JP2004155218A

JP2004155218A - Simulation method of helicopter aerofoil section

Info

Publication number: JP2004155218A
Application number: JP2002320049A
Authority: JP
Inventors: Hideshi Shima; 英志嶋
Original assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Current assignee: Kawasaki Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-11-01
Filing date: 2002-11-01
Publication date: 2004-06-03
Anticipated expiration: 2022-11-01
Also published as: JP4015004B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a simulation method of a helicopter aerofoil section allowing evaluation of performance of the aerofoil section by reflecting an effect by dynamic stall to a characteristic of the aerofoil section. <P>SOLUTION: In uniform flow matching with rotation speed of a blade, the blade is longitudinally moved at a speed of which motion maximum speed corresponds to a forwarding speed of the helicopter while it is pitched, surface pressure and frictional stress of the blade are measured to derive the characteristic of the aerofoil section. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【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】

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】

によって求められ、変動量Ｆ’は、
【００２０】
【数３】

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[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention provides a helicopter blade that can be suitably implemented to simulate the aerodynamic characteristics of a helicopter airfoil, particularly the aerodynamic characteristics reflecting dynamic stall characteristics, by numerical analysis and evaluate the performance of the airfoil. A method for simulating a mold.
[0002]
[Prior art]
FIG. 7 is a plan view showing an airspeed distribution of a blade during a forward flight of a conventional helicopter, FIG. 8 is a diagram showing an attack angle distribution of the blade, and FIG. 6 is a graph showing the relationship between the azimuth angle ψ and the local Mach number M and the relationship between the azimuth angle ψ and the local lift coefficient CL. The helicopter blade performs a complicated motion of moving forward in the flight direction B while changing the pitch angle (also referred to as the angle of attack) θ while rotating in the direction of arrow A.
[0003]
The relative speed of the blade with respect to the atmosphere is represented by the sum of the rotation speed R · Ω and the flight speed V (= R · Ω + V), where the rotation angular speed of the blade is Ω and the flight speed is V. In particular, as shown in FIG. 9, the Mach number M at the wing tip constantly changes from M = 0.8 on the forward side to M = 0.4 on the reverse side during one rotation. In order to balance the lift CL between the forward side and the reverse side, it is necessary to change the angle of attack of the blade during one rotation as shown in FIG. 8, and in an environment where the angle of attack and the relative speed constantly change. The blade is moving.
[0004]
If a dynamic stall occurs at a high angle of attack on the retreating wing tip, the vibration and control load of the fuselage increase rapidly, and the maximum speed and load are set so that the dynamic stall does not actually occur. Operated with multiples restricted. Therefore, the effect of dynamic stall on blade performance is very large.
[0005]
FIG. 10 is a view for explaining a technique of a blade dynamic characteristic test by a conventional helicopter airfoil simulation method, and FIG. 11 is a perspective view conceptually showing an analytical model of the rotor 3 in a rotating field. It is. Even when designing an airfoil having a cross section of the blade 1, it is important to correctly evaluate the dynamic stall characteristics, simplify the actual blade movement, and set the arrow C with respect to the rotation center 2 at a uniform flow velocity. Wind tunnel experiments and analytical calculations for pitching motion in the direction have been performed. However, the actual movement of the blade is much more complicated, and there is a problem that accurate evaluation is extremely inaccurate.
[0006]
In order to accurately estimate such dynamic stall characteristics, it is necessary to actually make a rotor model and perform a wind tunnel experiment or perform a rotor analysis in a rotating field as shown in FIG. However, in the former wind tunnel experiment, the experiment is expensive, and it is difficult to separate and extract the characteristics of the airfoil itself. Further, the latter rotor analysis in a rotating field requires a huge amount of calculation time, and therefore cannot be practically employed (for example, see Non-Patent Document 1).
[0007]
[Non-patent document 1]
Journal of the Society of Aeronautics and Astronautics, Vol. 48, No. 561, Oct. 2000, pp. 18-24
[Problems to be solved by the invention]
An object of the present invention is to provide a helicopter airfoil simulation method capable of evaluating the performance of an airfoil by reflecting the influence of dynamic stall on the characteristics of the airfoil.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
