WO2020204139A1 - 流れ制御方法及び回転翼ユニット - Google Patents

流れ制御方法及び回転翼ユニット Download PDF

Info

Publication number
WO2020204139A1
WO2020204139A1 PCT/JP2020/015207 JP2020015207W WO2020204139A1 WO 2020204139 A1 WO2020204139 A1 WO 2020204139A1 JP 2020015207 W JP2020015207 W JP 2020015207W WO 2020204139 A1 WO2020204139 A1 WO 2020204139A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
frequency
blade
value
ratio
lift coefficient
Prior art date
Application number
PCT/JP2020/015207
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
英将 安田
章生 越智
賢司 葉山
智郁 辻内
和之 中北
拓 野々村
淳史 小室
圭介 高島
Original Assignee
川崎重工業株式会社
国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
国立大学法人東北大学
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 川崎重工業株式会社, 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構, 国立大学法人東北大学 filed Critical 川崎重工業株式会社
Priority to EP20782464.0A priority Critical patent/EP3950493A4/en
Priority to US17/601,396 priority patent/US20220201832A1/en
Priority to JP2021512308A priority patent/JP7097591B2/ja
Publication of WO2020204139A1 publication Critical patent/WO2020204139A1/ja
Priority to US17/508,638 priority patent/US11718388B2/en

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05H—PLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
    • H05H1/00—Generating plasma; Handling plasma
    • H05H1/24—Generating plasma
    • H05H1/2406—Generating plasma using dielectric barrier discharges, i.e. with a dielectric interposed between the electrodes
    • H05H1/2439—Surface discharges, e.g. air flow control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/005—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by other means not covered by groups B64C23/02 - B64C23/08, e.g. by electric charges, magnetic panels, piezoelectric elements, static charges or ultrasounds
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/467—Aerodynamic features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/72—Means acting on blades
    • B64C2027/7205—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC]
    • B64C2027/7211—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] without flaps
    • B64C2027/7216—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] without flaps using one actuator per blade
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/12—Boundary layer controls by using electromagnetic tiles, fluid ionizers, static charges or plasma
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/28—Boundary layer controls at propeller or rotor blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03D—WIND MOTORS
    • F03D7/00—Controlling wind motors 
    • F03D7/02—Controlling wind motors  the wind motors having rotation axis substantially parallel to the air flow entering the rotor
    • F03D7/022—Adjusting aerodynamic properties of the blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Definitions

