NACA 翼周りのはく離渦と空力騒音の関係
佐々木壮一＊・高松肇一＊＊・林秀千人＊
Relationship between Separated Vortex around NACA blade and Aerodynamic Noise
by
Soichi SASAKI
＊, Hajime TAKAMATSU
＊＊and Hidechito HAYASHI
＊To clarify the mechanism of the aerodynamic noise generated by the separated vortex around a NACA blade is aimed. The relation between the angle of attack and the aerodynamic noise of the blade are analyzed by the wind tunnel experiment and a commercial CFD code. In the case of rear surface separation, the separated vortex that has a large scale structure in the direction of the blade chord is transformed to the vortical structure that has concentrated to the trailing edge with the increase of the angle of attack. Then the aerodynamic noise level becomes small according to the vortex scale in the blade chord. The separated vortex is formed at the vicinity of the trailing edge when the flow is separated at the leading edge. The pressure fluctuation on the blade surface at the vicinity of trailing edge becomes large by the vortex in the wake. The aerodynamic noise level becomes large with the increase of the pressure fluctuation and the expansion of the correlation length by the vortex scale when the flow is separated at the leading edge.
Key words : Aerodynamic Noise, Wake, Shear Flow, Blade, Turbulent Flow
１，序論
プロペラファンの翼の後流は，例え設計点近傍で運 転されるときでも，翼に対してある偏差角を持って流 出する(1)．また，軸流型の羽根車による送風機では，
翼端側で流れ方向に軸をもつ渦が生成され，この翼端 渦によって流れは翼からはく離する．この翼端渦は送 風機の空力特性だけでなく，その騒音特性も劣化させ る．一般に，非設計点で運転されるファン騒音は，こ れらはく離流れの影響によって設計点近傍で運転され る騒音よりも大きくなる．例えば，エンジン冷却で用 いられるプロペラファンは，多くの場合ラジエーター のような抵抗となる物体が羽根車の直後に存在するこ とがある．このような例では，ファンを必ずしも設計 点近傍で運転することはできない(2)．このように，設 計点近傍で運転されるファン騒音だけでなく，非設計 点でのファン騒音に対する空力騒音の性質を把握する
ためにも，はく離流れによって発生する空力騒音のメ カニズムを解明することは重要である．
著者らは ，既 報( 3)で失速 角より も大き な迎え 角 の NACA翼から発生する広帯域騒音に及ぼすはく離流れ の影響を風洞実験で調査した．二種類のNACA翼周り の流れと広帯域騒音の関係を風洞実験で調査した結果，
(1) 翼の迎え角に応じて変化する空力騒音の特性には いくつかの特徴があること，(2) 迎え角20°の翼の後 面側の流れは翼の前縁からはく離すること，(3) 迎え
角 40°の翼の後流中には渦の対流速度の低下に応じ
て強い速度せん断層が形成されること，などを明らか にした．これらの実験的事実に基づいて，その迎角に 応じて変化する騒音特性の性質を究明するためには，
翼周りの流動状態と空力騒音の関係を詳細に解析する 必要がある．そこで，本報では，流れの数値シミュレ ーションを利用してNACA翼周りの流れを再現し，そ
平成２１年８月１１日受理
＊ 機械システム工学講座（Department of Mechanical Systems Engineering）
＊＊ 生産科学研究科博士前期課程（Graduate School Student, Graduate School of Science and Technology）
