(57)【要約】      （修正有）【課題】造波抵抗を最小化する航空機構成を提供する。【解決手段】左右非対称構成を有する航空体１００は前後軸を有するボディ１０４を含む。この航空体はさらに、前後方向にオフセットされたエンジンナセル１５２、左右で長さの異なるエンジンナセル、および／または前後方向にオフセットされた突き出た空力面２６８を含む。【選択図】図２
2014104973.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
左右非対称構成を有する航空体であって、
前進飛行方向に対して概ね平行な方向を向いた前後軸を有するボディと、
前記ボディの両側に取り付けられた、以下の構成要素
前後方向にオフセットされたエンジンナセル；
非対称に延長されたエンジンナセル；および
安定板、操縦翼面および高アスペクト比翼のうちの少なくとも１つを含む前後方向にオフセットされた突き出た空力面
のうちの少なくとも１つの構成要素と、
を備える航空体。
【請求項２】
前記エンジンナセルが翼に取り付けられている、請求項１に記載の航空体。
【請求項３】
前方ナセルの断面積がほぼ一定である少なくとも一部分は後方ナセルのエンジン入口と前後方向に概ね整列している、請求項１に記載の航空体。
【請求項４】
前記前方ナセルの断面積がほぼ一定である前端部と後端部のうちの一方が後方ナセルの前記エンジン入口と前後方向に概ね整列している、請求項３に記載の航空体。
【請求項５】
後方ナセルの断面積がほぼ一定である後端部が前方ナセルのエンジンノズルと前後方向に概ね整列している、請求項１に記載の航空体。
【請求項６】
前方ナセルの断面積が減少する領域が後方ナセルの断面積が増大する領域と重なり合っている、請求項１に記載の航空体。
【請求項７】
前記非対称に延長されたエンジンナセルは、
前記ボディの一方の側のエンジンナセルに取り付けられた前方ナセル延長部分と、
前記ボディの反対側のエンジンナセルに取り付けられた後方ナセル延長部分と
のうちの少なくとも一方を含む、請求項１に記載の航空体。
【請求項８】
航空体の造波抵抗を最小化する方法であって、
前進飛行方向に対して概ね平行な方向を向いた前後軸を有する航空体のボディを提供するステップと、
前記ボディの両側で、以下の構成要素
エンジンナセル；および
安定板、操縦翼面、外部ストアおよび高アスペクト比翼のうちの少なくとも１つ
のうちの少なくとも１つの構成要素を前後方向にオフセットするステップと、
を含む方法。
【請求項９】
エンジンナセルを前後方向にオフセットする前記ステップは、
前方ナセルの断面積がほぼ一定である少なくとも一部分を後方ナセルのエンジン入口と前後方向に整列させることを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
エンジンナセルを前後方向にオフセットする前記ステップは、
前記前方ナセルの前記断面積がほぼ一定である前端部と後端部のうちの少なくとも一方を前記後方ナセルの前記エンジン入口と前後方向に整列させることを含む、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
エンジンナセルを前後方向にオフセットする前記ステップは、
前方ナセルの断面積が減少する領域を後方ナセルの断面積が増大する領域と重ね合わせるステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１２】
前記エンジンナセルを前後方向にオフセットする前記ステップは、
既存の航空体のボディの一方の側のエンジンナセルに前方ナセル延長部分を追加すること；および
前記既存の航空体の前記ボディの反対側のエンジンナセルに後方ナセル延長部分を追加すること
のうちの少なくとも一方を含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１３】
前記エンジンナセルが翼に取り付けられている、請求項８に記載の方法。
【請求項１４】
前記安定板を前後方向にオフセットする前記ステップは、
水平安定板と垂直安定板のうちの少なくとも一方を前後方向にオフセットすることを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１５】
外部ストアを前後方向にオフセットする前記ステップは、
ボディの両側に外部ストアを左右対称になるように取り付けること；および
前記ボディの一方の側の外部ストアを、前記ボディの反対側の外部ストアを切り離す前に切り離すこと
を含む、請求項８に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は一般に航空機（ａｉｒｃｒａｆｔ）の構成に関し、より詳細には、航空体（ａｉｒ  ｖｅｈｉｃｌｅ）の造波抵抗（ｗａｖｅ  ｄｒａｇ）を最小化する構成に関する。
【背景技術】
【０００２】
造波抵抗は、航空機が音速に近づいたときに空気の圧縮の結果として起こる現象である。この圧縮は衝撃波を発生させ、この衝撃波が、空気の圧力および／または空気の温度の限局された変化を伴うこともある。亜音速において、造波抵抗は、航空機に加わる全空力抵抗の比較的に小さな部分を構成する。しかしながら、航空機がマッハ１に近づくと造波抵抗はかなり大きくなる。
