大分工業高等専門学校紀要

第 46 号(平成 21 年 11 月)

振動翼周り非定常流れの同期画像粒子流速測定システムの構築
利光

和彦1・徳安達士1・小出貴士2・三浦雄亮3

1機械工学科，2ＪＲ九州，3本田技研工業株式会社

既存の PIV システムに RT-Linux ベースのリアルタイム制御システムを追加構成し，非定常流れ測定に適用可能な同期 PIV 計測システムを構築した．本システムは，時間分解能 0.1 秒（10Hz）で，燃焼も含めた非定常な現象に同期して PIV 計測が可能である．計測の具体的な例として翼弦中心ねじり振動周りの速度ベクトル分布および渦度分布の時系列計測を実施し，同期 PIV 計測が可能であることを確認した．また，動画を作成非定常流れ場の動的挙動も観察できる．測定モデルは測定断面積 1m×1m のマ
ルチファン風洞に設置しており，脈動風・不規則変動風・シェア風のような非定常流れの速度ベクトル分布の測定が可能である．

キーワード : PIV, Unsteady flow, Oscillating Blade, Velocity Vectors, PID, Control Device

１．緒 言

２．実験装置航空機の翼および翼列の非定常流れに関する研究は，

図 1 に実験装置の全体構成図を示す．翼加振とレーザ発

1950年代から始まり，「非定常空気力学」として一学問分

振 の基本 同期信 号発振お よび 制御は PC①（ RT-Linux,野を形成するに至っている．例えば，航空機の翼フラッタ

Pentium III，667MHz，256MB）によりサンプリング周波やターボ機器の翼列フラッタは，共振して翼や機械が破損

数 1000Hz で行う．

する現象であり，設計段階で現象を正確に予測し設計する

翼加振は，翼弦中心の駆動軸にカップリング機構を用いことが重要である．
（例えば，(1)）近年では，むしろそうて 連 結 し た DC サ ー ボ モ ー タ ② （ 60W, 24V, 4.1A,

いった避けるべきフラッタ現象を積極的に利用し，より効

R406-011E-super R, 山洋電気社製）により行う．翼の迎え率の良い機械の開発・設計に役立てるという考え方で弾性角加振制御は，伝導性プラスチック型ポテンショメータ③振動翼による効率的推進機構の研究（例えば，(2),(3)）や（N35，日本電産サーボ株式会社製）の信号を AD/DA 変マイクロマシンを対象とした104程度のレイノルズ数にお換器（12bit，PCI-3523A，インタフェース社製）を介してける振動翼の研究（例えば，(4)～(8)）などが進められている．これらは，コンピュータと計測・制御技術の発達により，非定常流の現象が実験と計算との両面から正確に把握され，かつコントロールが可能となることで実現できる．
現在，非定常流れの先端的な計測技術としてはダイナミックPIVが挙げられる．これは，高繰返高出力パルスレーザを用いたシステムで，まだ非常に高価である．それに比べて低価格の連続光源レーザPIVでは，光源光量が数W程度であると時間分解能と画像サイズ関係から撮影対象が制限される．
本報では，高出力 10Hz パルスレーザを用いた既存のPIV システム 9)に RT-Linux ベースのリアルタイム制御システムを追加構成し，前述の非定常流れ測定に適用可能な同期 PIV 計測システムを構築する．さらに，具体例として加振振動翼に対する測定結果を得たので報告する．

Fig. 1 Schematic diagram of the synchronized PIVsystem―7―

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PC に取り込み，目標翼角を正弦波状（本実験では最大振（Kodak Megaplus ES1.0, 1024×1024 画素）を用い，１幅角 a0 =30.0, 60.0 degrees，周波数 f = 1 Hz）とし，式(1)

フレーム１画像の 2 枚の相互相関解析画像を撮影する．現に示す PID 制御則で計算される指令電流 i を DC モータに在の PC メモリ(1GB)では 256 枚の連続撮影が可能である．