α
t C
Fig.1 Configuration of NACA0008
Table 1 Main dimensions
NACA0008 NACA0018
C , mm 30
t ,mm 2.4 5.4
の翼周りに形成されるはく離渦と空力騒音の関係につ いて考察をする．
２，実験装置および実験方法
図１はNACA0008 の断面形状を示したものである．
表1にはその主要寸法が整理されている．翼の迎角は 主流の流線と翼の中心線のなす角として定義される．
翼面は主流を基準に前面および後面と定義されている．
翼 の ス パ ン 高 さ は 風 洞 の ノ ズ ル 寸 法 に 合 わ せ て
100mmに設計されている．翼弦長は30mmであり，最
大翼厚が翼弦長の8％と18％になるよう設計されてい る．これらの翼周りの流れとその翼から発生する空力 騒音が風洞実験によって測定されている．流れと音の 測定方法については，文献(3)にその詳細が記載されて いるので，本報ではその図の掲載を割愛する．一様な 流れが一辺 100mm の正方形ノズルから噴出される．
このノズルの一辺を代表寸法としたレイノルズ数が約
2.0×105のとき，測定部での主流の乱れ度は0.5％以下
である．I 型の熱線プローブで測定された後流の速度 と速度変動は熱線流速計で電圧信号へ変換される．後 流を測定する際の原点の位置は，スパン中央における その後縁に設定されている．トラバース装置が移動す る毎に，後流の平均速度と速度変動の二乗平均値が計 算機の記憶装置へ保存される．騒音測定のための騒音 計は，主流と垂直方向へ後縁から 0.5m 離れた位置に 設置されている．精密騒音計によって計測された空力 騒音の信号はFFTアナライザへ入力され，その騒音の 周波数特性がスペクトル解析される．騒音のスペクト ルは32回平均化処理され，1/3オクターブバンド毎の A特性の騒音レベルが測定されている．
図2は数値計算に用いられたNACA0008翼まわりの
非構造格子の形状を示したものである．計算全体の領 域は主流方向に16C，主流と垂直方向に12C設定され ている．翼周りの流れを詳細に解析するために，主流 から物体近傍の格子が表 2 に示される寸法に準じて 徐々に小さくなるよう配置されている．さらに，翼表 面の境界層を近似する最小格子幅はy+<10となるよう に与えられている．1 つの翼周りの流れを解くための 格子の要素数は約50万点である．流れの数値計算コー ドにはクレイドル社のSCRYU/Tetraが利用されている．
圧力補正の解法にはSIMPLEC 法が利用されており，
その乱流モデルにはSSTモデルが採用されている．非 定常流れの計算回数は10,000回であり，周期的変動現 象の解析では出発渦の影響が取り除かれている．
例えば，文献(4)では，平板翼から発生する空力騒音 の音圧paが式(1)の形式で与えられている．
dA z x p z x a A
p r s
A c
a
2 2
2 ( , ) ( , )
4
cos & (1)
このとき
) , ( ) , ( ) 4 / ( ) ,
(x z X x z Z x z
Ac π c c
ここで，Acは音源の相関面積，psは翼面の圧力変動量，
上付きの点は時間微分（=∂/∂t）を意味する記号，￣
は時間平均を意味する記号，Xc は弦長方向相関長さ，
Zcはスパン方向相関長さである．圧力変動に応じてそ の速度も変動することを仮定すれば，翼から発生する
Boundary Layer
16C
1st. Grid 2nd. Grid 3rd. Grid
4th. Grid 2C 4C 6C 12C
Fig.2 Unstructured grid around NACA0008
Table 2 Dimension of the each grid scale
Total Domain 16C×12C 1 st. Grid , ⊿L 4 mm 2 nd. Grid, ⊿L 2 mm 3 rd. Grid, ⊿L 1 mm 4 th. Grid, ⊿L 500 μm
空力騒音はその翼周りの速度変動よび音源の相関面積 などに関係する．
３，実験結果および考察 3.1 空力騒音の特性
図3は迎角と全帯域騒音レベルの関係を示したもの である．迎角が 6°未満では，後縁側 ではく離し た
（TES; Trailing Edge Separation）カルマン渦による離散 周波数騒音の影響でその騒音レベルが大きくなってい る．この離散周波数騒音の特性については，林ら(5)(6)(7) の研究で既に詳しく研究されているので，本研究では 議論の対象としない．NACA翼から発生する騒音レベ ルは，迎角 12°から20°で減少し，28°から 36°で 増加した．二つの翼を比較した範囲では，迎角の大き なはく離流れの騒音特性に及ぼす翼厚比の影響は小さ いことがわかる．また，例え翼の迎角が増加しても，
翼から発生する空力騒音は単純に増加するものではな いことが明らかになった．以下の説明では，後節で得 られた翼周りの流れの状態を参考にして，迎角12°か