【０００３】
造波抵抗を最小化する既知の方法は、ウィットカムの面積法則（Ｗｈｉｔｃｏｍｂ  Ａｒｅａ  Ｒｕｌｅ）に従った構成を有する航空機を設計することを含む。ウィットカムの面積法則は、航空機の断面積の前後方向の変化を最小化することを指示している。この点に関して、ウィットカムの面積法則に従った航空機は、断面形状の変化の如何に関わらず、比較的に滑らかなまたは比較的に緩やかな断面積の大きさの変化を有する。従来の航空機では、航空機胴体の前端部の断面積が比較的に小さいことがある。都合の悪いことに、断面積は、翼および／またはエンジンのところで大幅かつ急に増大することがあり、これにより遷音速でかなりの造波抵抗が生じることがある。
【０００４】
航空機の断面積の前後方向の変化を最小化する試みには、翼との接合位置において胴体を局所的にくびれさせて、その位置における全断面積の変化を最小化することが含まれる。都合の悪いことに、胴体の断面形状が変化する航空機を設計および製造すると、航空機の全体コストおよび複雑さが増大する。さらに、商業旅客機では、収益を生み出す客室座席数または貨物スペースの損失につながる可能性があるため、翼の位置で胴体を局所的にくびれさせることが経済的に望ましくないことがある。
【０００５】
航空機の造波抵抗を最小化する他の方法は、スイープ配置（ｓｅｗｐｔ  ａｒｒａｎｇｍｅｎｔ）の翼を形成する方法である。翼のスイープ（ｓｗｅｅｐ）は、翼の断面積を胴体のより長い長さにわたって分布させることによって、航空機の断面積の前後方向の変化を最小化することができる。翼のスイープは、翼面において衝撃波を発生させるのに必要なマッハ数を増大させることによって、造波抵抗の増大の始まりを遅らせることができる。このマッハ数の増大は、等圧線に対して垂直な速度成分が音速に達したときにだけ衝撃が生じるような形で等圧線と翼のスイープとを整列させることによって達成することができる。都合の悪いことに、翼の過度のスイープが航空機の低速性能に影響を及ぼすことがある。さらに、翼のスイープは、航空機の設計および製造工程のコストおよび複雑さを増大させることができる。
【０００６】
上で指摘したとおり、亜音速で飛行している航空機において、造波抵抗は、航空機の全空力抵抗の比較的に小さな部分を占める。しかしながら、造波抵抗の小さな低減が、航空機の燃料効率の大幅な増大につながることもある。遷音速域で飛行する軍用航空機も、造波抵抗の低減から、最高速度の増大および／または航続距離の増大といった利益を得ることができる。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】Ｒ．Ｎｅｌｓｏｎ他、「Ｓｏｍｅ  Ｅｘａｍｐｌｅｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ  ａｎｄ  Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ  Ａｒｅａ  Ｒｕｌｅｓ  ｔｏ  ｔｈｅ  Ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ  ｏｆ  Ｗａｖｅ  Ｄｒａｇ」、ＮＡＳＡ  Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ  Ｎｏｔｅ  Ｄ−４４６（１９６０）
【非特許文献２】Ｒ．Ｊｏｎｅｓ、「Ｔｈｅｏｒｙ  ｏｆ  Ｗｉｎｇ−Ｂｏｄｙ  Ｄｒａｇ  ａｔ  Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ  Ｓｐｅｅｄｓ」、ＮＡＣＡ  Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ  Ｒｅｐｏｒｔ  １２８４（１９５６）
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
以上のことから分かるとおり、当技術分野では、造波抵抗を最小化する航空機構成であって、航空機の設計および製造工程に対する最小限の影響で提供することができる航空機構成が求められている。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
造波抵抗を最小化することに関連した上記の必要性は特に、左右非対称構成（ｂｉｌａｔｅｒａｌｌｙ  ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ  ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ）を有する航空体を提供する本開示によって対処され、軽減される。この航空体は、前後軸を有するボディを含むことができる。この航空体はさらに、前後方向にオフセット（ｏｆｆｓｅｔ）されたエンジンナセル、非対称に延長されたエンジンナセル、ならびに／または安定板、操縦翼面および／もしくは高アスペクト比翼を含む前後方向にオフセットされた突き出た空力面を含むことができる。
【００１０】
