的失速につながる可能性がある。[ 12 ]

振動角

振動振幅も翼型の失速挙動にとって重要なパラメータです。振動角が大きいほど、深い動的失速が発生する傾向があります。[ 8 ]

頻度の減少

周波数低下による動的失速への影響

低減周波数の値が高いほど、高迎角での流れの剥離の開始が遅れ、運動学的誘起キャンバー効果の増加により、空気負荷のオーバーシュートとヒステリシスが低減されます。しかし、低減周波数がかなり低い場合、つまり渦放出現象が発生しにくい場合、ディープダイナミックストールも発生しにくくなります。[ 8 ]け{\displaystyle k}け<0.05{\displaystyle k<0.05}

翼型形状

翼型形状が動的失速に与える影響

翼型形状が動的失速に与える影響は非常に複雑です。図に示すように、キャンバー翼型では揚力失速が遅延し、最大機首下げピッチモーメントが大幅に減少します。一方、前縁が鋭角な翼型では失速の開始がより急激になります。[ 8 ]詳細はこちらをご覧ください。[ 13 ]

スイープ角度

スイープ角が動的失速に与える影響

前進飛行中のヘリコプターでは、ブレード要素への流れのスイープ角が大きくなることがあります。スイープ角は、ブレードの前縁に対する速度の半径方向成分として定義されます。

Λ＝アークタンジェント⁡あなたRあなたT＝アークタンジェント⁡μコス⁡ψr+罪⁡ψ{\displaystyle \Lambda =\arctan {\frac {U_{R}}{U_{T}}}=\arctan {\frac {\mu \cos {\psi }}{r+\sin {\psi }}}}

実験データに基づくと、30°のスイープ角は、低速での先端渦の対流により失速の開始をより高いAoAまで遅らせ、揚力、ピッチモーメント、ヒステリシスループのスケールの変動率を低減することができる。[ 14 ]

レイノルズ数

レイノルズ数が動的失速に与える影響

図からわかるように、レイノルズ数の影響は小さく、低減周波数k=0.004の低い値では失速オーバーシュートは最小限であり、ヒステリシスループの大部分は渦放出ではなく再付着の遅れに起因すると考えられる。[ 8 ]

立体感

Lorberら[ 15 ]は、最も外側の翼ステーションでは、翼端渦の存在により、定常および非定常の揚力とピッチングモーメントヒステリシスループの両方に、定常渦誘起揚力の要素によるより非線形の準定常挙動が与えられることを発見したが、振動が下方で失速する残りの翼ステーションでは、2次元の場合と特に違いはない。

時間変動速度

前進飛行中、ローターのブレード要素は時間とともに変化する入射速度に遭遇し、これにより非定常な空力特性が付加されます。実験によりいくつかの特徴が明らかにされており、[ 16 ] [ 17 ] [ 18 ]、例えば、AoAに対する速度変化の位相に応じて、LEVの放出開始とLEVの弦方向対流が異なることが示されています。[ 18 ]しかし、この問題をより深く理解するためには、数学モデルを用いて更なる研究が必要です。

モデリング

動的失速挙動を予測するための数学モデルには、主に半経験的モデルと数値流体力学法の 2 種類があります。後者の方法では、動的失速のプロセス中の複雑な流れ場を想定するため、完全なナビエ・ストークス方程式と適切なモデルが採用されており、いくつかの有望な結果が文献で発表されています。[ 19 ] [ 20 ] [ 21 ]ただし、この方法を正確に利用するには、適切な乱流モデルと遷移モデルを慎重に選択する必要があります。さらに、この方法は、研究目的やヘリコプターのローターの事前設計には計算コストが高すぎる場合もあります。一方、これまでに、古典的な非定常薄翼理論に基づき、経験的係数でパラメーター化された一連の線形方程式と非線形方程式を含む半経験的モデルが十分な精度を提供できることが示されています。したがって、経験的係数を修正するには多数の実験結果が必要であり、これらのモデルは、異なる翼型、マッハ数などの広範囲の条件に一般的に適応できないことが予見されます。

ここでは、動的失速のモデリングについての洞察を提供するために、2 つの典型的な半経験的手法を紹介します。

ボーイング-バートール ガンマ関数法

このモデルは当初Gross&Harris [ 22 ]とGormont [ 23 ]によって開発され、基本的な考え方は次のとおりです。

動的失速の開始は 、 αDS＝αSS+ΔαD{\displaystyle \alpha_{DS}=\alpha_{SS}+\Delta\alpha_{D}}

ここで、は動的失速の臨界AoA、は静的失速AoAであり、次のように与えられる。 αDS{\displaystyle \alpha_{DS}}αSS{\displaystyle \alpha_{SS}}ΔαD{\displaystyle \Delta \alpha _{D}}