ら 20°の流動状態を後面はく離（RSS; Rear Surface
Separation），迎角 28°から 36°の状態を前縁はく離
（LES; Leading Edge Separation）と呼ぶことにする．
図4はNACA0008の騒音スペクトル分布を異なる迎
角で比較したものである．図中の破線は風洞の暗騒音 レベルである．後面はく離した流動状態では，2000Hz 以上に分布する広帯域騒音が小さくなった．一方，前 縁はく離の流動状態になると，その広帯域騒音は大き くなった．迎角が12°，28°および36°の場合，後流 渦放出に伴う離散周波数騒音の発生も確認することが でき，これら広帯域に分布する空力騒音は全帯域騒音 の特性と同様の傾向になる．
3.2 後面はく離と空力騒音の関係
図5には，NACA0008の実測値の後流の速度分布を 計算値と比較した結果が示されている．両者の速度分 布は，x / C = 0.17，x / C = 0.33およびx / C = 0.67の断 面で解析されている．○印が実測の分布であり，実線 が数値計算の結果である．数値計算の速度分布は，実 測値の後流の幅とその拡散の状態を定性的に再現する ことができた．
図 6 は NACA0008 の後面側の実測値の流れを迎角
10°の場合について示したものである．図(a)の速度分 布では，翼の前縁側に速度の速い領域が形成され，そ の位置近傍にはく離渦が存在すると考えられる．文献 (8)を参考にすれば，図(b)の速度変動は翼の後面側に形 成されるはく離渦の周期的な変動によって大きくなる
0 10 20 30 40 50 60
40 50 60 70 80 90 100
α , deg.
LA, dB(A)
U = 30 m/s Re = 5.9 × 104 r =0.5m Overall Noise NACA0008
NACA0018
12 deg. 20 deg. 28 deg. 36 deg.
TES
RSS LES
Fig.3 Relation between angle of attack and overall noise level
40 50 60 70 80
α＝12deg α＝20deg Background Noise U = 30.0m/s
Re = 5.9×104 r = 0.5m
NACA0008
LA , dB
(a) RSS
102 103 104
40 50 60 70 80
NACA0008 α＝28deg
α＝36deg Background Noise
f , Hz LA , dB
U = 30.0m/s Re = 5.9×104 r = 0.5m (b) LES
Fig.4 Comparison on noise spectra in different angle of attack
NACA0008 U = 30 m/s Re=5.9×104
Front Rear
0 1.0
x/C=0.17
0 1.0
x/C=0.33 CFD EFD
0 1.0
x/C=0.67
u / U
U = 30.0 m/s α = 10deg.
α=10deg.
Fig.5 Comparision on measuremed flow and calculated flow
と考えられる．これらのことから，この迎角における 空力音源は翼の後面側に存在することがわかる．
図7は数値計算による翼周りの時間平均された圧力 分布を示したものである．迎角12°では，はく離渦の 形成に伴う低圧の領域が翼の後面側に形成されている．
迎角が20°になると，この低圧の領域は翼の後縁側に
形成された．空力音に関係する流れの現象は，迎角の 増加とともに翼の後面側から後縁側へ移動することが わかる．
図8は，翼面上の圧力変動の分布を比較したもので ある．横軸は翼の中心線を翼弦長で無次元化した値で ある．後面側の圧力変動は前面側よりも大きい．迎角
12°の圧力変動の大きな領域は，迎角20°よりも広い．
図7を参考にすれば，これらの圧力変動は後面側のは く離渦によって誘起されていることがわかる．この後 面側に形成される翼弦長方向に大きなスケールを有す はく離渦が，迎角の増加に応じて後縁側に集中した渦 構造に変形する．後面はく離した流動状態での広帯域 騒音は，この翼弦長方向の渦スケールに応じて小さく
なると考えられる．
3.3 前縁はく離と空力騒音の関係
図 9 は NACA0008 周りの実測値の速度分布を迎角
20°と40°の場合について比較したものである．無次
元速度u/U=0.5に注目すれば（図中の太線），迎角20°
の速度領域は40°よりも主流方向に広がる．迎角20°
における渦放出周波数が 40°よりも高周波になるた めに，後流の平均速度が渦の対流速度によって速くな る．このため，迎角40°の後流には，相対的に強い速 度せん断層が形成される．
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
0.4
0.4 0.8
0.8 1.2
NACA0008 U= 30 m/s Re=5.9 ×104
α= 10 deg.