他の実施形態において、この航空体は、左右非対称構成を有する航空機を含むことができる。この航空機は、胴体および胴体の両側に取り付けられたエンジンナセルを含むことができる。胴体の一方の側のエンジンナセルは前方ナセル延長部分を有することができる。胴体の反対側のエンジンナセルは後方ナセル延長部分を有することができる。
【００１１】
さらに、航空体の造波抵抗を最小化する方法が開示される。この方法は、前進飛行方向に対して概ね平行な方向を向いた前後軸を有する航空体のボディを提供すること、およびボディの両側の少なくとも一対の構成要素を前後軸に関して前後方向にオフセットすることを含むことができる。これらの構成要素は、エンジンナセル、高アスペクト比翼、安定板、操縦翼面および／または外部ストア（ｅｘｔｅｒｎａｌ  ｓｔｏｒｅ）を含むことができる。
【００１２】
本発明は、左右非対称構成を有する航空体であって、前進飛行方向に対して概ね平行な方向を向いた前後軸を有するボディを含むことができ、ボディの両側に、以下の構成要素のうちの少なくとも１つの構成要素が取り付けられていてもよい航空体を含むことができる：前後方向にオフセットされたエンジンナセル、非対称に延長されたエンジンナセル、および安定板、操縦翼面および高アスペクト比翼のうちの少なくとも１つを含む前後方向にオフセットされた突き出た空力面。エンジンナセルは翼に取り付けられていてもよい。前方ナセルの断面積がほぼ一定である少なくとも一部分は後方ナセルのエンジン入口と前後方向に概ね整列していてもよい。さらに、前方ナセルの断面積がほぼ一定である前端部と後端部のうちの一方は後方ナセルのエンジン入口と前後方向に概ね整列していてもよい。後方ナセルの断面積がほぼ一定である後端部は前方ナセルのエンジンノズルと前後方向に概ね整列していてもよい。この航空体は、後方ナセルの断面積が増大する領域と重なり合った前方ナセルの断面積が減少する領域を含むことができる。非対称に延長されたエンジンナセルは、ボディの一方の側のエンジンナセルに取り付けられた前方ナセル延長部分、および／またはボディの反対側のエンジンナセルに取り付けられた後方ナセル延長部分を含むことができる。この航空体は飛行機を含むことができる。この航空体は、ミサイル、ロケットおよび宇宙航空体のうちの少なくとも１つを含むことができる。
【００１３】
本発明は、左右非対称構成を有する航空機であって、胴体と、胴体の両側に配置されたエンジンナセルとを含むことができ、胴体の一方の側のエンジンナセルが前方ナセル延長部分を有し、胴体の反対側のエンジンナセルが後方ナセル延長部分を有することができる航空機を含むことができる。本発明は、航空体の造波抵抗を最小化する方法であって、前進飛行方向に対して概ね平行な方向を向いた前後軸を有する航空体のボディを提供するステップと、以下の構成要素のうちの少なくとも１つの構成要素をボディの両側で前後方向にオフセットするステップとを含むことができる方法を含むことができる：エンジンナセル；ならびに安定板、操縦翼面、外部ストアおよび高アスペクト比翼のうちの少なくとも１つ。エンジンナセルを前後方向にオフセットするステップは、前方ナセルの断面積がほぼ一定である少なくとも一部分を後方ナセルのエンジン入口と前後方向に整列させることを含むことができる。エンジンナセルを前後方向にオフセットするステップは、前方ナセルの断面積がほぼ一定である前端部と後端部うちの少なくとも一方を後方ナセルのエンジン入口と前後方向に整列させることを含むことができる。エンジンナセルを前後方向にオフセットするステップは、前方ナセルの断面積が減少する領域を後方ナセルの断面積が増大する領域と重ね合わせるステップを含むことができる。エンジンナセルを前後方向にオフセットするステップは、既存の航空体のボディの一方の側のエンジンナセルに前方ナセル延長部分を追加すること、および既存の航空体のボディの反対側のエンジンナセルに後方ナセル延長部分を追加することのうちの少なくとも一方を含むことができる。エンジンナセルは翼に取り付けられていてもよい。安定板を前後方向にオフセットするステップは、水平安定板と垂直安定板のうちの少なくとも一方を前後方向にオフセットすることを含むことができる。外部ストアを前後方向にオフセットするステップは、ボディの両側に外部ストアを左右対称になるように取り付けること、およびボディの一方の側の外部ストアを、ボディの反対側の外部ストアを切り離す前に切り離すことを含むことができる。外部ストアのうちの少なくとも１つの外部ストアは、ミサイル、爆弾または燃料ポッド（ｆｕｅｌ  ｐｏｄ）を含むことができる。航空体は飛行機を含むことができる。
【００１４】
以上に論じた特徴、機能および利点は、本開示のさまざまな実施形態において独立に達成することができ、または、他の実施形態では、以上に論じた特徴、機能および利点を組み合わせることができる。それらの実施形態の追加の詳細は、以下の説明および下記の図面を参照して知ることができる。
【００１５】