  • the present application relates to a flow control method and a rotor unit, and particularly to a method for controlling a flow around a rotor blade in which the drive of a plasma actuator can be easily set and a rotor unit.
  • the cyclic pitch mechanism is a mechanism that periodically changes the pitch angle of the blades constituting the rotary blade. For example, at an angle position where lift is difficult to obtain, the pitch angle of the blade is increased so that the lift coefficient is increased. I'm in control. However, if the pitch angle of the blade is increased, the airflow flowing along the surface of the blade may be separated and stall. Although the stall of the blade is tolerated to some extent, the effect of the cyclic pitch mechanism cannot be fully exerted when the stall area or period becomes large.
  • a plasma actuator is a device that generates plasma by applying a voltage that fluctuates with time to a pair of electrodes.
  • a plasma actuator When plasma is generated near the front edge of the blade by a plasma actuator, an air flow is induced or a shock wave is generated near the front edge of the blade. Disturbance caused by this flow or shock wave and spatial / temporal fluctuation of the flow field can suppress the separation of the air flow in the blade and suppress the stall of the blade.
  • a fluctuating voltage is often applied intermittently and periodically.
  • actuator drive frequency the frequency for driving the plasma actuator
  • the relative velocity of air with respect to the blade varies depending on the distance from the center of rotation, and also depends on the velocity and direction of the air coming toward the blade. Therefore, in order to set the actuator drive frequency by the above method, the actuator drive frequency must be set for each electrode pair installation position. In addition, the actuator drive frequency setting must be changed according to the speed and direction of the air coming toward the blade. As described above, the setting method for setting the actuator drive frequency according to the relative velocity of air becomes very complicated.
  • the flow control method is a flow control method for controlling the flow around the blade of a rotary blade having a blade provided with a plasma actuator, and is an actuator having a frequency of a voltage applied to the plasma actuator.
  • the eigenfrequency ratio which is an eigenvalue of the frequency ratio, which is the ratio between the drive frequency and the eccentricity fluctuation frequency when the interception angle fluctuates according to the rotation angle of the blade, is determined, and the frequency ratio becomes the eigenfrequency ratio.
  • the actuator drive frequency is set so as to be such that, and the voltage of the set actuator drive frequency is applied to the plasma actuator to control the flow around the blade.
  • the rotary wing unit includes a rotary wing having a blade, a cyclic pitch controller that periodically changes the interception angle at a predetermined interception angle fluctuation frequency according to the rotation angle of the blade, and the blade.
  • the plasma actuator is provided with a plasma actuator, and the plasma actuator has an intrinsic frequency in which the frequency ratio, which is the ratio of the actuator drive frequency, which is the frequency of the voltage applied to the plasma actuator, and the interception angle fluctuation frequency is an inherent value.
  • a voltage having an actuator drive frequency set to be a ratio is applied to the plasma actuator.
  • the actuator drive frequency can be set regardless of the relative speed of air with respect to the blade. Therefore, it is not necessary to set the actuator drive frequency for each installation position of the plasma actuator, and it is not necessary to change the actuator drive frequency setting according to the speed and direction of the air coming toward the blade. Therefore, it is possible to provide a rotary blade unit in which the actuator drive frequency can be easily set and the lift recovery of the blade can be significantly improved.
  • the actuator drive frequency can be easily set to greatly improve the lift recovery of the blade.
  • FIG. 1 is a plan view of a helicopter equipped with a rotor unit.
  • FIG. 2 is a diagram showing an example of fluctuation characteristics of the pitch angle and lift coefficient of the blade.
  • FIG. 3 is a schematic configuration diagram of the plasma actuator.
  • FIG. 4 is a diagram showing an example of fluctuation characteristics of the pitch angle of the blade and the applied voltage of the plasma actuator.
  • FIG. 5 is a flow chart of a method of setting the actuator drive frequency of the plasma actuator.
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of the fluctuation characteristic of the lift coefficient when the plasma actuator is operated and when it is not operated.
  • FIG. 7 is a diagram showing the relationship of the evaluation value with respect to the frequency ratio.
  • FIG. 1 is a plan view of the helicopter 101 on which the rotor unit 100 is mounted.
  • the rotor unit 100 according to the embodiment is mounted on the helicopter 101.
  • the rotary blade unit 100 is not limited to the helicopter, and may be provided in other equipment such as a wind power generation facility.
  • the left side of the paper in FIG. 1 is the front and the traveling direction of the helicopter 101.
  • the rotor unit 100 includes a rotor 10 having a plurality of blades 11. The rotor 10 rotates counterclockwise in a plan view.
  • the rotation angle of the blade 11 (hereinafter referred to as “azimuth angle ⁇ ”) when the blade 11 extends from the rotation center of the rotary blade 10 toward the rear of the helicopter 101 is set to 0 °. .. Then, as the helicopter 101 advances, the relative velocity of air with respect to the blade 11 becomes the largest when the azimuth angle ⁇ is around 90 °, and the relative velocity of air with respect to the blade 11 becomes the smallest when the azimuth angle ⁇ is around 270 °.
  • the magnitude of the thick arrow in FIG. 1 schematically indicates the magnitude of the relative velocity of air with respect to the blade 11 when the azimuth angles ⁇ are 90 ° and 270 °.
  • the rotor unit 100 is provided with a cyclic pitch mechanism (cyclic pitch controller).
  • the cyclic pitch mechanism changes the pitch angle of each blade 11 according to the azimuth angle ⁇ by using a mechanical link or the like.
  • FIG. 2 is a diagram showing an example of the pitch angle (angle of attack) and lift coefficient of the blade 11 with respect to the azimuth angle ⁇ .
  • the broken line in FIG. 2 is the fluctuation characteristic of the pitch angle, and the solid line is the fluctuation characteristic of the lift coefficient.
  • the pitch angle fluctuation characteristic and the lift coefficient fluctuation characteristic shown in FIG. 2 are merely examples and do not necessarily match the actual fluctuation characteristic. As shown by the broken line in FIG.
  • the pitch angle is controlled to be the largest. Further, when the azimuth angle ⁇ at which the relative velocity of air is maximum is 90 °, the pitch angle is controlled to be the minimum.
  • the lift coefficient becomes large when the azimuth angle ⁇ is around 270 °, and when the azimuth angle ⁇ is around 90 °.
  • the lift coefficient becomes smaller.
  • lift can be improved in an area where the relative velocity of air with respect to the blade 11 is small (the azimuth angle ⁇ is around 270 °).
  • the lift coefficient sharply decreases from the point where the azimuth angle ⁇ exceeds 270 °. This is because the pitch angle of the blade 11 is increased, so that the airflow flowing along the surface of the blade 11 is separated and a stall occurs. If the lift coefficient drops significantly due to stall, it will take time for the lift coefficient to recover.
  • the rotary blade unit 100 includes a plasma actuator 30 that suppresses the stall of the blade 11 or improves the lift recovery of the blade.
  • FIG. 3 is a schematic configuration diagram of the plasma actuator 30.
  • the direction perpendicular to the paper surface is the span direction (rotor radial direction or extending direction) of the blade 11.
  • the plasma actuator 30 is a power supply device that drives the plasma actuator 30 by applying a voltage to the electrode pair 31 provided over substantially the entire front edge of the blade 11 and the electrode pair 31 at a predetermined frequency. It has 32 and.
  • the electrode pair 31 may be provided only on a part of the front edge of the blade 11 instead of the entire front edge of the blade 11. Further, the electrode pair 31 does not have to be provided on the front edge of the blade 11 in a strict sense, and may be provided in a predetermined range including the front edge of the blade 11, that is, near the front edge.
  • the electrode pair 31 includes a ground electrode 34 located on the blade 11 side and covered with a dielectric 33, and an exposed electrode 35 located outside the dielectric 33.
  • the power supply device 32 applies a voltage that fluctuates periodically to the electrode pair 31.
  • the gas between the electrodes is turned into plasma (ionization). That is, plasma is generated.
  • the plasmaized particles have an electric charge, they accelerate under the influence of an electric field and collide with surrounding particles, which induces a flow or generates a shock wave.
  • the stall of the blade 11 can be suppressed by the disturbance caused by this flow or the shock wave.
  • the positions of the ground electrode 34 and the exposed electrode 35 may be reversed. That is, the exposed electrode 35 may function as a ground electrode.
  • FIG. 4 is a diagram showing an example of fluctuation characteristics of the pitch angle of the blade 11 and fluctuation characteristics of the voltage (hereinafter referred to as “applied voltage”) applied from the power supply device 32 of the plasma actuator 30 to the electrode pair 31. ..
  • the horizontal axis of FIG. 4 is time (time / T; T is the period of blade pitching vibration), and the vertical axis is the pitch angle and applied voltage.
  • the broken line in FIG. 4 shows the fluctuation characteristic of the pitch angle of the blade 11, and the solid line is the applied voltage.
  • the length of the horizontal axis of the graph shown in FIG. 4 corresponds to the length of one cycle of the pitching vibration of the blade 11.
  • the plasma actuator 30 is a nanosecond pulse driven type (NanoSecond pulse driven Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuator; NSDBDPA) in which the waveform of the applied voltage is a pulse wave.
  • the pulse wave is intermittently driven at the actuator drive frequency.
  • the plasma actuator 30 may be an AC type (Alternative Current Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuator; ACDBDPA) in which the waveform of the applied voltage is a sine curve.
  • ACDBDPA Alternative Current Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuator
  • a sinusoidal waveform fluctuation voltage is applied in an intermittent (burst) oscillation mode, and the burst frequency, which is the frequency of this burst vibration mode, corresponds to the actuator drive frequency here.
