@techreport{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00002401,
 author = {青山, 剛史 and 齊藤, 茂 and Aoyama, Takashi and Saito, Shigeru},
 month = {Mar},
 note = {ヘリコプタが高速前進飛行する際、前進側のブレード上に発生する衝撃波に起因して、高速衝撃騒音(HIS Noise: High-Speed Impulsive Noise)と呼ばれる音が放出される。以前から行ってきた研究の結果から、ブレード翼端の設計パラメータの内、特に平面形と翼厚を工夫することが、ブレード上の衝撃波を低減するのに有効であることが示されたので、本報告では、これらの設計パラメータがホバリング時の高速衝撃騒音に及ぼす影響をCFDによって解析した。結果として、高速衝撃騒音の強さを決める要因が、1)ブレード上の衝撃波の強さ、2)衝撃波のスパン方向分布、3)ブレード最先端付近での超音速領域の広さ、の3つであることを見出した。また、その知見を生かして騒音低減効果の大きな新型形状を考案した。, The effect of blade-tip shape on high-speed impulsive (HSI) noise of helicopter rotors is numerically investigated using a Euler CFD code. Near-field acoustic pressure at 1.1 rotor radii is used for the evaluation of noise intensity, because it is found that the near-field acoustic pressure is in good correlation with the far-field HSI noise calculated by a method combining the CFD code with an acoustic code based on an extended Kirchhoff's formulation. Calculations are performed to analyze the effects of blade thickness and planform on the intensity of HSI noise under a non-lifting hover condition. As a result, the following three factors: 1) strength of shock wave on blade surface, 2) location of shock wave, and 3) area of supersonic region in the vicinity of blade tip, are found to be dominant for the intensity of HSI noise. Newly devised tip shapes that effectively reduce HSI noise are also proposed, based on this result., 資料番号: AA0047411000, レポート番号: JAXA-RR-03-019},
 title = {ブレード翼端形状がヘリコプタの高速衝撃騒音に及ぼす影響},
 year = {2004}
}