本開示のこれらの特徴およびその他の特徴は、図面を参照することによってより明白となる。図面の全体を通じて同様の符号は同様の部分を指す。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】左右対称配置（ｂｉｌａｔｅｒａｌｌｙ  ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ  ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ）を有する航空機のベースライン構成（ｂａｓｅｌｉｎｅ  ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ）を示す上面図である。
【図１Ａ】航空機の前方ステーション位置（ｆｏｒｗａｒｄ  ｓｔａｔｉｏｎ  ｌｏｃａｔｉｏｎ）の切断面に沿って描かれた、図１の航空機のベースライン構成の局所的な前後方向の断面積の略断面図である。
【図１Ｂ】中間ステーション位置の切断面に沿って描かれた、ベースライン構成の局所的な前後方向の断面積の略断面図である。
【図１Ｃ】後方ステーション位置の切断面に沿って描かれた、ベースライン構成の局所的な前後方向の断面積の略断面図である。
【図２】エンジンオフセット構成を有する左右非対称配置の航空機の上面図である。
【図２Ａ】前方ステーション位置の切断面に沿って描かれた、図２の航空機のエンジンオフセット構成の局所的な前後方向の断面積の略断面図である。
【図２Ｂ】第１の中間ステーション位置の切断平面に沿って描かれた、エンジンオフセット構成の局所的な前後方向の断面積の略断面図である。
【図２Ｃ】第２の中間ステーション位置の切断平面に沿って描かれた、エンジンオフセット構成の局所的な前後方向の断面積の略断面図である。
【図２Ｄ】後方ステーション位置の切断平面に沿って描かれた、エンジンオフセット構成の局所的な前後方向の断面積の略断面図である。
【図３】ベースライン航空機構成およびエンジンオフセット航空機構成の前後方向の断面積をステーション位置に対してプロットしたグラフである。
【図４】図３のベースライン構成およびエンジンオフセット構成の断面積プロットの断面積の変化をステーション位置に対してプロットしたグラフである。
【図５】オフセットされた翼およびオフセットされた水平安定板を有する左右非対称構成の航空機の一実施形態の上面図である。
【図６】航空機の両側のエンジンナセルに取り付けられた前方ナセル延長部分および後方ナセル延長部分を有する左右非対称構成の航空機の一実施形態の上面図である。
【図７Ａ】左右対称構成の巡航ミサイルの一実施形態の上面図である。
【図７Ｂ】オフセットされたミサイル翼を有する左右非対称構成の図７Ａの巡航ミサイルの上面図である。
【図８Ａ】左右対称構成で取り付けられた外部ストアを有する航空機の一実施形態の上面図である。
【図８Ｂ】胴体の一方の側の翼端に近い側の第１の外部ストアが切り離された図８Ａの航空機の上面図である。
【図８Ｃ】胴体の図８Ｂとは反対の側の翼の胴体に近い側の第２の外部ストアが切り離された図８Ｂの航空機の上面図である。
【図８Ｄ】胴体の図８Ｃと同じ側から第３の外部ストアが切り離された図８Ｃの航空機の上面図である。
【図８Ｅ】左右非対称構成で取り付けられた外部ストアを有する航空機の一実施形態の上面図である。
【図９】航空体の造波抵抗を最小化する方法に含めることができる１つまたは複数の操作を有する流れ図である。
【図１０】オフセットされた翼、オフセットされたエンジンおよびオフセットされたエンジンナセル長を有する航空機の左右非対称構成について、造波抵抗係数／最小抵抗の比を、最大オフセット距離の百分率であるオフセット距離に対してプロットしたグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
次に、本開示のさまざまな実施形態を示すために示すこれらの図面を参照すると、図１には、航空機１０２または飛行機として構成された航空体１００の上面図が示されている。航空機１０２は、チューブアンドウイング（ｔｕｂｅ−ａｎｄ−ｗｉｎｇ）型の航空機１０２または飛行機として示されており、航空機１０２は、航空機の構成要素１１４が、航空機１０２の前後軸１０６に関する左右対称構成１３０で配置されたベースライン構成１３２で示されている。航空機１０２は、ボディ１０４の前後軸１０６が、到来空気流ストリーム１１０の方向に対応する航空機１０２の前進飛行方向１１２に対して概ね平行な方向を向くような態様で配置されることがある。
【００１８】
航空機１０２のボディ１０４は、胴体前端部１７２から胴体後端部１７４まで延びる胴体１７０を含むことがある。胴体後端部１７４は尾翼２６０を含むことがある。尾翼２６０は、１つもしくは複数の安定板２６８および／または１つもしくは複数の操縦翼面などの１つもしくは複数の尾翼面を含むことがある。例えば、尾翼２６０は、水平安定板２６８、１つまたは複数の垂直安定板２６２、ならびに航空機１０２の方向制御用の昇降舵（図示せず）および／または方向舵（図示せず）などの１つまたは複数の操縦翼面２７２を含むことがある。図１の航空機１０２のベースライン構成１３２では、安定板２６８が、水平安定板２６８が同じステーション位置に配置され、互いに前後方向に概ね整列した左右対称構成１３０で配置されている。
【００１９】