  • the plasma actuator 30 applies a fluctuating voltage having a wavelength on the order of nanoseconds.
  • no voltage is applied in the vicinity of 0.75 time / T (the azimuth angle ⁇ corresponds to 90 °) because stall is unlikely to occur.
  • FIG. 5 is a flow chart of a method of setting the actuator drive frequency.
  • the fluctuation characteristics of the lift coefficient of the blade 11 are acquired for each frequency ratio.
  • the fluctuation characteristics of the lift coefficient are acquired for each frequency ratio in both the case where the plasma actuator 30 is driven and the case where the plasma actuator 30 is not driven.
  • the fluctuation characteristics of the lift coefficient may be acquired experimentally or by simulation. Further, when the lift coefficient fluctuation characteristic is acquired by the experiment, the lift coefficient fluctuation characteristic may be acquired based on the average value of the values obtained in each experiment after the experiment is performed a plurality of times. ..
  • the "frequency ratio” is the ratio (f PA / f pitch ) of the actuator drive frequency (f PA ) to the pitch fluctuation frequency (f pitch ).
  • the frequency ratio is the ratio of the actuator drive frequency, which is the frequency of the voltage applied to the electrode pair 31 of the plasma actuator 30, and the angle of attack fluctuation frequency when the angle of attack fluctuates according to the rotation angle of the blade 11. is there.
  • the "pitch fluctuation frequency (angle of attack fluctuation frequency)" can be defined as the number of pitch angle fluctuations repeated per unit time
  • the "actuator drive frequency” can be defined as the number of repeated application voltage fluctuations per unit time.
  • the fluctuation characteristic of the lift coefficient is acquired for each frequency ratio, but the frequency ratio may be changed by changing the actuator drive frequency. Alternatively, the frequency ratio may be changed by changing the pitch fluctuation frequency.
  • the pitch fluctuation frequency uses the same value depending on whether the plasma actuator 30 is driven or not, and also in the entire range of the frequency ratio. The same value is used. However, different values can be used as appropriate.
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of fluctuation characteristics of the lift coefficient of the blade 11 at a certain frequency ratio.
  • the fluctuation characteristics of the lift coefficient as shown in FIG. 6 are acquired for each frequency ratio.
  • the range of the frequency ratio for acquiring the fluctuation of the lift coefficient will be described later.
  • the horizontal axis of FIG. 6 is time (time / T), and the vertical axis is the lift coefficient.
  • the broken line in FIG. 6 is the fluctuation characteristic when the plasma actuator 30 is not operated, and the solid line is the fluctuation characteristic when the plasma actuator 30 is operated.
  • the length of the horizontal axis of the graph shown in FIG. 6 corresponds to the length of one cycle of the pitching vibration of the blade 11.
  • one cycle of the pitching vibration of the blade 11 can be said to be one cycle of the angle of attack fluctuation.
  • a judgment reference value is calculated for each frequency ratio based on the fluctuation characteristics of the lift coefficient acquired in advance. Specifically, the first judgment reference value g1, the second judgment reference value g2, and the third judgment reference value g3 are calculated.
  • Each judgment standard value is as follows.
  • the first judgment reference value g1 is a value related to the integrated value per cycle of the angle of attack fluctuation of the lift coefficient. More specifically, the first judgment reference value g1 is the integrated value per cycle of the angle-of-attack fluctuation of the lift coefficient when the plasma actuator 30 is driven (hereinafter, referred to as PA-ON with subscript). It is a value divided by the integrated value per cycle of the angle-of-attack fluctuation of the lift coefficient when the plasma actuator 30 is not driven (hereinafter, referred to as PA-OFF with subscript). Assuming that the lift coefficient is Cl and the time that is dimensionless in the period of angle of attack fluctuation is t bar (a symbol with an overline attached to t), the first judgment reference value g1 can be calculated by the following equation (1). it can. If the first determination reference value g1 is large, it means that the entire lift coefficient when the plasma actuator 30 is driven becomes large, which is preferable.
  • the second determination reference value g2 is a value related to the maximum value in one cycle of the angle of attack fluctuation of the lift coefficient. More specifically, the second determination reference value g2 is the maximum value of the lift coefficient (Cl max in FIG. 6) when the plasma actuator 30 is driven, and the maximum value of the lift coefficient when the plasma actuator 30 is not driven. It is the divided value. Assuming that the maximum value of the lift coefficient is Cl max , the second judgment reference value g2 can be calculated by the following equation (2). When the second determination reference value g2 is large, it means that the maximum value of the lift coefficient when the plasma actuator 30 is driven becomes large, which is preferable.
  • the third determination reference value g3 is a value related to the minimum value of the lift coefficient from the time when the lift coefficient becomes maximum in one cycle of the angle of attack fluctuation to the time after a predetermined period elapses. That is, it is a value related to the lift coefficient decreased due to stall.
  • the third determination reference value g3 is the minimum value (FIG. 6) from the time when the lift coefficient when the plasma actuator 30 is driven to the time when a predetermined period (1/8 cycle in the embodiment) elapses. Cl stall ) is divided by the minimum value from the time when the lift coefficient when the plasma actuator 30 is not driven to the maximum after a predetermined period elapses.
  • the third judgment reference value g3 can be calculated by the following equation (3).
  • the third determination reference value g3 is set to 1/8 cycle, but the period is not limited to this. This period may be set to include the minimum lift coefficient that has dropped due to stall.
  • an evaluation value is calculated for each frequency ratio based on the above-mentioned first judgment reference value g1, second judgment reference value g2, and third judgment reference value g3.
  • the value (that is, the product) obtained by multiplying the first judgment reference value g1, the second judgment reference value g2, and the third judgment reference value g3 is defined as the evaluation value g.
  • the value (that is, the sum) obtained by adding the first judgment reference value g1, the second judgment reference value g2, and the third judgment reference value g3 may be used as the evaluation value g, and the first judgment reference value g1 and the first judgment reference value g1.
  • each judgment reference value may be weighted by appropriately multiplying it by a coefficient.
  • the intrinsic frequency ratio is determined based on the calculated evaluation value g for each frequency ratio. Specifically, based on the evaluation value g obtained for each frequency ratio, a graph relating to the frequency ratio and the evaluation value g as shown in FIG. 7 is created, and the frequency ratio at which the evaluation value g is the largest is the natural frequency ratio. And. The frequency ratio at which the evaluation value g is the largest may be calculated by calculation without using a graph.
  • the range of the frequency ratio for acquiring the fluctuation characteristic of the lift coefficient may be a range including the natural frequency ratio.
  • the fluctuation characteristic of the lift coefficient may be acquired within the range of the frequency ratio from 0 to 1000.
  • the tendency of the evaluation value is obtained by setting the step size of the frequency ratio to about 50 to 100 within the above range.
  • the fluctuation characteristic of the lift coefficient is acquired with the step size of the frequency ratio set to 1 to 10 or a finer step width in the range near the natural frequency where the evaluation value is maximum.
  • the frequency ratio range and step size values are examples, and are not limited to the above.
  • the actuator drive frequency of the plasma actuator 30 is set so that the frequency ratio becomes the intrinsic frequency ratio which is an intrinsic value obtained based on the evaluation value.
  • the eigenfrequency ratio which is an eigenvalue of the frequency ratio
  • the actuator drive frequency is set so that the frequency ratio becomes the eigenfrequency ratio. That is, the actuator drive frequency can be set regardless of the relative velocity of air with respect to the blade 11. Therefore, it is not necessary to set the actuator drive frequency for each installation position of the electrode pair 31, and it is not necessary to change the actuator drive frequency setting according to the speed and direction of the air coming toward the blade 11. Therefore, according to the flow control method according to the embodiment, the actuator drive frequency can be easily set, and the lift recovery of the blade 11 can be significantly improved.
  • the natural frequency ratio is determined based on the evaluation value g calculated from the fluctuation characteristics of the lift coefficient of the blade 11. Therefore, the actuator drive frequency can be set so that the blade 11 can obtain an appropriate lift coefficient. Moreover, the natural frequency ratio can be uniformly determined. Therefore, since it is sufficient that the plasma actuator 30 can be driven at a specific frequency, the drive device (power supply device) can be miniaturized.
  • the disclosed technology can also be applied to other devices that suppress blade stall.
  • it can be applied to a method of setting the air injection frequency of an air injection device that suppresses the stall of the blade by injecting air from the vicinity of the front edge of the blade at a predetermined air injection frequency.
  • the "actuator drive frequency” may be read as the "air injection frequency" in the above-described embodiment.
  • the case where the angle of attack of the blade 11 fluctuates due to the fluctuation of the pitch angle of the blade 11 has been described.
  • the pitch angle of the blade 11 is constant and the angle of the airflow with respect to the blade 11 fluctuates. Similar control is possible even when the angle of attack of the blade 11 fluctuates.
  • the fluctuation frequency of the airflow angle with respect to the blade 11 is defined as the “interception angle fluctuation frequency”
  • the ratio of the actuator drive frequency to the reception angle fluctuation frequency becomes the frequency ratio described above.
  • Rotor unit 10 Rotor 11 Blade 30
  • Plasma actuator 31 Electrode pair 33 Derivative 34 Ground electrode 35 Exposed electrode 100 Rotor unit

