2022年度将来回転翼機交流会／回転翼解析技術交流会
24 Mar. 2022, 東京

主翼を有するシングルロータ機の前進⾶⾏時とタンデムロータ機のホバ時の空⼒特性〇濵本佑典（金沢工業大学大学院）
齊藤寛泰（金沢工業大学大学院）
赤坂剛史（金沢工業大学）

発表内容（2つの機体形状）

翼付きコンパウンドヘリコプタの前進⾶⾏時の空⼒特性
2022年度将来回転翼機交流会／回転翼解析技術交流会, 24 Mar. 2022, 東京

翼付きタンデムロータ型
コンパウンドヘリコプタのホバー時の空⼒特性
2目次・ 背景・ 目的とアプローチ
・ 解析手法と計算条件（計算格子，トリム条件，⾶⾏条件）
・ 代表的な計算結果

・ まとめ

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3説明する機体形状

翼付きコンパウンドヘリコプタの前進⾶⾏時の空⼒特性
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4背景ロータ/翼胴間空⼒干渉

JAXAのコンパウンドヘリコプタ概念図
Tanabe, Y., Sugiura, M., Kobiki, N., Sugawara, H., “A New Concept of Compound Helicopter and FlightTests”, the 2018 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology (APISAT2018),
Lecture Notes in Electrical Engineering, Vol. 459, June 2019, pp. 1343–1352.

従来のヘリコプタの1.5～2倍の⾶⾏速度に達する
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背景非対称性な影響

Without RWI

翼胴の揚抗比𝜇 = 0.7
RACER
With RWI

ロータの揚⼒分担率
Sugawara, H., Tanabe, Y., Kameda, M., “Influence on Aerodynamic
Performance of a Compound Helicopter by Wing Incidence Angle”,
Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences,Vol. 67, No. 3, June 2019, pp. 93–101 (in Japanese).

前進側

後退側

Frey, F., Thiemeier, J., Öhrle, C., Keßler, M., and Kr ̈amer, E.,“Aerodynamic Interactions on Airbus Helicopters’ Compound Helicopter
RACER in Cruise Flight”, the VFS International 76th Annual Forum&Technology Display, Oct. 2020.

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研究目的とアプローチ
目的
前進率の変化がロータ/翼胴間空⼒干渉時の翼胴の非対称な空⼒特性に与える影響を明らかにする

アプローチ
・CFDツールを使用
・機体重量はUH-60Aの最大離陸重量で一定
・前進率は0.1～0.7の8段階で計算
・ロータ/翼胴間空⼒干渉時の翼胴と空⼒干渉のない単体翼胴で空⼒特性を比較

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CFDツールと解析手法
rFlow3D- 回転翼機向けCFD解析ツール（JAXA開発）- 移動重合格子- トリム解析

解析手法
ブレード / 翼胴 格子

背景格子
支配方程式

計算格子

3次元圧縮性N-S方程式

空間離散化

セル節点有限体積法

セル中心有限体積法

時間積分法

4段階のRunge-Kutta法

Dual-time stepping / LU-SGS

数値流束関数mSLAU (modified SLAU)

再構築法

Fourth-order Compact MUSCL TVD

粘性流束

2次精度の中心差分法

乱流モデル

Menter k-𝜔 SST 2003 model

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8計算モデル（ロータ）Advancing side

ロータ諸元
ブレード枚数
ロータ半径
ノミナルコード長
ソリディティ
等価ねじり下げ翼型
ロータ回転方向

48.18 m0.527 m0.082-16 deg
SC1095/SC1094R8
反時計回り

𝜓Uniform flow

Retreating side
𝐷: 16.36 m
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9計算モデル（翼胴）
翼胴諸元
スパン長
翼面積
アスペクト比11.452 m (𝑏/𝐷 = 0.7 )13.115 m2
10

平面形
翼配置

矩形

翼型
取り付け角

中翼 (𝑧/𝑅 = 0.235)
NACA4415
4.2 deg

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形態とトリム条件
ロータ/翼胴形態
・ロータと翼胴の合計揚⼒＝機体重量・ロータ回転中心周りにロータの𝑀𝑋 = 𝑀𝑌 = 0

単体翼胴・トリム計算無し

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11⾶⾏条件
機体重量97860.8 N ( UH-60A 最大離陸重量 )前進率0.1 - 0.7