図１では、航空機１０２がさらに、ボディ１０４または胴体１７０から外側へ延びることがある１つまたは複数の突き出た空力面１９０を含むことがある。例えば、航空機１０２は、胴体１７０の両側に取り付けられていることがある一対の翼１９２を含むことがある。胴体１７０のそれぞれの側の翼１９２は、互いに実質的に同様に構成されていることがある。例えば、胴体１７０のそれぞれの側の翼１９２は一般に、同じ大きさ、形状、輪郭、翼形、翼幅、テーパ比、スイープ角（例えば前進角または後退角）および上反角または下反角を有する。後退翼／テーパ翼構成で示されているが、翼１９２は、スイープのない構成または前進翼構成で提供されることもある。さらに、翼１９２は、翼形（図示せず）または翼弦がそれぞれの翼１９２の半幅（ｓｅｍｉ−ｓｐａｎ）に沿って概ね一定である非テーパ翼構成で提供されることもある。
【００２０】
本明細書に開示されたシステムおよび方法の実施形態では、翼１９２を高アスペクト比翼１９２として提供することができる。例えば、高アスペクト比翼１９２の翼幅（図示せず）と平均翼弦（図示せず）のアスペクト比は少なくとも２である。図１および２に示した商業旅客機と同様の商業旅客機の一実施形態では、約２から１０またはそれ以上のアスペクト比を有する高アスペクト比翼１９２が提供される。翼１９２はそれぞれ、翼付け根１９８、翼端２０２、前縁２０４および後縁２０６を有することがある。翼付け根１９８は、前縁２０４の最も前方の点と後縁２０６の最も後方の点の間に延びる付け根翼弦２００を有する。本開示では、翼付け根１９８が、翼１９２と胴体１７０の交線に画定される。図１の航空機１０２のベースライン構成１３２では、翼１９２が、翼１９２が同じステーション位置に配置された左右対称構成１３０で配置されている。
【００２１】
図１では、航空機１０２がさらに、１つまたは複数の推進ユニット２３０を含むことがある。航空機１０２は、胴体１７０の両側の翼１９２に取り付けられた一対の推進ユニット２３０を有する双発配置で示されている。推進ユニット２３０は、胴体１７０の両側のほぼ同じ横方向位置に配置されることがある。一実施形態では、航空体１００（すなわち航空機１０２）が、ボディ１０４の両側に同じ数のエンジンナセル２３２または推進ユニット２３０を含む。一対の推進ユニット２３０のそれぞれの推進ユニット２３０は、胴体１７０の両側の同じ横方向位置に配置されることがある。この点に関して、一対の推進ユニット２３０のそれぞれの推進ユニット２３０は、胴体１７０の両側の胴体１７０からほぼ同じ距離のところに取り付けられることがある。図示されていない一実施形態では、航空機１０２に、奇数個の推進ユニット２３０またはエンジンナセル２３２が含まれる。さらに、推進ユニット２３０は、翼１９２、胴体１７０および／または航空機１０２に含めることができる他の構造体（図示せず）の任意の位置に取り付けられることがあり、それにより、推進ユニット２３０は、図１に示した位置に取り付けられることだけに限定されない。胴体１７０のそれぞれの側の推進ユニット２３０は一般に同様の構成を有するが、本明細書に開示されたシステムおよび方法は、異なる推進ユニット構成を有する航空機１０２に対して使用することができる。
【００２２】
図１では、推進ユニット２３０がそれぞれ、胴体（図示せず）と一体化されていることがあるエンジンナセル（図示せず）または推進ユニット（図示せず）から区別されるように、翼に取り付けられているように示されたエンジンナセル２３２または推進ユニット２３０を含むことがある。本明細書に開示されたどの実施形態でも、エンジンナセルは、胴体から外側へ延びるパイロンまたはマウントによって胴体に取り付ける（図示せず）ことができる。本明細書に開示された実施形態では、胴体１７０のそれぞれの側のエンジンナセル２３２が、実質的に同様のナセル直径、長さおよび構成を有することができる。
【００２３】
それぞれのエンジンナセル２３２は一般に、推進ユニット２３０の外側幾何形状を画定する。さらに、エンジンナセル２３２はそれぞれエンジン入口２３８を有し、本開示では、エンジン入口２３８が、エンジンナセル２３２の最も前方の点および／またはエンジンナセル２３２の前面として画定される。本開示では、エンジンナセル２３２が、エンジン入口からエンジンノズル２４０まで延び、本開示では、エンジンノズル２４０が、エンジンナセル２３２の最も後方の点および／もしくはエンジンナセル２３２の後端部または推進ユニット２３０の最も後方の点として画定される。図１の航空機１０２のベースライン構成１３２では、翼に取り付けられたエンジンナセル２３２が、エンジン入口２３８およびエンジンノズル２４０が一般に同じステーション位置に配置された左右対称構成１３０で配置されている。
【００２４】
本開示の推進ユニット２３０は、エンジンナセル２３２を有するタービンエンジンの文脈で図示され説明されるが、本明細書に開示されたシステムおよび方法は、ターボプロップエンジンまたは他のプロペラ駆動のエンジンを有する航空機１０２に対して使用することができ、さらに、ピストンエンジンまたは限定されない他の任意のタイプの推進ユニットを含むことができる。さらに、本明細書に開示されたシステムおよび方法は、図１に示されたチューブアンドウイング型の航空機１０２以外の航空機平面形を対象とすることができる。例えば、本明細書に開示されたシステムおよび方法は、ブレンデッドウイング航空機（ｂｌｅｎｄｅｄ  ｗｉｎｇ  ａｉｒｃｒａｆｔ）、または遷音速飛行レジームで、遷音速飛行レジーム付近でもしくは遷音速飛行レジームよりも高速で飛行する任意のタイプの航空体１００もしくは航空体／宇宙航空体を対象とすることができる。