x / C Velocity
(a) Velocity
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
0.25
x / C NACA0008 U= 30 m/s Re=5.9 ×104
α= 10 deg.
Velocity Fluctuation
(b) Velocity fluctuation
Fig.6 Measured flow pattern on rear surface in α=10°
(a) α=12°
(b) α=20°
Fig.7 Calculated mean pressure around the blade
0 0.5 1
0 1000
α = 12 deg.
α = 20 deg.
NACA0008 U = 30.0m/s Re = 5.9×104
ξ/C
p'(ξ/C) , Pa
Mid-Chord Rear Side
Front Side
Fig.8 Comparison of pressure fluctuation on the blade surface in the case of rear surface separation
図10は実測値の速度変動を比較したものである．翼 の後流中には，カルマン渦の放出に伴って二つの島状 の速度変動が形成されている．迎角40°の後流の速度 変動の最大値は，後流に形成される速度せん断層の影
響で迎角20°の変動よりも大きくなった．後流中に存
在する乱流渦の速度が後流のせん断応力に応じて変動 するため，大きな迎角の翼から発生する広帯域騒音が 上昇したと考えられる．
図 11 は翼周り の時 間平均 され た圧力 分布 を迎角
28°と36°の場合について示したものである．いずれ
の迎角とも，そのはく離渦が翼の後縁近傍に形成され る．前縁はく離した流れの空力騒音は，この後縁近傍 に形成されるはく離渦の影響を受けると考えられる．
図12には翼周りの圧力変動の分布が示されている．
前縁はく離した翼周りの圧力変動（図中の○および●）
は，後面はく離の圧力変動（図中の□）より大きくな った．これは，前縁はく離した流れは後流中で壁面の 影響を被ることなく，強く渦巻く渦を後流中で形成す ることに起因すると考えられる．また，迎角36°の圧 力変動の分布の広がりは，迎角28°の分布よりも広い．
-0.5 0 0.5 1
0 0.5 1 1.5
0.1
0.1 0.2
0.2
0.1 0.1
0.1 0.2 0.10.10.2 0.20.2 0.2
α= 20 deg. NACA0008
U= 30 m/s Re=5.9 ×104
(a) α= 20 deg.
-0.5 0.0 0.5 1.0 1.5
0.0 0.5 1.0 1.5 2.0
0.1
0.1 0.2 0.2
0.2
0.2
0.2
0.1
0.1 0.1
0.1 0.2
0.2 0.2
0.20.1 0.3 0.2 0.2
0.10.1
α= 40 deg. NACA0008
U= 30 m/s Re=5.9 ×104
(b) α= 40 deg.
Fig.10 Comparison on the velocity fluctuation distribution
NACA0008 U= 30 m/s Re= 5.9 ×104 α=28 deg.
(a) α = 28 °
NACA0008 U= 30 m/s Re= 5.9 ×104 α=36 deg.
(b) α=36°
Fig.11 Calculated mean pressure around the blade -0.5
0 0.5 1
0 0.5 1 1.5
0.4
0.4 0.8
0.8 0.40.4 α= 20 deg.