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

本願の一態様に係る流れ制御方法は、プラズマアクチュエータが設けられたブレードを有する回転翼の前記ブレードまわりの流れを制御する流れ制御方法であって、前記プラズマアクチュエータへの印加電圧の周波数であるアクチュエータ駆動周波数と、前記ブレードの回転角度に応じて迎角が変動する際の迎角変動周波数との比率である周波数比率の固有値である固有周波数比率を決定し、前記周波数比率が前記固有周波数比率となるように前記アクチュエータ駆動周波数を設定し、設定された前記アクチュエータ駆動周波数の電圧を前記プラズマアクチュエータに印加して、前記ブレードまわりの流れを制御する。

Description

流れ制御方法及び回転翼ユニット
　本願は、流れ制御方法及び回転翼ユニットに関し、特にプラズマアクチュエータの駆動を容易に設定可能な回転翼のブレードまわりの流れを制御する方法及び回転翼ユニットに関する。
　ヘリコプターや風力発電設備などには、サイクリックピッチ機構を備えたものがある。サイクリックピッチ機構は、回転翼を構成するブレードのピッチ角を周期的に変動させる機構であり、例えば揚力が得られにくい角度位置では、ブレードのピッチ角を大きくして揚力係数が大きくなるように制御している。ただし、ブレードのピッチ角が大きくなると、ブレードの表面に沿って流れていた気流が剥離して失速するおそれがある。ブレードの失速はある程度許容されているが、失速するエリアや期間が大きくなると、サイクリックピッチ機構による効果を十分に発揮することができなくなる。
　近年、ブレードの失速を抑制する装置としてプラズマアクチュエータが注目されている。プラズマアクチュエータは、電極対に時間的に変動する電圧を印加することでプラズマを発生させる装置である。プラズマアクチュエータによってブレードの前縁付近にプラズマを発生させると、ブレードの前縁付近には空気の流れが誘起されたり衝撃波が発生したりする。この流れ若しくは衝撃波による擾乱や流れ場の空間的・時間的変動によって、ブレードにおける気流の剥離が抑えられ、ブレードの失速を抑制することができる。一般的には変動電圧を間欠的かつ周期的に印加することが多い。また、電極対に変動電圧を間欠的に印加する周波数、すなわちプラズマアクチュエータを駆動する周波数（以下、「アクチュエータ駆動周波数」と称す）は、ブレードに対する空気の相対速度等に応じて設定することが望ましく、このように設定することにより失速を効果的に抑制できるとされている（例えば、特許文献１及び２参照）。
特表２００９－５１１３６０号公報 特開２０１５－１６１２６９号公報
　しかしながら、ブレードに対する空気の相対速度は回転中心からの距離によって異なり、また、ブレードに向かってくる空気の速度や方向によっても変化する。そのため、上述の方法でアクチュエータ駆動周波数を設定するには、電極対の設置位置ごとにアクチュエータ駆動周波数を設定しなければならない。また、ブレードに向かってくる空気の速度や方向に応じてアクチュエータ駆動周波数の設定を変更しなければならない。このように、空気の相対速度に応じてアクチュエータ駆動周波数を設定する設定方法は、その設定が非常に複雑になる。
　本願は、以上のような事情に鑑みてなされたものであり、容易にアクチュエータ駆動周波数を設定してブレードの揚力回復を大幅に改善することができる流れ制御方法を提供することを目的とする。また、容易にアクチュエータ駆動周波数を設定してブレードの揚力回復を大幅に改善することができる回転翼ユニットを提供することを目的とする。
　本願の一態様に係る流れ制御方法は、プラズマアクチュエータが設けられたブレードを有する回転翼の前記ブレードまわりの流れを制御する流れ制御方法であって、前記プラズマアクチュエータへの印加電圧の周波数であるアクチュエータ駆動周波数と、前記ブレードの回転角度に応じて迎角が変動する際の迎角変動周波数との比率である周波数比率の固有値である固有周波数比率を決定し、前記周波数比率が前記固有周波数比率となるように前記アクチュエータ駆動周波数を設定し、設定された前記アクチュエータ駆動周波数の電圧を前記プラズマアクチュエータに印加して、前記ブレードまわりの流れを制御する。
　これにより、ブレードに対する空気の相対速度にかかわらず、アクチュエータ駆動周波数を設定することができる。そのため、プラズマアクチュエータの設置位置ごとにアクチュエータ駆動周波数を設定する必要がなく、また、ブレードに向かってくる空気の速度や方向に応じてアクチュエータ駆動周波数の設定を変更する必要もない。よって、容易にアクチュエータ駆動周波数を設定でき、ブレードの揚力回復を大幅に改善することができる。
　本願の一態様に係る回転翼ユニットは、ブレードを有する回転翼と、前記ブレードの回転角度に応じて迎角を所定の迎角変動周波数で周期的に変動させるサイクリックピッチコントローラと、前記ブレードに設けられたプラズマアクチュエータと、を備え、前記プラズマアクチュエータは、前記プラズマアクチュエータへの印加電圧の周波数であるアクチュエータ駆動周波数と前記迎角変動周波数との比率である周波数比率が固有の値である固有周波数比率となるように設定されたアクチュエータ駆動周波数の電圧が前記プラズマアクチュエータに印加される。
　この構成では、ブレードに対する空気の相対速度にかかわらず、アクチュエータ駆動周波数を設定することができる。そのため、プラズマアクチュエータの設置位置ごとにアクチュエータ駆動周波数を設定する必要がなく、また、ブレードに向かってくる空気の速度や方向に応じてアクチュエータ駆動周波数の設定を変更する必要もない。よって、容易にアクチュエータ駆動周波数を設定でき、ブレードの揚力回復を大幅に改善することができる回転翼ユニットを提供できる。
　上記の構成によれば、容易にアクチュエータ駆動周波数を設定してブレードの揚力回復を大幅に改善することができる。
図１は、回転翼ユニットが搭載されたヘリコプターの平面図である。 図２は、ブレードのピッチ角と揚力係数の変動特性の一例を示した図である。 図３は、プラズマアクチュエータの概略構成図である。 図４は、ブレードのピッチ角とプラズマアクチュエータの印加電圧の変動特性の一例を示した図である。 図５は、プラズマアクチュエータのアクチュエータ駆動周波数の設定方法のフロー図である。 図６は、プラズマアクチュエータを作動させたとき及び作動させていないときにおける揚力係数の変動特性の一例を示した図である。 図７は、周波数比率に対する評価値の関係を示した図である。
　以下、実施形態について図を参照しながら説明する。
　＜回転翼ユニット＞
　図１は、回転翼ユニット１００が搭載されたヘリコプター１０１の平面図である。実施形態に係る回転翼ユニット１００は、ヘリコプター１０１に搭載されている。回転翼ユニット１００は、ヘリコプターに限られず、風力発電設備など他の設備に設けられていてもよい。なお、実施形態では、図１の紙面左方をヘリコプター１０１の前方及び進行方向とする。回転翼ユニット１００は、複数のブレード１１を有する回転翼１０を備えている。回転翼１０は平面視において反時計回りで回転する。
　上述したブレード１１は全て同じように構成されている。ここでは、複数あるブレード１１のうちの１つのブレード１１に着目して説明する。図１に示すように、ブレード１１が回転翼１０の回転中心からヘリコプター１０１の後方に向かって延びているときのブレード１１の回転角度（以下、「アジマス角ψ」と称する）を０°とする。そうすると、ヘリコプター１０１が前進することによって、アジマス角ψが９０°付近でブレード１１に対する空気の相対速度が最も大きくなり、アジマス角ψが２７０°付近でブレード１１に対する空気の相対速度が最も小さくなる。そのため、仮にブレード１１のピッチ角が変化しないとすると、回転翼１０の進行方向を向いて右側では揚力が大きくなり、進行方向を向いて左側では揚力が小さくなって、回転翼１０にかかる力のバランスが悪くなる。なお、図１中の太矢印の大きさは、アジマス角ψが９０°と２７０°におけるブレード１１に対する空気の相対速度の大きさを模式的に示している。