ΔαD＝γα˙c/V∞{\displaystyle \Delta \alpha _{D}=\gamma {\sqrt {{\dot {\alpha }}c/V_{\infty }}}}、

ここで、はAoAの時間微分、は翼弦長、は自由流速度です。この関数は経験的であり、形状とマッハ数に依存し、揚力とピッチングモーメントによって異なります。 α˙{\displaystyle {\dot {\alpha }}}c{\displaystyle c}V∞{\displaystyle V_{\infty }}γ{\displaystyle \gamma }

空気荷重係数は、適切な低減された強制周波数でのテオドルセンの理論から導かれた等価迎え角と基準角度を使用して、静的データから次のように構築されます。 αeq{\displaystyle \alpha _{eq}}αr=α±γα˙c/V∞{\displaystyle \alpha _{r}=\alpha \pm \gamma {\sqrt {{\dot {\alpha }}c/V_{\infty }}}}

CL=αeqαrCL(αr){\displaystyle C_{L}={\frac {\alpha _{eq}}{\alpha _{r}}}C_{L}(\alpha _{r})}、、、ここで回転の中心点となります 。CD=CD(αr){\displaystyle C_{D}=C_{D}(\alpha _{r})}CM=(0.25−xCP)CL(αr){\displaystyle C_{M}=(0.25-x_{CP})C_{L}(\alpha _{r})}xCP{\displaystyle x_{CP}}

このモデルを用いたヘリコプターローターの包括的な解析が参考文献に掲載されている。[ 23 ]

リーシュマン・ベドーズ法

Leishman-Beddoes 動的失速モデルのフローチャート

このモデルは当初Beddoes [ 24 ]とLeishman&Beddoes [ 25 ]によって開発され、Leishman [ 26 ]とTyler&Leishman [ 27 ]によって改良されました。

このモデルは、動的失速の物理を記述するための3つの異なるサブシステムから構成されている。[ 3 ]

  • 圧縮性指標応答関数を使用した非定常（線形）空気荷重（圧縮性の影響を含む）の添付フロー モデル。
  • 非線形空気荷重の分離流れモデル（キルヒホッフ・ヘルムホルツ理論）
  • 前縁渦による空気荷重に対する動的失速モデル。

このモデルの大きな利点の一つは、経験的係数を比較的少なくし、各マッハ数における4つを除くすべての係数を静的翼型データから導出していることである。[ 3 ]