In the present invention according to claim 1, in a uniform flow corresponding to the rotation speed of the blade, while moving the blade pitching, at the same time, the maximum speed of the movement is moved in the front and rear direction at a speed corresponding to the forward speed of the helicopter, This is a method for simulating a helicopter airfoil, characterized by measuring the surface pressure and frictional stress of the blade to determine characteristics of the airfoil.
[0010]
According to the present invention, in a uniform flow corresponding to the rotational speed of the blade, the blade is pitched, and at the same time, the maximum speed of the movement is moved in the front-rear direction at a speed corresponding to the forward speed of the helicopter, By measuring the surface pressure and frictional stress and determining the characteristics of the airfoil, it is possible to accurately simulate the aerodynamic characteristics of the airfoil, which also reflects the dynamic stall characteristics, and accurately evaluate the performance of the airfoil. It is possible to do.
[0011]
The invention according to claim 2 is characterized in that the movement of the blade in the front-rear direction is a triangular functional periodic movement.
[0012]
According to the present invention, since the blades are periodically moved in a trigonometric function while being pitched, the movement in the front-rear direction can be accurately matched with the actual rotation of the blades. The quantitative analysis becomes easier, and the reliability of the data extracted by the numerical analysis processing is improved.
[0013]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
FIG. 1 is a diagram for explaining a method of numerical analysis using a computer in which a method for evaluating the performance of a helicopter airfoil according to an embodiment of the present invention is performed. The method for evaluating the performance of a helicopter airfoil according to the present embodiment is realized by storing a program for numerical fluid analysis (abbreviated as CFD) in a storage medium such as a compact disk (abbreviated as CD), and reading and executing the program by a computer. can do. The helicopter blade 20 undergoes a change in speed with a change in angle of attack, as described in connection with the prior art described above. In order to simulate, by numerical analysis using a computer, a movement in which both the local Mach number M and the angle of attack θ change at the blade tip of the blade, a motion model in which the longitudinal movement LM is added to the pitching motion PM is assumed.
[0014]
FIG. 2 is a graph showing the relationship between the local Mach number M at the wing tip and the angle of attack θ. In the figure, when the local Mach number M at the wing tip is 0.6 and the forward speed V of the helicopter is 0.2 at the Mach number, the angle of attack θ is reduced downward around the rotation center 21 by θ = −0. The change of the local Mach number when it is changed in the range from the position of 0.5 ° to the position of θ = 14.1 ° upward is shown.
[0015]
In order to simulate such a movement in which both the local Mach number M and the angle of attack θ change, a movement model is set in which the blade 20 is pitched with respect to the rotation center 21 and is moved L back and forth. This assumes that the cord length W of the blade 20 is 0.3 m, the forward speed V1 is 240 km / h, the tip speed V2 is 720 km / h (M = 0.6), and the rotor radius R is 5 m. This corresponds to moving the blade in the wind tunnel experiment with an amplitude of 1.66 m in the front-rear direction, a period of 0.17 seconds, and a maximum moving speed of 240 km / h (M = 0.2). In a high-speed flow, since the region is sensitive to a change in the Mach number, the above parameters need to be adjusted to actual values. The evaluation of the characteristics of the airfoil is confirmed by actually measuring the surface pressure and frictional stress of the blade 20.
[0016]
Obtaining the data for performing the above-mentioned airfoil characterization by wind tunnel experiments is easily performed due to equipment, measurement, and cost problems as described in connection with the conventional technique. Can not be realized. Therefore, it is realized by numerical analysis using a computer. The blade 20 is caused to periodically move in a trigonometric function while performing the pitching movement P, whereby a simulation in which the movement in the front-rear direction L exactly matches the actual rotation of the blade can be performed. Is more easily analyzed quantitatively, and the reliability of data extracted by the numerical analysis processing is improved.
[0017]
The performance evaluation of the airfoil described above is specifically realized by the following statistical operation. The values of the lift L and the resistance M at a certain azimuth angle obtained by the above calculation are typically represented by F, and represented by a function F (φ) of the azimuth angle φ (where 0 ≦ φ <2π). And the characteristic F (φ) of the plurality of blades is
[0018]
(Equation 1)