　そこで、実施形態に係る回転翼ユニット１００は、サイクリックピッチ機構（サイクリックピッチコントローラ）を備えている。サイクリックピッチ機構は、メカニカルリンク等を用いて各ブレード１１のピッチ角をアジマス角ψに応じて変動させる。図２は、アジマス角ψに対するブレード１１のピッチ角（迎角）と揚力係数の一例を示した図である。図２中の破線がピッチ角の変動特性であり、実線が揚力係数の変動特性である。なお、図２に示すピッチ角の変動特性と揚力係数の変動特性は、あくまでも一例であって、実際の変動特性とは必ずしも一致しない。図２の破線で示すように、空気の相対速度が最も小さくなるアジマス角ψが２７０°のときは、ピッチ角が最も大きくなるように制御されている。また、空気の相対速度が最も大きくなるアジマス角ψが９０°のときは、ピッチ角が最も小さくなるように制御されている。
　このように、ブレード１１のピッチ角を制御することで、図２の実線で示すように、アジマス角ψが２７０°付近のときは揚力係数が大きくなり、アジマス角ψが９０°付近のときは揚力係数が小さくなる。その結果、ブレード１１に対する空気の相対速度が小さいエリア（アジマス角ψが２７０°付近）において、揚力を向上させることができる。ただし、図２の実線で示すように、アジマス角ψが２７０°を過ぎたあたりから、揚力係数が急激に低下している。これは、ブレード１１のピッチ角が大きくなることで、ブレード１１の表面に沿って流れていた気流が剥離して失速が生じたものである。失速による揚力係数の落ち込みが大きいと、揚力係数が回復するまでに時間がかかってしまう。
　そこで、実施形態に係る回転翼ユニット１００は、ブレード１１の失速を抑制、あるいはブレードの揚力回復を改善するプラズマアクチュエータ３０を備えている。図３は、プラズマアクチュエータ３０の概略構成図である。なお、図３において紙面に垂直な方向がブレード１１のスパン方向（ローター半径方向又は延在方向）である。図３に示すように、プラズマアクチュエータ３０は、ブレード１１の前縁のほぼ全域にわたって設けられた電極対３１と、電極対３１に所定の周波数で電圧を印加し、プラズマアクチュエータ３０を駆動させる電源装置３２とを備えている。なお、電極対３１は、ブレード１１の前縁の全域ではなく、ブレード１１の前縁の一部にのみ設けられていてもよい。また、電極対３１は、厳密な意味でのブレード１１の前縁に設ける必要はなく、ブレード１１の前縁を含む所定範囲、つまり前縁付近に設けられていればよい。
　電極対３１は、ブレード１１側に位置し誘電体３３に覆われたグラウンド電極３４と、誘電体３３の外側に位置する露出電極３５とを含んでいる。電源装置３２は、電極対３１に対して周期的に変動する電圧を印加する。これにより、電極間の気体がプラズマ化（イオン化）する。つまり、プラズマを発生させる。プラズマ化した粒子は電荷を持つため電場の影響で加速し周囲の粒子と衝突し、流れが誘起されたり衝撃波が発生したりする。この流れ若しくは衝撃波による擾乱によって、ブレード１１の失速を抑制することができる。なお、グラウンド電極３４と露出電極３５の位置は逆であってもよい。つまり、露出電極３５がグラウンド電極として機能してもよい。
　図４は、ブレード１１のピッチ角の変動特性及びプラズマアクチュエータ３０の電源装置３２から電極対３１に印加される電圧（以下、「印加電圧」と称す）の変動特性の一例を示した図である。図４の横軸が時間（ｔｉｍｅ／Ｔ；Ｔはブレードピッチング振動の周期）であり、縦軸がピッチ角及び印加電圧である。そして、図４中の破線がブレード１１のピッチ角の変動特性を示しており、実線が印加電圧である。なお、図４に示すグラフの横軸の長さは、ブレード１１のピッチング振動の１周期の長さに相当する。
　図４に示すように、プラズマアクチュエータ３０は、印加電圧の波形がパルス波であるナノ秒パルス駆動型（NanoSecond pulse driven Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuator；NSDBDPA）である。パルス波をアクチュエータ駆動周波数で間欠的に駆動している。ただし、プラズマアクチュエータ３０は、印加電圧の波形がサインカーブである交流型（Alternative Current Dielectric Barrier Discharge Plasma Actuator；ACDBDPA）であってもよい。なお、ACDBDPAでは、正弦波形変動電圧を間欠（バースト）発振モードで印加し、このバースト振動モードの周波数であるバースト周波数がここでのアクチュエータ駆動周波数に対応する。プラズマアクチュエータ３０は、電圧を印加する際にナノ秒オーダーの波長の変動電圧を印加する。なお、実施形態では、０．７５ｔｉｍｅ／Ｔ（アジマス角ψが９０°に相当）付近では、失速が起こりにくいため電圧を印加していない。
　＜プラズマアクチュエータの設定方法＞
　次に、プラズマアクチュエータ３０の設定方法について説明する。具体的には、印加電圧の周波数（アクチュエータ駆動周波数）の設定方法について説明する。図５は、アクチュエータ駆動周波数の設定方法のフロー図である。図５に示すように、はじめに周波数比率ごとにブレード１１の揚力係数の変動特性を取得する。実施形態では、プラズマアクチュエータ３０を駆動させた場合と駆動させない場合の両方について、周波数比率ごとに揚力係数の変動特性を取得する。なお、揚力係数の変動特性は実験により取得してもよく、シミュレーションにより取得してもよい。また、実験により揚力係数の変動特性を取得する場合は、実験を複数回実施したうえで、各回で得られた値を平均した値に基づいて揚力係数の変動特性を取得するようにしてもよい。
　ここで、「周波数比率」とは、ピッチ変動周波数（ｆpitch）に対するアクチュエータ駆動周波数（ｆPA）の比率（ｆPA／ｆpitch）である。言い換えると、周波数比率は、プラズマアクチュエータ３０の電極対３１への印加電圧の周波数であるアクチュエータ駆動周波数と、ブレード１１の回転角度に応じて迎角が変動する際の迎角変動周波数との比率である。なお、「ピッチ変動周波数（迎角変動周波数）」は単位時間あたりに繰り返されるピッチ角の変動回数と定義でき、「アクチュエータ駆動周波数」は単位時間あたりに繰り返される印加電圧の変動回数と定義できる。上記のとおり実施形態では周波数比率ごとに揚力係数の変動特性を取得するが、アクチュエータ駆動周波数を変えることで周波数比率を変更してもよい。あるいは、ピッチ変動周波数を変えることで周波数比率を変更してもよい。なお、実施形態では、揚力係数の変動特性を取得するにあたり、ピッチ変動周波数は、プラズマアクチュエータ３０を駆動させる場合と駆動させない場合とで同一値を用いており、かつ、周波数比率の全範囲においても同一値を用いている。ただし、適宜異なる値を用いることもできる。
　図６は、ある周波数比率におけるブレード１１の揚力係数の変動特性の一例を示した図である。周波数比率ごとに図６で示すような揚力係数の変動特性を取得する。揚力係数の変動を取得する周波数比率の範囲については後述する。図６の横軸が時間（ｔｉｍｅ／Ｔ）であり、縦軸が揚力係数である。図６中の破線がプラズマアクチュエータ３０を作動させない場合の変動特性であり、実線がプラズマアクチュエータ３０を作動させたときの変動特性である。なお、図６に示すグラフの横軸の長さはブレード１１のピッチング振動の１周期の長さに相当する。なお、ここではピッチ角の変動に伴ってブレード１１の迎角も変動するため、ブレード１１のピッチング振動の１周期は、迎角変動の１周期ということができる。