参照

参考文献

  1. ^ Tarzanin, FJ (1972-04-01). 「ブレード失速による制御荷重の予測」アメリカヘリコプター学会誌. 17 (2): 33– 46. doi : 10.4050/JAHS.17.33 .
  2. ^ McCroskey, WJ; Fisher, Richard K. (1972-01-01). 「ブレード失速状態における模型ローターの詳細な空力測定」アメリカヘリコプター協会誌. 17 (1): 20– 30. doi : 10.4050/JAHS.17.1.20 .
  3. ^ a b c dリーシュマン、J. ゴードン (2006). 『ヘリコプターの空気力学の原理（第2版）』ケンブリッジ：ケンブリッジ大学出版局. ISBN 978-0-521-85860-1。
  4. ^ Ericsson, Lars Eric (1967年9月). 「不安定な翼型失速に関するコメント」. Journal of Aircraft . 4 (5): 478– 480. doi : 10.2514/3.43872 .
  5. ^ Carta, Franklin O. (1971年10月). 「非定常圧力勾配の減少が動的失速遅延に及ぼす影響」. Journal of Aircraft . 8 (10): 839– 841. doi : 10.2514/3.59179 .
  6. ^ Ericsson, Lars E.; Reding, J. Peter (1972-01-01). 「ヘリコプターブレードの動的失速」.アメリカヘリコプター学会誌. 17 (1): 11– 19. doi : 10.4050/JAHS.17.11 .
  7. ^ McAlister, KW; Carr, LW (1979-09-01). 「動的失速の水トンネル可視化」. Journal of Fluids Engineering . 101 (3): 376– 380. doi : 10.1115/1.3448981 .
  8. ^ a b c d e Carr, Lawremce W.; Mcalister, Kenneth W.; Mccroskey, William J. (1977-01-01).振動翼実験に基づく動的失速の発達解析（報告書）. NASA . 2013年9月3日閲覧。
  9. ^ Khalifa, Nabil M.; Rezaei, Amir S.; Taha, Haithem E. (2021). 「動的失速の予測における異なる乱流モデルの性能比較」. AIAA Scitech 2021 Forum : 1651. doi : 10.2514/6.2021-1651 . ISBN 978-1-62410-609-5. S2CID  234321807 .
  10. ^ Green, RB; Galbraith, RA McD. (1995年8月). 「ディープストールからの完全付着翼面流れへの動的回復」. AIAAジャーナル. 33 (8): 1433– 1440. Bibcode : 1995AIAAJ..33.1433G . doi : 10.2514/3.12565 .
  11. ^ Bousman, William G. (1998-10-01). 「飛行試験データによる動的失速の定性的検討」アメリカヘリコプター学会誌. 43 (4): 279– 295. doi : 10.4050/JAHS.43.279 .
  12. ^ Mcalister, Kenneth W.; Carr, Lawremce W.; Mccroskey, William J. (1978-01-01). NACA 0012翼型における動的失速実験（報告書）. NASA . 2013年9月3日閲覧。
  13. ^ Wilby, PG (1984-08-28).翼型設計上の様々な特徴が動的失速開始に及ぼす影響に関する実験的調査(PDF) (報告書).
  14. ^ St.hilaire, AO; Carta, FO; Fink, MR; Jepson, WD (1979-05-01).振動するNACA 0012翼のスイープ角が空力負荷に与える影響. 第1巻：技術報告書（報告書）.
  15. ^ Lorber, Peter; Covino, Jr., Alfred; Carta, Franklin (1991-06-24). 「後退角3次元翼非圧縮流における動的失速実験」.第22回流体力学、プラズマ力学、レーザー会議. doi : 10.2514/6.1991-1795 .
  16. ^ Pierce, G. Alvin; Kunz, Donald L.; Malone, John B. (1978-04-01). 「自由流速度の変化が翼の動的失速特性に及ぼす影響」アメリカヘリコプター学会誌. 23 (2): 27– 33. doi : 10.4050/JAHS.23.27 .
  17. ^ Favier, D.; Agnes, A.; Barbi, C.; Maresca, C. (1988年9月). 「並進運動とピッチ運動の複合 - 翼型動的失速シミュレーションの新規化」. Journal of Aircraft . 25 (9): 805– 814. doi : 10.2514/3.45663 .
  18. ^ a b Maresca, Christian A.; Favier, Daniel J.; Rebont, Jean M. (1981-04-01). 「一様流中で様々な線形振動を起こす高入射角翼の非定常空気力学」アメリカヘリコプター学会誌. 26 (2): 40– 45. doi : 10.4050/JAHS.26.2.40 .
  19. ^ Srinivasan, GR; Ekaterinaris, JA; Mccroskey, WJ (1993-08-09).振動翼の動的失速 パート1：乱流モデルの評価（レポート）.
  20. ^ Spentzos, A.; Barakos, GN; Badcock, KJ; Richards, BE様々な平面形状における3次元動的失速のCFD研究(PDF)。第30回欧州回転翼航空機フォーラム。
  21. ^ Dumlupinar, Ercan; Murthy, V (2011-06-27). 「CFDによる翼型と翼の動的失速の調査」第29回AIAA応用空気力学会議. doi : 10.2514/6.2011-3511 . ISBN 978-1-62410-145-8。
  22. ^グロス、デビッド・W.；フランクリン、D.ハリス。振動翼型データによる飛行中の失速空気荷重の予測。アメリカヘリコプター協会第25回年次全国フォーラム議事録。
  23. ^ a b Gormont, Ronald E. (1973-05-01).ヘリコプターローターへの応用のための非定常空気力学と放射状流れの数学的モデル(PDF) (レポート). 2021年6月24日時点のオリジナルよりアーカイブ(PDF) 。
  24. ^ Beddoes, TS 「翼挙動の表現」（PDF） . 回転翼機の空力荷重の予測. 2021年6月24日時点のオリジナルよりアーカイブ（PDF） 。
  25. ^ Leishman, JG; Beddoes, TS (1989-07-01). 「動的失速の半経験的モデル」.アメリカヘリコプター学会誌. 34 (3): 3– 17. doi : 10.4050/JAHS.34.3.3 .
  26. ^ Leishman, JG (1989-07-01). 「スイープ効果による動的失速のモデリング」アメリカヘリコプター学会誌. 34 (3): 18– 29. doi : 10.4050/JAHS.34.3.18 .
  27. ^ Tyler, Joseph C.; Leishman, J. Gordon (1992-07-01). 「非定常翼挙動におけるピッチングとプランジ効果の解析」アメリカヘリコプター学会誌. 37 (3): 69– 82. doi : 10.4050/JAHS.37.69 .
「 https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Dynamic_stall_on_helicopter_rotors&oldid=1336038985」より取得