And the average amount of force F ブレード acting on the blade is
[0019]
(Equation 2)

And the variation F ′ is
[0020]
[Equation 3]

Required by
[0021]
FIG. 3 is a flowchart for explaining the procedure for evaluating the performance of a helicopter airfoil by a computer. It is appropriate to evaluate the lift and the aerodynamic resistance by an average amount, and the fluctuation amount RMS is an index of the vibration. First, in step s1, the relationship between the angle of attack θ and the local Mach number M shown in the graph of FIG. 2 is extracted from the operating conditions of the helicopter as shown by a line L1.
[0022]
Next, in step s2, an unsteady numerical analysis is performed based on the operation conditions of the helicopter. In this unsteady numerical analysis, a flow analysis at a certain time is performed in step s21, force data at that time is recorded in step s22, and in step s23, it is determined whether or not the calculation has been performed for a sufficient time. If the judgment is not sufficient, the flow returns to the step s21 to perform the flow analysis. Then, the force data is recorded in the step s22, and it is determined again whether or not the calculation has been performed for a sufficient time. Is repeated.
[0023]
If it is determined in step s23 that the calculation has been performed for a sufficient time, the process proceeds to the next step s24, where the characteristics of the plurality of rotors are obtained by the above equation (1), and the average amount of force is calculated by the above equation (2). ), And the fluctuation amount RMS of the force is calculated by the above equation (3).
[0024]
Further, in the above analysis calculation, assuming that the radius R to the position of the airfoil section of interest, the angular velocity ω, and the forward velocity Va, the local velocity U at a certain time t of the blade section during forward travel is:
U = Rω + Va · sin (ωt) (4)
Is represented by In order to reproduce this speed change, the front-rear position X in an airflow having a uniform flow velocity Rω is given by the following equation:
X = −Va / ω · cos (ωt) (5)
The analytic calculation is executed while changing with a triangular functional periodic motion as shown in FIG.
[0025]
FIG. 4 is a diagram for explaining an algorithm of calculation processing by a computer. When the analysis calculation for the performance evaluation of the helicopter airfoil described with reference to FIG. 3 is performed by the computer M, the computational fluid analysis (abbreviation) for calculating the flow field around the blade described in the Fortran language or the like is performed. CFD) program Din1, computational grid data Din2 representing the airfoil shape, data Din3 indicating blade behavior such as the instantaneous front-rear position and angle of the blade represented by equation (5), Mach number M and Reynolds Flow field data Din4 such as the number Re is input to the computer M. The computer M may be realized by a general-purpose small computer such as a personal computer, or may be realized by a large computer.
[0026]
By executing the numerical fluid analysis program Din1 in a state where such various data Din1 to Din4 are input, the analysis calculation of the blade in the flow field is performed for a sufficient time as described in the step s23. When the calculation is performed, aerodynamic numerical data Dout1 such as pressure and frictional stress at each point on the blade surface, each time, and these numerical data Dout1 are converted into a blade by the display screen of the computer M or a printing device as a calculation result. Aerodynamic characteristic value data Dout2 of the blade used for evaluation of lift, resistance, and the like obtained by integrating over the surface is output.
[0027]
In such an analytical calculation, the pitching motion P of the blade 20 in a uniform flow corresponding to the rotation speed of the blade, and simultaneously moving the blade 20 back and forth at a speed corresponding to the forward speed of the helicopter. The performance of the blade airfoil is evaluated by the dynamic maximum lift coefficient, etc., and the lift and resistance as an average of one cycle can be evaluated.Furthermore, by shifting the phase and adding the number of blades, And direct evaluation of vibration components.
[0028]