　続いて、図５に示すように、予め取得した揚力係数の変動特性に基づいて周波数比率ごとに判断基準値を算出する。具体的には、第１判断基準値ｇ１、第２判断基準値ｇ２、及び、第３判断基準値ｇ３を算出する。各判断基準値は以下のとおりである。
　第１判断基準値ｇ１は、揚力係数の迎角変動の１周期あたりの積分値に関する値である。より具体的には、第１判断基準値ｇ１は、プラズマアクチュエータ３０を駆動したとき（以下、下付きでＰＡ－ＯＮと標記する）における揚力係数の迎角変動の１周期あたりの積分値を、プラズマアクチュエータ３０を駆動しないとき（以下、下付きでＰＡ－ＯＦＦと標記する）における揚力係数の迎角変動の１周期あたりの積分値で割った値である。揚力係数をＣｌ、迎角変動の周期で無次元化した時間をｔバー（ｔにオーバーラインを付した記号）とすると、第１判断基準値ｇ１は以下の式（１）で算出することができる。第１判断基準値ｇ１が大きければ、プラズマアクチュエータ３０を駆動したときの揚力係数全体が大きくなることを意味するため好ましい。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　第２判断基準値ｇ２は、揚力係数の迎角変動の１周期中の最大値に関する値である。より具体的には、第２判断基準値ｇ２は、プラズマアクチュエータ３０を駆動したときにおける揚力係数の最大値（図６のＣｌmax）を、プラズマアクチュエータ３０を駆動しないときにおける揚力係数の最大値で割った値である。揚力係数の最大値をＣｌmaxとすると、第２判断基準値ｇ２は以下の式（２）で算出することができる。第２判断基準値ｇ２が大きければ、プラズマアクチュエータ３０を駆動したときの揚力係数の最大値が大きくなることを意味するため好ましい。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　第３判断基準値ｇ３は、揚力係数が迎角変動の１周期中に最大となる時点から所定の期間経過後までにおける揚力係数の最小値に関する値である。つまり、失速によって低下した揚力係数に関する値である。具体的には、第３判断基準値ｇ３は、プラズマアクチュエータ３０を駆動したときにおける揚力係数が最大である時点から所定の期間（実施形態では１／８周期）経過後までにおける最小値（図６のＣｌstall）を、プラズマアクチュエータ３０を駆動しないときにおける揚力係数が最大である時点から所定の期間経過後までにおける最小値で割った値である。
　揚力係数が最大である時点から所定の期間経過後までにおける揚力係数の最小値をＣｌstallとすると、第３判断基準値ｇ３は以下の式（３）で算出することができる。第３判断基準値ｇ３が大きければ、プラズマアクチュエータ３０を駆動したときにおける失速後の揚力係数の最小値が大きいこと、すなわち失速後における揚力係数の低下量が少ないことを意味するため好ましい。なお、実施形態では、上述した「揚力係数が最大である時点から所定の期間」を１／８周期としているが、当該期間はこれに限定されない。この期間は、失速によって落ち込んだ揚力係数の最小値が含まれるように設定すればよい。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
　続いて、図５に示すように、上述した第１判断基準値ｇ１、第２判断基準値ｇ２、及び、第３判断基準値ｇ３に基づいて、周波数比率ごとに評価値を算出する。実施形態では、第１判断基準値ｇ１、第２判断基準値ｇ２、及び、第３判断基準値ｇ３を掛けて得た値（すなわち積）を評価値ｇとする。ただし、第１判断基準値ｇ１、第２判断基準値ｇ２、及び、第３判断基準値ｇ３を足して得た値（すなわち和）を評価値ｇとしてもよく、第１判断基準値ｇ１、第２判断基準値ｇ２、及び、第３判断基準値ｇ３のうちいずれか１つ又は２つを用いて得た値を評価値ｇとしてもよい。２つ以上の判断基準値を用いる場合は、各判断基準値に適宜係数を乗ずるなどして重みづけしてもよい。
　続いて、図５に示すように、算出した周波数比率ごとの評価値ｇに基づいて固有周波数比率を決定する。具体的には、周波数比率ごとに得られた評価値ｇに基づいて、図７に示すような周波数比率と評価値ｇに関するグラフを作成し、評価値ｇが最も大きくなる周波数比率を固有周波数比率とする。なお、評価値ｇが最も大きくなる周波数比率は、グラフを用いることなく演算により算出してもよい。
　ここで、揚力係数の変動特性を取得する周波数比率の範囲は、固有周波数比率が含まれる範囲であればよい。翼型によって異なるが、例えば０以上１０００以下までの周波数比率の範囲内で揚力係数の変動特性を取得すればよい。揚力係数の変動特性を取得するにあたっては、まずは上記の範囲内において周波数比率の刻み幅を５０乃至１００程度として評価値の傾向を得る。そして、評価値が最大となる固有周波数近傍の範囲において周波数比率の刻み幅を１乃至１０、あるいはさらに細かい刻み幅で揚力係数の変動特性を取得する。なお、周波数比率の範囲及び刻み幅の値は一例であり、上記に限られない。
　続いて、図５に示すように、周波数比率が評価値に基づいて得られる固有の値である固有周波数比率となるように、プラズマアクチュエータ３０のアクチュエータ駆動周波数を設定する。
　最後に、図５に示すように、設定されたアクチュエータ駆動周波数にて電極対３１に電圧を印加してプラズマアクチュエータ３０を駆動させる。これにより、ブレード１１まわりの流れが制御され、ブレード１１の揚力回復を大幅に改善することができる。
　上記のとおり、実施形態では、周波数比率の固有値である固有周波数比率が決定され、周波数比率がかかる固有周波数比率となるようにアクチュエータ駆動周波数を設定する。つまり、ブレード１１に対する空気の相対速度にかかわらずアクチュエータ駆動周波数を設定することができる。そのため、電極対３１の設置位置ごとにアクチュエータ駆動周波数を設定する必要がなく、また、ブレード１１に向かってくる空気の速度や方向に応じてアクチュエータ駆動周波数の設定を変更する必要もない。よって、実施形態に係る流れ制御方法によれば、容易にアクチュエータ駆動周波数を設定でき、ブレード１１の揚力回復を大幅に改善することができる。
　しかも、実施形態では、ブレード１１の揚力係数の変動特性から算出した評価値ｇに基づいて固有周波数比率を決定している。そのため、ブレード１１が適切な揚力係数を得られるようにアクチュエータ駆動周波数を設定することができる。また、固有周波数比率を画一的に決定することができる。そのため、特定の周波数においてプラズマアクチュエータ３０を駆動できればよいので駆動装置（電源装置）の小型化を図ることができる。
　なお、開示技術は、ブレードの失速を抑制する他の装置にも応用することができる。例えば、所定の空気噴射周波数でブレードの前縁付近から空気を噴射することによりブレードの失速を抑制する空気噴射装置の空気噴射周波数を設定する方法にも応用することができる。この場合、上述した実施形態において「アクチュエータ駆動周波数」を「空気噴射周波数」に読み替えればよい。
　また、実施形態では、ブレード１１のピッチ角が変動することでブレード１１の迎角が変動する場合について説明したが、例えばブレード１１のピッチ角が一定でブレード１１に対する気流の角度が変動することでブレード１１の迎角が変動する場合であっても同様の制御が可能である。この場合、ブレード１１に対する気流の角度の変動周波数を「迎角変動周波数」とすれば、迎角変動周波数に対するアクチュエータ駆動周波数の比率が前述した周波数比率となる。
１０　回転翼
１１　ブレード
３０　プラズマアクチュエータ
３１　電極対
３３　誘導体
３４　グラウンド電極
３５　露出電極
１００　回転翼ユニット
 