【００２５】
図１Ａを参照すると、図１に示された前方ステーション位置１３４で胴体１７０を横切る切断面１４０に沿って描かれた、航空機１０２のベースライン構成１３２の局所的な前後方向の断面積１７６の断面図が示されている。図１Ａの胴体断面積１７６は、到来空気流ストリーム１１０（図１）を押しのける航空機断面積を表す。
【００２６】
図１Ｂを参照すると、航空機１０２の中間ステーション位置１３６（図１）の切断面１４０に沿って描かれた、航空機１０２のベースライン構成１３２の局所的な前後方向の断面積の断面図が示されている。図１Ｂの断面積は、胴体１７０の断面積１７６および両方のエンジンナセル２３２の断面積２４２を含む。この点に関して、図１Ｂは、従来のベースライン構成１３２の航空機１０２では、到来空気流ストリーム１１０（図１）を押しのける断面積が急に増大することを示している。
【００２７】
図１Ｃを参照すると、航空機１０２の後方ステーション位置１３８（図１）の切断面１４０に沿って描かれた、航空機１０２のベースライン構成１３２の局所的な前後方向の断面積の断面図が示されている。図１Ｃの断面積は、後方ステーション位置１３８における胴体１７０の断面積１７６、両方のエンジンナセル２３２の断面積２４２、および胴体１７０のそれぞれの側の翼１９２の断面積２０８を含む。図１Ｃはさらに、中間ステーション位置１３６と後方ステーション位置１３８（図１）の間の比較的に短い距離の間に断面積が急に増大することを示しており、この急な増大は、ベースライン構成１３２の航空機１０２が音速に近づいたときの造波抵抗の大幅な増大に対応することがある。
【００２８】
図２を参照すると、互いから前後方向にオフセットされたエンジンナセル２３２を有する左右非対称構成１５０を有利に有する航空機１０２の上面図が示されている。図２では、エンジンナセル２３２が、胴体１７０の反対側の後方ナセル２３６の前方に配置することができる前方ナセル２３４を含む。この点に関して、図２のエンジンナセル２３２は、後述するエンジンオフセット距離だけ互いから前後方向にオフセットすることができる。エンジンナセル２３２を除き、図２の航空機１０２のエンジンオフセット構成１５２は、翼１９２、水平安定板２６８およびその他の構成要素１１４などの突き出た空力面１９０に関する航空機１０２の残りの構成要素１１４の左右対称性に関して、図１の航空機１０２のベースライン構成１３２と実質的に同様とすることができる。
【００２９】
図２では、エンジンナセル２３２を、所定のオフセット距離２４４だけオフセットすることができる。図示の実施形態では、前方ナセル２３４と後方ナセル２３６が、胴体１７０の両側の概ね同じ横方向位置に配置されている。しかしながら、前方ナセル２３４の断面積２４９（すなわちクロスハッチングされて示された面積）がほぼ一定である少なくとも一部分が、後方ナセル２３６のエンジン入口２３８（すなわち前面）と前後方向に概ね整列するような態様で、前方ナセル２３４を配置することができる。例えば、前方ナセル２３４の断面積２４９がほぼ一定である前端部２５０の位置が後方ナセル２３６のエンジン入口２３８と概ね整列し、このことが、その航空機構成に対する最小造波抵抗に対応する最適なオフセット距離２４４を提供することがある。この点に関して、この航空機の断面積の変化率（例えば増大率または低減率）を左右対称の航空機の断面積の変化率と比較して最小化するオフセット距離２４４だけ、前方ナセル２３４と後方ナセル２３６を前後方向にオフセットすることができる。一実施形態では、前方ナセル２３４の非オフセット位置（図示せず）または元の対称位置の前方に前方ナセル２３４が配置される。同様に、後方ナセル２３６の非オフセット位置（図示せず）または元の対称位置の後方に後方ナセル２３６を配置することができる。しかしながら、前方ナセル２３４および後方ナセル２３６は、それらのナセルの対応するそれぞれの非オフセット位置に対する任意の位置に配置することができる。
【００３０】
一実施形態では、物理的に実際的なオフセット距離と同じ程度のオフセット距離２４４だけエンジンナセル２３２がオフセットされる。例えば、非オフセット位置（すなわち前後方向に整列した位置）から、一方のエンジンナセル２３２のエンジン入口２３８が胴体１７０の反対側のエンジンナセル２３２のエンジンノズル２４０と整列するオフセット距離２４４までの範囲の任意の量だけ、エンジンナセル２３２をオフセットすることができる。より大きなエンジンオフセット距離２４４も可能である。一実施形態では、前方ナセル２３４の断面積２４９がほぼ一定である少なくとも一部分が後方ナセル２３６のエンジン入口と前後方向に概ね整列するように、エンジンナセル２３２が前後方向にオフセットされる。図２では、断面積２４９がほぼ一定である部分がクロスハッチングされて示されており、断面積２４９がほぼ一定である部分は、エンジンナセル２３２の最大断面積の領域を含むことができる。この点に関して、エンジンナセル２３２の断面積２４９がほぼ一定である部分は、わずかに湾曲した外面（例えば凸面状の外面）を有することができ、必ずしも一定の外径または一定の断面形状だけに限定されない。