NACA0008 U= 30 m/s Re=5.9 ×104
0.4 0.4
0.8 1.2 0.8
1.2 1.2
(a) α= 20 deg.
-0.5 0.0 0.5 1.0 1.5
0.0 0.5 1.0 1.5 2.0
0.4
0.8
0.8
0.4 0.4
0.8
0.8 1.2 1.2
1.2
NACA0008 U= 30 m/s Re=5.9 ×104 α= 40 deg.
(b) α= 40 deg.
Fig.9 Measured velocity distribution around the blade
これは，迎角の大きな翼はスケールの大きな渦を後流 へ放出するためと考えられる．前縁はく離した翼から 発生する広帯域騒音レベルは，後流渦によって誘起さ れる後縁近傍の圧力変動の増加と渦スケールの拡大に 伴う相関長さの増加よって上昇することがわかる．
４，結論
NACA翼周りのはく離渦と空力騒音の関係を風洞実 験と数値シミュレーションにより解析した結果，以下 の知見が得られた．
(1) NACA翼の後面側で流れがはく離するとその翼か ら発生する空力騒音は小さくなり，流れが前縁側 からはく離すると空力騒音は増加した．この騒音 特性に及ぼす翼厚比の影響は小さかった．
(2) 後面はく離の状態では，翼の後面側に形成される はく離渦近傍の速度変動が大きくなった．この後 面側に形成される翼弦長方向に大きなスケールを 有すはく離渦が，迎角の増加に応じて後縁側に集 中した渦構造に変形した．後面はく離した流動状 態での空力騒音は，この翼弦長方向の渦スケール に応じて小さくなった．
(3) 流れが翼の前縁側からはく離すると，はく離渦は 後縁近傍に形成された．この圧力変動は後流渦の 巻き上がりによって大きくなった．このとき，そ の空力騒音は，後流渦によって誘起される後縁近 傍の圧力変動と渦スケールの拡大に伴う相関長さ の増加よって上昇した．
参考文献
(1) 奈須秀太朗，佐々木壮一，坪田晴弘，辻野正雄，
林秀千人，リングファンの空力騒音に及ぼす内部流動 の影響，日本機械学会九州支部講演論文集，No.098-1, pp. 59-60, 2009
(2) 坪田晴弘，リングファンの開発・研究，KOMATSU Technical Report, 53(1), pp. 2-9, 2007
(3) 佐々木壮一，奈須秀太朗，高松肇一，林秀千人，
NACA翼の広帯域騒音に及ぼすはく離流れの影響，長 崎大学工学部研究報告，39(72), pp. 1-7, 2009
(4) Maruta, Y. and Kotake, S., Separated Flow Noise of a Flat Plate at Large Attack Angle, Journal of Sound and Vibration, 89(3), pp. 335-357, 1983
(5) 林秀千人，児玉好雄，深野徹，一様流中に置かれ
た NACA0012 翼から発生する離散周波数騒音の発生
機構に関する実験的研究，日本機械学會論文集（B編），
59(559), pp.802-806, 1993
(6) 林秀千人，児玉好雄，深野徹，池田昌弘，NACA 翼形における後流渦形成と離散周波数騒音の関係に関 する実験的研究,日本機械学會論文集（B編），61(586), pp.2109-2114, 1995
(7) 林秀千人，児玉好雄，佐々木壮一，対称翼から発 生する後流放出渦と離散周波数騒音について，可視化 情報学会誌，19(72), pp. 42-47, 1999
(8) 鈴木康方，加藤千幸，宮沢真史，藤田肇，失速し た二次元翼周り流れの空力音源の解析，日本機械学会 論文集機論(B編)，73(736)，pp.2487-2497，2007
0 0.5 1
0 1000
α=20deg.
α=28deg.
α=36deg.
U = 30.0m/s Re = 5.9×104
ξ/C
p'(ξ/C) , Pa
Rear Side
Front Side
Fig.12 Comparison of pressure fluctuation on the blade surface in the leading edge separation
