(57)【要約】【課題】動的失速による影響を翼型の特性に反映させて翼型の性能を評価することができるようにしたヘリコプタ翼型のシミュレーション方法を提供する。【解決手段】ブレードの回転速度に一致する一様流中で、ブレードをピッチング運動させながら、同時に運動の最大速度がヘリコプタの前進速度に相当する速度で前後方向に移動させ、そのブレードの表面圧力および摩擦応力を計測して、翼型の特性を求める。【選択図】      図１
2004155218.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブレードの回転速度に一致する一様流中で、ブレードをピッチング運動させながら、同時に運動の最大速度がヘリコプタの前進速度に相当する速度で前後方向に移動させ、そのブレードの表面圧力および摩擦応力を計測して、翼型の特性を求めることを特徴とするヘリコプタ翼型のシミュレーション方法。
【請求項２】
前記ブレードの前後方向の移動は、３角関数的周期運動であることを特徴とする請求項１記載のヘリコプタ翼型のシミュレーション方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ヘリコプタの翼型の空力特性、特に動的失速特性を反映した空力特性を数値解析によって模擬的に求め、翼型の性能を評価するためなどに好適に実施することができるヘリコプタ翼型のシミュレーション方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図７は、従来の技術のヘリコプタの前進飛行時におけるブレードの対気速度分布を示す平面図であり、図８はブレードの迎角分布を示す図であり、図９はブレードが１回転したときのアジマス角ψと局所マッハ数Ｍとの関係およびアジマス角ψと局所揚力係数ＣＬとの関係を示すグラフである。ヘリコプタのブレードは矢符Ａ方向の回転を伴いながら、飛行方向Ｂに向かって前進し、かつピッチ角（迎角ともいう）θを変化させる、という複雑な運動を行っている。
【０００３】
前記ブレードの大気に対する相対速度は、ブレードの回転角速度をΩとし、飛行速度をＶとしたとき、回転速度Ｒ・Ωと飛行速度Ｖとの和（＝Ｒ・Ω＋Ｖ）で表わされる。特に、翼端でのマッハ数Ｍは、図９に示されるように、１回転中に前進側のＭ＝０．８から後退側のＭ＝０．４まで常に変化している。前進側と後退側で揚力ＣＬを釣り合せるためには、１回転中にブレードの迎角を図８に示されるように変化させる必要があり、この迎角と相対速度とが常に変化する環境下でブレードは運動している。
【０００４】
後退側の翼端部の高迎角時に動的失速が発生した場合、それに伴って機体の振動やコントロール荷重が急激に増加するため、実際には動的失速が発生しないように最大速度および荷重倍数を制約して運用している。したがって動的失速がブレードの性能に与える影響は非常に大きい。
【０００５】
図１０は、従来の技術のヘリコプタ翼型のシミュレーション方法によるブレードの動的特性試験の手法を説明するための図であり、図１１は回転場におけるロータ３の解析モデルを概念的に示す斜視図である。前記ブレード１の断面の翼型を設計する場合にも、動的失速特性を正しく評価することが重要であり、実際のブレードの運動を簡略化し、一様流速中で回転中心２に関して矢符Ｃ方向にピッチング運動させる風洞実験や解析計算が行われている。しかし、現実のブレードの運動ははるかに複雑であり、正確な評価には極めて精度が低いという問題がある。
【０００６】
このような動的失速特性を正確に推定するには、ロータ模型を実際に作って風洞実験を行うか、図１１に示されるような回転場でのロータ解析を行う必要がある。しかし、前者の風洞実験では、実験に高額を要し、また翼型自体の特性を分離して抽出するのは困難である。また、後者の回転場でのロータ解析は、膨大な計算時間を要するため、実用上、採用することは不可能である（たとえば、非特許文献１参照）。
【０００７】
【非特許文献１】
日本航空宇宙学会誌  第４８巻  第５６１号  ２０００年１０月  第１８頁〜第２４頁