Claims (6)

  1. 　プラズマアクチュエータが設けられたブレードを有する回転翼の前記ブレードまわりの流れを制御する流れ制御方法であって、
    　前記プラズマアクチュエータへの印加電圧の周波数であるアクチュエータ駆動周波数と、前記ブレードの回転角度に応じて迎角が変動する際の迎角変動周波数との比率である周波数比率の固有値である固有周波数比率を決定し、
    　前記周波数比率が前記固有周波数比率となるように前記アクチュエータ駆動周波数を設定し、
    　設定された前記アクチュエータ駆動周波数の電圧を前記プラズマアクチュエータに印加して、前記ブレードまわりの流れを制御する、流れ制御方法。
  2. 　前記周波数比率ごとに前記ブレードの迎角に応じて変動する揚力係数の変動特性を予め取得し、
    　取得した前記揚力係数の変動特性に基づいて、前記周波数比率ごとに前記揚力係数に関する評価値を算出し、
    　前記固有周波数比率は、算出した前記評価値に基づいて決定される、請求項１に記載の流れ制御方法。
  3. 　前記評価値は、揚力係数の積分値に関する値、揚力係数の最大値に関する値、又は、失速後における揚力係数の最小値に関する値のうち、少なくとも１つを用いて得た値である、請求項２に記載の流れ制御方法。
  4. 　前記評価値は、
    　前記プラズマアクチュエータを駆動させた場合と駆動させない場合における、前記揚力係数の迎角変動の１周期あたりの積分値の比に関する第１判断基準値、
    　前記プラズマアクチュエータを駆動させた場合と駆動させない場合における、前記揚力係数の迎角変動の１周期の最大値の比に関する第２判断基準値、又は
    　前記プラズマアクチュエータを駆動させた場合と駆動させない場合における、前記揚力係数の迎角変動の１周期の中に最大となる時点から所定期間経過後までにおける前記揚力係数の最小値の比に関する第３判断基準値のうち、少なくとも１つを用いて得た値である、請求項２に記載の流れ制御方法。
  5. 　前記第１判断基準値、前記第２判断基準値、及び、前記第３判断基準値の積に基づいて、前記評価値を算出する、請求項４に記載の流れ制御方法。
  6. 　ブレードを有する回転翼と、
    　前記ブレードの回転角度に応じて迎角を所定の迎角変動周波数で周期的に変動させるサイクリックピッチコントローラと、
    　前記ブレードに設けられたプラズマアクチュエータと、を備え、
    　前記プラズマアクチュエータは、前記プラズマアクチュエータへの印加電圧の周波数であるアクチュエータ駆動周波数と前記迎角変動周波数との比率である周波数比率が固有の値である固有周波数比率となるように設定されたアクチュエータ駆動周波数の電圧が前記プラズマアクチュエータに印加される、回転翼ユニット。
     