ロータ回転速度Scheduled from 75% to 100%
100% : 258 RPM

一様マッハ数

前進率とロータ回転数に従う( 0.065 - 0.34 )ロータシャフト角

0 deg

100%

Rotor speed ratio

計算条件

Designed operational curve
Computation point

95%

90%
85%
80%
75%
70%
0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7𝜇ロータ回転数のスケジュール

一様流方向

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流れ場

𝜇 = 0.1

𝜇 = 0.15

𝜇 = 0.3

𝜇 = 0.7

vorticity/𝑎∞
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翼の流れ場
単体翼胴ロータ/翼胴形態

後退側下方の翼根側, 𝜇 = 0.3

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翼の流れ場（低速）𝜇 = 0.1，後退側ロータ/翼胴形態
単体翼胴

𝜇 = 0.1，前進側ロータ/翼胴形態
単体翼胴Negative

𝜇 = 0.15，後退側

単体翼胴

Separation
𝜇 = 0.15，前進側

ロータ/翼胴形態

Low
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単体翼胴

ロータ/翼胴形態

Negative15揚⼒係数分布

𝑦/𝑅
𝑦/𝑅

𝑦/𝑅

0.6
0.4
0.2
0Adv.

Ret.

-0.2
-0.7-0.5-0.3-0.1 0.1 0.3 0.5 0.7

𝑦/𝑅

0.8 0.80.8

𝜇 = 0.20.8

𝑐𝑙

𝜇 = 0.15
0.8 0.8
0.6 0.6
0.4 0.4
0.2 0.2
0 0
Negative-0.2 -0.2-0.4 -0.4 left
Adv.
Ret.
right-0.6 -0.6
-0.7
-0.5
-0.3
-0.1
-0.7-0.5-0.3-0.1
0.10.1 0.30.3 0.50.5 0.70.7

𝑐𝑙𝑐_𝑙

𝑐𝑙

𝜇 = 0.1
0.8
0.6
0.4
0.2
0-0.2
Adv.
Ret.
-0.4
Negative-0.6-0.8-0.7-0.5-0.3-0.1 0.1 0.3 0.5 0.7

0.8

0.7

0.6
0.4

0.6

𝑐𝑙𝑐_𝑙

𝑐𝑙

𝑐𝑙

0.6 0.6
0.5

0.4 0.4

0.4

0.3

0.2

0.2 0.2Ret.

𝜇 = 0.3

Adv.

0-0.7-0.5-0.3-0.1 0.1 0.3 0.5 0.7

𝑦/𝑅

0.1

0.2
left
Ret.

𝜇 = 0.5

right
Adv.

0 0-0.7-0.5-0.3-0.1
0.1
0.3
0.5
0.7
-0.7-0.5-0.3-0.1
𝑦/𝑅0.1 0.3 0.5 0.7

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𝑦/𝑅

Ret.

𝜇 = 0.7

Adv.

0-0.7 -0.5-0.3-0.1 0.1 0.3 0.5 0.7

𝑦/𝑅

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翼胴の揚抗比25

単体翼胴の翼𝐶𝐿𝑊 /𝐶𝐷𝑊

201510500.1

0.20.32022年度将来回転翼機交流会／回転翼解析技術交流会, 24 Mar. 2022, 東京

0.4
𝜇0.50.60.717まとめ
この数値計算より次のことが明らかになった：
1. 空⼒干渉による翼の実効揚抗比の減少量は，前進率が増加すると小さくなる．
2. 前進側ブレード下方の翼の実効揚抗比は，前進率が増加しても減少したままである．
3. 翼の揚⼒係数は，後退側より前進側で，翼端より翼根で，高前進率より低前進率で，減少する．
4. 翼の揚⼒係数は，前進率0.1の両翼で，前進率0.15の前進側で負になる．

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説明する機体形状

翼付きタンデムロータ型
コンパウンドヘリコプタのホバー時の空⼒特性
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背景

NASA考案のタンデムロータ型
コンパウンドヘリコプタ
巡航速度：350 knot
乗客：120 人
Yeo, H., Johnson, W., “Aeromechanics Analysis of a
Heavy Lift Slowed-Rotor Compound Helicopter”,
the American Helicopter Society International
Vertical Lift Aircraft Design Conference, 2006.
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ボーイングバートル
モデル347技術実証機
https://www.chinook-helicopter.com/history/
aircraft/A_Models/65-07992/65-07992.html2020