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の目的は、動的失速による影響を翼型の特性に反映させて翼型の性能を評価することができるようにしたヘリコプタ翼型のシミュレーション方法を提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
請求項１記載の本発明は、ブレードの回転速度に一致する一様流中で、ブレードをピッチング運動させながら、同時に運動の最大速度がヘリコプタの前進速度に相当する速度で前後方向に移動させ、そのブレードの表面圧力および摩擦応力を計測して、翼型の特性を求めることを特徴とするヘリコプタ翼型のシミュレーション方法である。
【００１０】
本発明に従えば、ブレードの回転速度に一致する一様流中で、ブレードをピッチング運動させながら、同時に運動の最大速度がヘリコプタの前進速度に相当する速度で前後方向に移動させ、そのブレードの表面圧力および摩擦応力を計測して、翼型の特性を求めることによって、動的失速特性をも反映した翼型の空力特性を高精度で模擬することができ、正確に翼型の性能を評価することが可能となる。
【００１１】
請求項２記載の本発明は、前記ブレードの前後方向の移動は、３角関数的周期運動であることを特徴とする。
【００１２】
本発明に従えば、ブレードをピッチング運動させながら３角関数的に周期運動させることによって、前後方向の移動を実際のブレードの回転に正確に一致させることができるため、翼型の空力特性をより一層定量的に解析し易くなり、数値解析処理によって抽出されたデータの信頼性が向上される。
【００１３】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施の一形態のヘリコプタ翼型の性能評価方法が実施されるコンピュータを用いた数値解析の手法を説明するための図である。本実施の形態のヘリコプタ翼型の性能評価方法は、たとえばコンパクトディスク（略称ＣＤ）などの記憶媒体に数値流体解析（略称ＣＦＤ）用プログラムとして記憶され、このプログラムをコンピュータによって読み取り、実行するによって実現することができる。ヘリコプタのブレード２０は、前述の従来の技術に関連して説明したように、迎角の変化とともに速度変化を伴っている。ブレードの翼端部における局所マッハ数Ｍと迎角θとの双方が変化する運動をコンピュータを用いた数値解析によって模擬するために、ピッチング運動ＰＭに前後移動ＬＭを加えた運動モデルを想定する。
【００１４】
図２は、翼端部における局所マッハ数Ｍと迎角θとの関係を示すグラフである。同図では、翼端部における局所マッハ数Ｍが０．６とし、ヘリコプタの前進速度Ｖをマッハ数で０．２としたとき、迎角θを回転中心２１のまわりに下方へθ＝−０．５°の位置から上方へθ＝＋１４．５°の位置までの範囲で変化させた場合の局所マッハ数の変化を示す。
【００１５】
このような局所マッハ数Ｍと迎角θとの双方が変化する運動を模擬するため、ブレード２０を回転中心２１に関してピッチング運動Ｐさせるとともに、前後移動Ｌさせる運動モデルを設定する。これは、ブレード２０のコード長Ｗを０．３ｍ、前進速度Ｖ１を２４０ｋｍ／ｈ、チップ速度Ｖ２を７２０ｋｍ／ｈ（Ｍ＝０．６）、ロータ半径Ｒを５ｍと仮定する。これは、風洞実験では、前後方向に振幅１．６６ｍ、周期０．１７秒、最大移動速度２４０ｋｍ／ｈ（Ｍ＝０．２）でブレードを運動させることに相当する。高速流では、マッハ数変化に敏感な領域であるため、上記のパラメータは現実の値に合わせることが必要である。翼型の特性評価は、ブレード２０の表面圧力および摩擦応力を実際に計測することによって、確認する。
【００１６】
風洞実験によって上記の翼型の特性評価を行うためのデータを入手することは、前記従来の技術に関連して述べたように、設備上、計測上およびコスト上の問題があるため、容易に実現することができない。そのため、コンピュータを用いた数値解析によって実現する。ブレード２０は、ピッチング運動Ｐさせながら３角関数的に周期運動させ、これによって前後方向Ｌの移動を実際のブレードの回転に正確に一致させたシミュレーションを行うことができるため、翼型の空力特性をより一層定量的に解析し易くなり、数値解析処理によって抽出されたデータの信頼性が向上される。