【００３１】
図２に示された実施形態では、胴体１７０の一方の側の後方ナセル２３６のエンジン入口２３８（例えば前面）のステーション位置を、胴体１７０の反対側の前方ナセル２３４の断面積２４９がほぼ一定である後端部２５１と前後方向に概ね整列させることができる。図示されていない他の実施形態では、後方ナセル２３６の断面積２４９がほぼ一定である後端部２５１のステーション位置を、前方ナセル２３４のエンジンノズル２４０と前後方向に概ね整列させることができる。図示されていない他の実施形態では、胴体１７０の一方の側の前方ナセル２３４のエンジンノズル２４０を、胴体１７０の反対側の後方ナセル２３６のエンジン入口２３８と前後方向に概ね整列させることができる。有利には、断面積２４９がほぼ一定である前端部２５０および後端部２５１の上記の位置が航空機１０２の最小造波抵抗に対応することがある。
【００３２】
図示されていない他の実施形態では、前方ナセル２３４の断面積が減少する領域が、後方ナセル２３６の断面積が増大する領域と少なくとも部分的に重なり合うような態様で、エンジンナセル２３２を前後方向にオフセットすることができる。エンジンナセル２３２の断面積が減少する領域は、そのナセルの断面積２４９がほぼ一定である後方に位置する部分を含むことができる。エンジンナセル２３２の断面積が増大する領域は、そのナセルの断面積２４９がほぼ一定である前方に位置する部分を含むことができる。胴体の一方の側のナセルの断面積が減少する領域を胴体の反対側のナセルの断面積が増大する領域と重ね合わせることによって、航空機１０２の断面積の変化率を、左右対称の（オフセットされていない）エンジンナセルを有する航空体と比較して最小化することができる。
【００３３】
本明細書に開示されたどの左右非対称実施形態でも、胴体１７０の両側の一対の構成要素１１４（例えばエンジンナセル２３２、翼１９２、安定板２６８、操縦翼面２７２など）に対するオフセット距離を、航空機１０２の最小造波抵抗に対応する１つまたは複数のオフセット距離を計算する後述する方法によって解析的に決定することができる。あるいは、オフセット距離の量は、実験によって、または解析と実験とを組み合わせることによって決定することができる。
【００３４】
図２のエンジンオフセット構成１５２は、航空機１０２の造波抵抗の増大を有利に最小化することができるさまざまな左右非対称構成１５０のうちの１つの構成を表す。本開示では、一対または数対の構成要素１１４を胴体１７０の両側にオフセット配置で取り付けることによって、航空体１００の造波抵抗を有利に最小化することができる。例えば、後により詳細に説明するように、航空機１０２の一対の突き出た空力面１９０を前後方向にオフセットすることによって造波抵抗を最小化することができる。突き出た空力面１９０は、航空体１００または航空機１０２のボディ１０４または胴体１７０から外側へ延びる任意の部材と定義することができる。
【００３５】
本開示では、突き出た空力面１９０が、高アスペクト比翼１９２、水平安定板２６８、垂直安定板２６２、傾斜安定板（ｃａｎｔｅｄ  ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒ）（図示せず）、先尾翼（図示せず）、操縦翼面２７２およびその他の突き出た空力面１９０を含むことができる。安定板は、航空機１０２または航空体１００に方向安定性を提供する空力面と定義することができる。一実施形態では、安定板が、固定されたまたは非可動式の突き出た空力面１９０を含む。本開示では、突き出た空力面１９０がさらに、航空機１０２または航空体１００の空力制御用または方向制御用などの操縦翼面２７２を含むことができ、一般に可動の操縦翼面２７２を含むことができる。例えば、操縦翼面２７２は、方向舵、昇降舵、エレボンもしくはラダーベーター（ｒｕｄｄｅｒｖａｔｏｒ）、またはさまざまな可動面のうちの任意の可動面を含むことができる。操縦翼面２７２は、安定板などの他の部材に１つの縁のところで蝶番式に結合されることがある。しかしながら、操縦翼面２７２は、航空体１００または航空機１０２に別個の構成要素としてピボット回転可能に取り付けられることもある。例えば、操縦翼面２７２は、全可動昇降舵、方向舵または他の操縦翼面構成を含むことができる。本開示では、突き出た空力面１９０が、航空体１００または航空機１０２の表面を通過する到来空気流ストリーム１１０に対して断面積の変化を提示する任意の部材、構造体、装置または構成要素を含むことができる。
【００３６】
図２Ａを参照すると、図２の前方ステーション位置１５４の切断面１４０に沿って描かれた、航空機１０２のエンジンオフセット構成１５２の局所的な前後方向の断面積の断面図が示されている。図２の前方ステーション位置１５４は、図１の前方ステーション位置１３４と同じ位置に配置されている。図２Ａの断面積１７６は図１Ａと同じ断面積１７６を有する。