PCT/JP2020/015207 2019-04-02 2020-04-02 流れ制御方法及び回転翼ユニット WO2020204139A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP20782464.0A EP3950493A4 (en) 2019-04-02 2020-04-02 PROCEDURE FOR FLOW CONTROL AND VANE UNIT
US17/601,396 US20220201832A1 (en) 2019-04-02 2020-04-02 Flow control method and rotary wing unit
JP2021512308A JP7097591B2 (ja) 2019-04-02 2020-04-02 流れ制御方法及び回転翼ユニット
US17/508,638 US11718388B2 (en) 2019-04-02 2021-10-22 Flow control method and rotary wing unit

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2019-070570 2019-04-02
JP2019070570 2019-04-02

Related Child Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US17/601,396 A-371-Of-International US20220201832A1 (en) 2019-04-02 2020-04-02 Flow control method and rotary wing unit
US17/508,638 Continuation US11718388B2 (en) 2019-04-02 2021-10-22 Flow control method and rotary wing unit

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020204139A1 true WO2020204139A1 (ja) 2020-10-08

Family

ID=72668266

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2020/015207 WO2020204139A1 (ja) 2019-04-02 2020-04-02 流れ制御方法及び回転翼ユニット

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20220201832A1 (ja)
EP (1) EP3950493A4 (ja)
JP (1) JP7097591B2 (ja)
WO (1) WO2020204139A1 (ja)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115716529B (zh) * 2023-01-10 2023-05-26 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种机翼前缘下垂动态失速控制装置和方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009511360A (ja) * 2005-10-17 2009-03-19 ベル ヘリコプター テクストロン インコーポレイテッド 垂直離着陸航空機の翼、ナセルおよび／または胴体への抵抗低減のためのプラズマアクチュエータ
JP2015161269A (ja) 2014-02-28 2015-09-07 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 流体制御システム
JP2018003617A (ja) * 2016-06-28 2018-01-11 株式会社東芝 風力発電システム
JP2019209736A (ja) * 2018-05-31 2019-12-12 株式会社イームズラボ 推力を向上した無人飛行体

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009053984A1 (en) * 2007-10-26 2009-04-30 Technion - Research & Development Foundation Ltd Aerodynamic performance enhancements using discharge plasma actuators
KR101368448B1 (ko) * 2011-05-02 2014-02-28 가부시끼가이샤 도시바 풍력 발전 시스템 및 그 제어 방법
US11718388B2 (en) * 2019-04-02 2023-08-08 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Flow control method and rotary wing unit

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009511360A (ja) * 2005-10-17 2009-03-19 ベル ヘリコプター テクストロン インコーポレイテッド 垂直離着陸航空機の翼、ナセルおよび／または胴体への抵抗低減のためのプラズマアクチュエータ
JP2015161269A (ja) 2014-02-28 2015-09-07 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 流体制御システム
JP2018003617A (ja) * 2016-06-28 2018-01-11 株式会社東芝 風力発電システム
JP2019209736A (ja) * 2018-05-31 2019-12-12 株式会社イームズラボ 推力を向上した無人飛行体

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3950493A4

Also Published As

Publication number Publication date
EP3950493A4 (en) 2022-11-30
JPWO2020204139A1 (ja) 2021-11-25
JP7097591B2 (ja) 2022-07-08
EP3950493A1 (en) 2022-02-09
US20220201832A1 (en) 2022-06-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101477213B1 (ko) 풍력 발전 시스템 및 그 제어 방법
EP2757258B1 (en) Wind power generator
CN101296842B (zh) 用于垂直升降飞行器的翼状物、机舱和/或机身上的减阻的等离子体激励器
EP1995173B1 (en) Plasma flow control actuator system and method
US11718388B2 (en) Flow control method and rotary wing unit
EP3042848A1 (en) System and method for reducing rotor blade noise
KR101368448B1 (ko) 풍력 발전 시스템 및 그 제어 방법
EP3147207B1 (en) Embedded dielectric structures for active flow control plasma sources
WO2020204139A1 (ja) 流れ制御方法及び回転翼ユニット
JP2008291798A (ja) 空力騒音低減装置、流体機器、移動体および回転機器
JP7352429B2 (ja) 気流の剥離検知方法、気流の剥離位置検知方法、気流の剥離検知システム及び気流の剥離位置検知システム
JP7096698B2 (ja) 翼構造体、翼構造体の制御方法及び航空機
US8157528B1 (en) Active directional control of airflows over rotorcraft blades using plasma actuating cascade arrays
JP6639335B2 (ja) 風力発電システム
JP5847627B2 (ja) 風力発電システムおよびその制御方法
JP6415926B2 (ja) 気流発生装置、移動体、および、風力発電システム
KR101056695B1 (ko) 편심을 보정하는 조류 발전 장치 및 편심 보정 방법
US9841005B2 (en) Wind power generation system and wind power generation method
Hua et al. Experimental investigation of airfoil suction side flow separation control by spanwise nanosecond actuation
JP6403156B2 (ja) 気流発生装置、および、風力発電システム
Gnapowski et al. Application of Plasma Actuator with Two Mesh Electrodes to Active Control of Boundary Layer at 50 Hz Power Supply
CN115716528A (zh) 一种仿生前缘机翼实现装置和仿生前缘结构建立方法

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20782464

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2021512308

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2020782464

Country of ref document: EP

Effective date: 20211102