【００１７】
前述の翼型の性能評価は、具体的には、次のような統計操作によって実現される。上記の計算によって得られた、あるアジマス角での揚力Ｌおよび抵抗Ｍなどの値は代表的にＦで表し、アジマス角φの関数Ｆ（φ）（ここに、０≦φ＜２π）で表すと、複数のブレードの特性Ｆ（φ）は、
【００１８】
【数１】
2004155218.tif 000003
によって求められ、ブレードに作用する力の平均量Ｆ￣は、
【００１９】
【数２】
2004155218.tif 000004
によって求められ、変動量Ｆ’は、
【００２０】
【数３】
2004155218.tif 000005
によって求められる。
【００２１】
図３は、コンピュータによるヘリコプタ翼型の性能評価の手順を説明するためのフローチャートである。揚力および空力抵抗などは、平均量によって評価することが適切であり、変動量ＲＭＳは振動の指標となる。まず、ステップｓ１で、ヘリコプタの運用条件から図２のグラフに示される迎角θと局所マッハ数Ｍとの関係を、ラインＬ１のように抽出する。
【００２２】
次に、ステップｓ２で、前記ヘリコプタの運用条件に基づいて、非定常の数値解析を実行する。この非定常の数値解析では、ステップｓ２１において、ある時刻での流れ解析を行い、ステップｓ２２において、その時点の力データを記録し、ステップｓ２３において、充分な時間にわたって計算が行われたか否かを判断し、充分でない場合には前記ステップｓ２１に戻って流れ解析を行った後、前記ステップｓ２２で力データを記録して、再び充分な時間にわたって計算を行ったか否かを判断するという一連の処理を繰返す。
【００２３】
ステップｓ２３で、充分な時間にわたって計算を行ったと判断した場合には、次のステップｓ２４へ移り、複数のロータの特性を上記の式（１）によって求め、力の平均量を上記の式（２）によって求め、力の変動量ＲＭＳを上記の式（３）によって求める。
【００２４】
さらに前記解析計算は、着目した翼型断面の位置までの半径Ｒ、角速度ω、前進速度Ｖａとすると、前進時のブレード断面のある時刻ｔでの局所的な速度Ｕは、
Ｕ  ＝  Ｒω＋Ｖａ・ｓｉｎ（ωｔ）                        …（４）
によって表わされる。この速度変化を再現するため、一様な流速Ｒωの気流中で前後位置Ｘを次式、
Ｘ  ＝  −Ｖａ／ω・ｃｏｓ（ωｔ）                        …（５）
のように３角関数的周期運動で変化させながら、解析計算を実行する。
【００２５】
図４は、コンピュータによる計算処理のアルゴリズムを説明するための図である。前述の図３で述べたヘリコプタ翼型の性能評価の解析計算をコンピュータＭによって計算処理するにあたっては、フォートラン（Ｆｏｒｔｒａｎ）言語などのよって記述されたブレード周りの流れ場を計算する数値流体解析（略称ＣＦＤ）プログラムＤｉｎ１、翼型形状を表す計算格子データＤｉｎ２、前述の式（５）によって表されるブレードの時々刻々の前後位置および角度などのブレードの挙動を示すデータＤｉｎ３、ならびにマッハ数Ｍおよびレイノルズ数Ｒｅなどの流れ場データＤｉｎ４が、コンピュータＭに入力される。このコンピュータＭは、たとえばパーソナルコンピュータなどの汎用小型コンピュータによって実現されてもよく、あるいは大型コンピュータによって実現されてもよい。
【００２６】
このような各種データＤｉｎ１〜Ｄｉｎ４が入力された状態で、前記数値流体解析プログラムＤｉｎ１を実行することによって、前記流れ場におけるブレードの解析計算が、前記ステップｓ２３において述べたように、充分な時間にわたって行われると、その計算結果として、コンピュータＭの表示画面または印字装置によって、ブレード表面の各点、各時刻毎の圧力および摩擦応力など空力的諸数値データＤｏｕｔ１、ならびにこれらの諸数値データＤｏｕｔ１をブレード表面にわたって積分して求められる揚力および抵抗などの評価のために用いられるブレードの空力特性値データＤｏｕｔ２が出力される。