FIG. 5 is a graph in which a lift coefficient with respect to a change in pitch angle is obtained by an analytical calculation with only a pitching motion at a uniform flow velocity M = 0.2, and FIG. 6 shows a case where the forward speed of the helicopter is M = 0.2. With the tip speed set to M = 0.6 and the pitch angle changed in the same way, the lift coefficient when the blade is accelerated and decelerated in the range of M = 0.4 to M = 0.8 in the front-rear direction is calculated by analysis. It is a graph obtained.
[0029]
As is clear from these figures, the characteristics of the two are completely different, and the experimental results obtained by wind tunnel experiments involving displacement of the blade in the longitudinal direction with a triangular period and the calculation results shown in FIG. Is well matched, and when the back and forth motion is added to the pitching motion, the lift behind the low speed region where the pitch angle becomes large is lower than that in FIG. 5, and the dynamic stall characteristics are calculated. It can be seen that this is reflected in
[0030]
【The invention's effect】
According to the first aspect of the present invention, the blade is pitched in a uniform flow corresponding to the rotational speed of the blade, and simultaneously moves in the front-rear direction at the maximum speed of the motion corresponding to the forward speed of the helicopter. Since the characteristics of the airfoil are determined in this way, the aerodynamic characteristics of the airfoil that also reflect the dynamic stall characteristics can be simulated with high accuracy, and the performance of the airfoil can be accurately evaluated.
[0031]
According to the second aspect of the present invention, the blade is periodically moved in a triangular function while being pitched, so that the movement in the front-rear direction exactly matches the actual rotation speed of the blade, and the aerodynamic characteristics of the airfoil are obtained. Can be more easily analyzed quantitatively, and the reliability of the data extracted by the numerical analysis processing can be improved.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram for explaining a method of numerical analysis using a computer in which a method for evaluating the performance of a helicopter airfoil according to an embodiment of the present invention is performed.
FIG. 2 is a graph showing a relationship between a local Mach number M at a wing tip and an angle of attack θ.
FIG. 3 is a flowchart for explaining a procedure for evaluating the performance of a helicopter airfoil.
FIG. 4 is a diagram for explaining an algorithm of calculation processing by a computer.
FIG. 5 is a graph in which a lift coefficient with respect to a change in pitch angle is determined by an analytical calculation only with pitching motion at a uniform flow velocity M = 0.2.
FIG. 6: The forward speed of the helicopter is set to M = 0.2, the tip speed is set to M = 0.6, and the blade is moved in the longitudinal direction from M = 0.4 to M = 0.8 while the pitch angle is similarly changed. 5 is a graph obtained by an analytical calculation of a lift coefficient when an acceleration / deceleration movement is performed in the range of FIG.
FIG. 7 is a plan view showing an airspeed distribution of a blade during forward flight of a helicopter according to the related art.
FIG. 8 is a diagram showing an attack angle distribution of a blade.
FIG. 9 is a graph showing the relationship between the azimuth angle ψ and the local Mach number M when the blade makes one rotation, and the relationship between the azimuth angle ψ and the local lift coefficient CL.
FIG. 10 is a view for explaining a technique of a blade dynamic characteristic test by a conventional helicopter airfoil simulation method and apparatus.
FIG. 11 is a perspective view showing a concept of analysis of the rotor 3 in a rotating field.
[Explanation of symbols]
20 Blade 21 Rotation center P Pitching motion L Back and forth motion

Claims

In a uniform flow corresponding to the rotation speed of the blade, the blade is pitched and moved at the same time in the front-rear direction at a speed corresponding to the forward speed of the helicopter, and the surface pressure and friction stress of the blade are reduced. A method for simulating a helicopter airfoil, comprising measuring characteristics of the airfoil.

2. The helicopter airfoil simulation method according to claim 1, wherein the movement of the blade in the front-rear direction is a trigonometric periodic motion.