研究目的とアプローチ
目的
主翼フラップによるタンデムロータ/主翼間空⼒干渉時のダウンロード低下効果を明らかにする

アプローチ
・CFDツールを使用
・機体重量はCH-47Bの最大離陸重量で一定
・ロータ間距離／ロータ直径は0.6・フラップ角を0，45，60，75，90 degに変化

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CFDツールと解析手法
rFlow3D- 回転翼機向けCFD解析ツール（JAXA開発）- 移動重合格子- トリム解析

解析手法
ブレード / 翼胴 格子

背景格子
支配方程式

計算格子

3次元圧縮性N-S方程式

空間離散化セル節点有限体積法

セル中心有限体積法

時間積分法

4段階のRunge-Kutta法

Dual-time stepping / LU-SGS

数値流束関数mSLAU (modified SLAU)

再構築法

Fourth-order Compact MUSCL TVD

粘性流束

2次精度の中心差分法

乱流モデル

Menter k-𝜔 SST 2003 model

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計算モデル（ロータ）h/R = 0.16
ロータ諸元
ブレード枚数ロータ半径49.145 m

ブレードコード長 0.81 m
ソリディティ
0.114
ねじり下げ-10 deg
翼型
NACA0012
ロータ回転数225 RPM2022年度将来回転翼機交流会／回転翼解析技術交流会, 24 Mar. 2022, 東京

前

後

d/D=0.623

計算モデル（翼胴）

翼胴諸元
スパン長
翼面積
アスペクト比18.29 m (𝑏/𝐷 = 1.0 )55.75 m2
6

平面形
翼配置

矩形

翼型
取り付け角

NACA4412
2.75 deg

0 deg

𝑧/𝑅 = 0.2
(前方ロータ基準)

フラップ翼弦長 40 %2022年度将来回転翼機交流会／回転翼解析技術交流会, 24 Mar. 2022, 東京

45 deg60deg
90 deg 75 deg
24

形態とトリム条件
タンデムロータ/主翼形態
・ロータ推⼒ + 翼胴ダウンロード ＝ 機体重量
・前ロータトルク + 後ロータトルク = 0・各ロータ回転中心周りで各ロータの𝑀𝑋 = 𝑀𝑌 = 0
トリム計算のテクニック
1. rFlow3Dのトリム機能
・ロータ推⼒ ＝ 目標推⼒
・前ロータトルク + 後ロータトルク = 0・各ロータ回転中心周りで各ロータの𝑀𝑋 = 𝑀𝑌 = 0
2. CFD結果より主翼ダウンロードを取得
3. 機体重量 - 主翼ダウンロード = 目標推⼒
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流れ場（下向きの流速分布，y/R = 0）
𝛿𝑓 = 0 deg

𝛿𝑓 = 45 deg

𝛿𝑓 = 75 deg

𝛿𝑓 = 90 deg

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流れ場（翼周り） 𝛿𝑓 = 0 deg

𝛿𝑓 = 45 deg

𝛿𝑓 = 75 deg

𝛿𝑓 = 90 deg

剝離
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剝離27

ダウンロード-推⼒比
0.2

𝐷𝐿/𝑇

0.15

0.1

0.05

0015

30

4560

7590

𝛿𝑓 , deg
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まとめ
この数値計算より次のことが明らかになった：

1. ダウンロードは，フラップ角が0～75 degでは，フラップ角の増加と共に減少する．
2. ダウンロードは，フラップ角が75 degの時に最小になる．
3. フラップ角75，90 degではフラップ後縁で剥離が生じている．

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発表資料の元になった文献
この発表資料は次の文献を元に作成した

Hamamoto, Y., Akasaka, T., Tanabe, Y. and Sugawara, H., “The Influence ofRotor/Wing Aerodynamic Interaction of Compound Helicopter in Forward Flights onWing-body”, 48th European Rotorcraft Forum, Sept. 2022.
齊藤寛泰, “タンデムロータ型コンパウンドヘリコプタのホバリング時におけるロータと主翼の空⼒干渉”, 金沢工業大学大学院修士学位論文, 金沢工業大学, 2023.

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