加えることで実現した．各フィードバックゲインは実験を振動翼は，図 2 に示すように翼弦長 100ｍｍ翼幅 500mm

通して経験的に決定し，それぞれ KP＝数値，KD＝数値，の NACA0020（自作アルミ製）で，撮影画像側のねじりKI＝数値とした．翼加振制御系に PID 制御法を用いること軸を４本のステンレスワイヤ（直径 1mm）で指示する．
以上，本システムの特徴を簡単にまとめると，時間分解で，ステッピングモータ駆動による制御手法より滑らかな

能 0.1 秒（10Hz）で，燃焼も含めた非定常な現象に同期応答を得ることができた．

して PIV 計測が可能なシステム構成である．

i  K P  R     K D R    K I   R   dt（1）

３．PIV計測例
図3に，実験を行った際のレーザシート光位置とカメラフ

次に撮像は，前述の PC①で翼加振信号を 10Hz 信号にレーム位置を示す．前述した実験装置により，10Hzで発振

変 換 し ， パ ル ス ジ ェ ネ レ ー タ ④ （ DG535, Stanford

するレーザに同期してPIV解析用画像（□316.7mm）を撮Research 社製）に入力する．パルスジェネレータ④は PC影した．解析には，PIV解析ソフトウエア（PIVview-2c，①からの 10Hz 信号に対して任意の遅れ時間かつ任意のPIVTEC社製）を用いた．解析を行ったインテロゲーション

時間間隔においてダブルパルスでレーザ⑤を発振させる．

サイズは5.0mm（16pixels）でレーザ発光時間間隔は150同時に，CCD カメラ⑥にもパルスジェネレータ④からのμsec.である．

信号が送られ，カメラ制御 PC⑦（PentiumⅣ，1GB,測定対象は風速 U  5m/sの一様流中に置かれた前述の翼が，翼弦中心を軸として最大振幅角  0 ，周波数 f  1Hz3.2GHz, Imaging Board 組込）により撮影・画像が取り込まれる．なお，本 PIV システムでは光源として 10Hz で   0 sin(2f  t )発振するダブルパルス Nd/YAG レーザ[出力 400mJ/pulse,(2)PIV-400-10，Spectra Physics 社製]，画像撮影に１メガ画素の解像度をもつノンインターレース CCD カメラでねじり振動する．なお，無次元円振動数( k  2f / U )は1.26である．
Table 1 Experimental Conditions
NoOscil. Ampli.,

Flow vel.

Reduced Cir.

0UFrq., k

130 degrees

5 m/s

1.26

260 degrees

5 m/s

1.26

Chord length=20mm, Span length=500mm, Aspect

図 4 左列に測定例として振動振幅  0  30 でのベクトル

ratio=2.5, Maximum thickness ratio=0.2

解析画像を示す． 迎え角  を 12°ごとに撮影した振動翼Fig. 2 Photograph of the NACA0020 blade

周り速度ベクトルの代表的な例を示す．図 4 右列にそれに対応した渦度分布を示す．なお，模式図 3 に示すように，

PIV Image□316.7500

ヤおよびフレーム一部の部分はシード粒子が撮影できず，速度ベクトルが算出されない．
翼先端が上昇を始めた(a)の迎え角付近から，翼上面のFixed wireFlow

レーザ光と翼支持の都合で，翼下面，翼の加振軸支持ワイ

流れが剥離をはじめ，(c)では，流れが翼表面から完全に100900
Oscillating
BladeUnit: mm剥離している様子がわかる．これによって発生した渦は後方に流れ大きく乱れる．翼先端が下降を始めると，(d)で翼上面および後方に逆流や巻き込みが発生する複雑な流れが確認できる．同じ迎え角   18 において，前縁振り上げ(b)と振り下げ(d)では，翼上および後方に発生する流れの状態が大きく異なる．
次に，図 4 右列に示す速度ベクトルから算出した渦度にFig. 3 Illustration of the Blade model and PIV image―8―大分工業高等専門学校紀要

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ついて述べる．渦度は，流体の微小部分の局所的な回転のた．ここに記して謝意を表します．

強さを表す量であり，式(3)で定義される．単位は[1/s]である．

参考文献
1) Masanobu NAMBA and Kazuhiko TOSHIMITSU: Unsteadyv ux yAerodynamic Response of Two-Dimensional Subsonic and(3)Supersonic

Oscillating

Cascadeswith

Chordwise

Displacement and Flexible Deformation, Journal of Soundand Vibration, Vol.162, No.3, 1993, pp.503-527.