【００２７】
このような解析計算においては、ブレードの回転速度に一致する一様流中で、ブレード２０をピッチング運動Ｐさせながら、同時に運動の最大速度がヘリコプタの前進速度に一致する速度で前後に移動させることによって、ブレード翼型の性能は、動的最大揚力係数などによって評価されるとともに、１周期の平均としての揚力および抵抗の評価が可能であり、さらに位相をずらせてブレード枚数分を足し合わせることによって、振動成分の直接的評価が可能である。
【００２８】
図５は、一様流速度Ｍ＝０．２でピッチング運動のみでピッチ角の変化に対する揚力係数を解析計算によって求めたグラフであり、図６はヘリコプタの前進速度をＭ＝０．２とし、チップ速度をＭ＝０．６として、ピッチ角を同様に変化させながらブレードを前後方向にＭ＝０．４からＭ＝０．８の範囲で加減速運動させた場合の揚力係数を解析計算によって求めたグラフである。
【００２９】
これらの図から明らかなように、両者の特性は全く異なっており、ブレードを前後方向に３角関数的周期で変位を伴う風洞実験によって得られた実験結果と、図６に示される計算結果とは、よく合致しており、ピッチング運動に前後運動を付加した場合には、ピッチ角が大きくなる低速領域の後方での揚力が図５に比べて低下しており、動的失速特性が計算結果に反映されていることが判る。
【００３０】
【発明の効果】
請求項１記載の本発明によれば、ブレードの回転速度に一致する一様流中で、ブレードをピッチング運動させながら、同時に運動の最大速度がヘリコプタの前進速度に相当する速度で前後方向に移動させて翼型の特性を求めるので、動的失速特性をも反映した翼型の空力特性を高精度で模擬することができ、正確に翼型の性能を評価することができる。
【００３１】
請求項２記載の本発明によれば、ブレードをピッチング運動させながら３角関数的に周期運動させることによって、前後方向に移動を実際のブレードの回転速度に正確に一致させ、翼型の空力特性をより一層定量的に解析し易くして、数値解析処理によって抽出されたデータの信頼性を向上することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一形態のヘリコプタ翼型の性能評価方法が実施されるコンピュータを用いた数値解析の手法を説明するための図である。
【図２】翼端部における局所マッハ数Ｍと迎角θとの関係を示すグラフである。
【図３】ヘリコプタ翼型の性能評価の手順を説明するためのフローチャートである。
【図４】コンピュータによる計算処理のアルゴリズムを説明するための図である。
【図５】一様流速度Ｍ＝０．２でピッチング運動のみでピッチ角の変化に対する揚力係数を解析計算によって求めたグラフである。
【図６】ヘリコプタの前進速度をＭ＝０．２とし、チップ速度をＭ＝０．６として、ピッチ角を同様に変化させながらブレードを前後方向にＭ＝０．４からＭ＝０．８の範囲で加減速運動させた場合の揚力係数を解析計算によって求めたグラフである。
【図７】従来の技術のヘリコプタの前進飛行時におけるブレードの対気速度分布を示す平面図である。
【図８】ブレードの迎角分布を示す図である。
【図９】ブレードが１回転したときのアジマス角ψと局所マッハ数Ｍとの関係およびアジマス角ψと局所揚力係数ＣＬとの関係を示すグラフである。
【図１０】従来の技術のヘリコプタ翼型のシミュレーション方法および装置によるブレードの動的特性試験の手法を説明するための図である。
【図１１】回転場におけるロータ３の解析の概念を示す斜視図である。
【符号の説明】
２０  ブレード
２１  回転中心
Ｐ  ピッチング運動
Ｌ  前後運動
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
2004155218.tif 000014
【図１０】
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【図１１】
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