カラー表示色は，緑色の部分は渦の発生がなく，流れが一様，黄色から赤色は時計回りの渦度が，空色から青色は反時計回りに渦度を表す．定量的なことは，今後の検討課
題であるが，翼振動によって生じた渦が，後方に向かって蛇行しながら広がっている様子など速度ベクトルより明確に流れ場の乱れの様子が定量的に確認できる．

2)

東昭：生物の飛行―その精緻なメカニズムを探る（ブルーバックス），講談社，1979．

3) 寺田郁二他：振動翼システムの開発とその応用，三菱重工技報，Vol.35, No.2 (1998-3).
4)

Maglasang, J., Isogai, K., Goto, N. and Yamasaki, M.:
Aerodynamic Study and Mechanization Concepts for
Flapping-Wing Micro Aerial Vehicles, Memoirs of the４．結 言

Faculty of Engineering, Kyushu University, 66 (1),

本報では，既存の PIV システムに RTLinux ベースのリ

pp.71-82.

アルタイム制御システムを追加構成し，非定常流れ測定に適用可能な同期 PIV 計測システムを構築した．本システ

http://www.nbu.ac.jp/examination/faculty/microryutai.php
5)

ムは，時間分解能 0.1 秒（10Hz）で，燃焼も含めた非定常な現象に同期して PIV 計測が可能である．

Fluid Eng., Vol. 118 (1996), pp. 437-447.
6)

Jones, K. D., Dohring, C. M. and Platzer, M. F., AIAA J.,
Vol.36, No.7, (1998), pp.1240-1246.

計測の具体的な例として翼弦中心ねじり振動周りの速度ベクトル分布および渦度分布の時系列計測を実施した．

Chih-Ming, Ho. And Yu-Chong, Tai.: Trans. ASME, J.

7) 淵脇他：ピッチング運動翼から発生する渦の挙動と非定常流

現在，測定モデルは測定断面積 1m×1m のマルチファ

体力，日本機械学会論文集（B 編），73 巻 726 号(2007-2)．

ン風洞に設置している．この風洞は，脈動風・不規則変動8) 淵脇他：非定常運動翼後流の渦流れと非定常推進力，日本機風・シェア風などが可能であり，今後，本システムを適用して風車等ターボ機器の非定常流れを測定する予定であ械学会論文集（B 編），73 巻 728 号(2007-4)．
9) K. Toshimitsu, K. Nishikawa, W. Haruki, S. Oono, M. Takao and Y.

る．

謝

Ohya, PIV measurement of Flows around the Wind Turbines witha Flanged-Diffuser Shroud,Journal of Thermal Science, Vol.17,

辞No.4, 2008, pp. 375-380.

本研究は，平成 21 年度文部科学省科学研究費基盤研究（C）（課題番号：21560823）の援助を受けて行われまし(a) The leading edge goes up at   +6°(left, velocity vectors: right, vorticity)
Fig.4 Instantaneous flow velocity vectors and vorticity around the oscillating blade.

―9―(2006.9.29 受付)

大分工業高等専門学校紀要

第 46 号(平成 21 年 11 月)(b) The leading edge goes up at   +18°(left, velocity vectors: right, vorticity)(c)   +30°(left, velocity vectors: right, vorticity)(d) The leading edge goes down at   +18°(left, velocity vectors: right, vorticity)
Fig.4 Instantaneous flow velocity vectors and vorticity around the oscillating blade.

―10―大分工業高等専門学校紀要

第 46 号(平成 21 年 11 月)(e) The leading edge goes down at   -6°(left, velocity vectors: right, vorticity)(f) The leading edge goes down at   -18°(left, velocity vectors: right, vorticity)(g)   -30°(left, velocity vectors: right, vorticity)
Fig.4 Instantaneous flow velocity vectors and vorticity around the oscillating blade.

―11―