【００３７】
図２Ｂを参照すると、航空機１０２の第１の中間ステーション位置１５６（図２）の切断面１４０に沿って描かれた、エンジンオフセット構成１５２の局所的な前後方向の断面積の断面図が示されている。図２Ｂの断面積は、胴体１７０の断面積１７６および一方のエンジンナセル２３２の断面積２４２を含む。この点に関して、図２Ｂは、エンジンオフセット構成１５２の断面積の増大が、図１Ｂに示されたベースライン構成１３２の断面積のより急な増大に比べて緩やかであることを示している。
【００３８】
図２Ｃを参照すると、第２の中間ステーション位置１５７（図２）の切断面１４０に沿って描かれた、エンジンオフセット構成１５２の局所的な前後方向の断面積の断面図が示されている。図２Ｃの断面積は、胴体１７０の断面積１７６および両方のエンジンナセル２３２の断面積２４２を含み、図１Ｂに示された図１の航空機１０２のベースライン構成１３２の断面積と同様の大きさを有する。図２Ｃはさらに、エンジンオフセット構成１５２の断面積の増大がベースライン構成１３２の断面積の急な増大に比べて緩やかであることを示している。
【００３９】
図２Ｄを参照すると、航空機１０２の後方ステーション位置１５８（図２）の切断面１４０に沿って描かれた、航空機１０２のエンジンオフセット構成１５２の局所的な前後方向の断面積の断面図が示されている。図２の後方ステーション位置１５８は、図１の後方ステーション位置１３８と同じ位置にあり、図２Ｄの断面積１７６は図１Ｃと同じ断面積１７６を有する。図２Ｄの断面積は、後方ステーション位置１５８における胴体１７０の断面積、両方のエンジンナセル２３２の断面積２４２、および翼１９２の一部分の断面積２０８を含む。
【００４０】
図２Ａ〜２Ｄは、エンジンナセル２３２を前後方向にオフセットすることによって達成される、図１Ａ〜１Ｄに示されたベースライン構成１３２の断面積の急な増大に比べて緩やかな断面積の増大を示している。図２Ａ〜２Ｄには示されていないが、オフセットされたエンジンナセル２３２は、前後方向にオフセットされて、前後方向にオフセットされたエンジンナセル２３２の後端部に空気流ストリーム１１０が近づくにつれて緩やかに低減する断面積を提供することができる。理解されるように、航空機１０２の前後軸１０６に沿って断面積の分布がより緩やかに変化するため、エンジンナセル２３２を前後方向にオフセットすることによって、造波抵抗を最小化することができる。本明細書に開示されたどの実施形態においても、この断面積の分布の緩やかな変化は、航空体１００または航空機１０２の断面積の緩やかな増大および／または断面積の緩やかな低減を含む。
【００４１】
図３を参照すると、図１のベースライン構成１３２（すなわち非オフセット構成）および図２のエンジンオフセット構成１５２について、前後方向の断面積をステーション位置に対してプロットしたグラフが示されている。ステーション位置は、グラフの左側の前方胴体位置とグラフの右側の後方胴体位置の間のグラフの中間に位置する原点１０８の位置に対して相対的に示されている。図３のグラフは、ベースライン構成１３２の比較的に低忠実度の解析、およびベースライン構成１３２の解析と同じ解析パラメータを使用したエンジンオフセット構成１５２の比較的に低忠実度の解析から作成したものである。
【００４２】
図３には、ベースライン構成１３２（すなわち非オフセット構成）の面積分布のプロットが実線として示されている。エンジンオフセット構成１５２の面積分布のプロットは破線として示されており、ベースライン構成１３２の実線と重ね合わされている。エンジンオフセット構成１５２について見ると、プロットの破線は、第１の中間ステーション位置１５６で断面積の最初の増大を示し、この増大は、前方ナセル２３４（図２）からの面積の寄与を表す。見て分かるとおり、エンジンオフセット構成１５２のこの最初の面積の増大は、ベースライン構成１３２の断面積の最初の増大よりも前（すなわち到来空気流ストリームに関して前）に起こる。この破線と実線の高さの違いはさらに、エンジンオフセット構成１５２の最大断面積がベースライン構成１３２の最大断面積よりも小さいことを示している。
【００４３】
図４は、図３の面積寄与の導関数のプロットを示し、この図は、ベースライン構成１３２およびエンジンオフセット構成１５２について、断面積の変化をステーション位置に対して示している。ベースライン構成１３２の面積分布の変化のプロットは実線として示されている。エンジンオフセット構成１５２の面積分布の変化のプロットは破線として示されている。図４の破線は、エンジンオフセット構成１５２では、前方ナセル２３４（図２）からの面積寄与と後方ナセル２３６（図２）からの面積寄与の融合が比較的に均一であることを示しており、このことは、面積の最小増大率に有利に対応する。対照的に、図４のプロットの同じ断面では、実線が、ベースライン構成１３２（図１）の前後方向に整列したエンジンナセル２３２による面積寄与の（すなわち要素１３０における）急な増大を示している。さらに、実線の負のピークは、ベースライン構成１３２の前後方向に整列したエンジンナセル２３２による面積寄与の急な低減を示している。
【００４４】
図５は、前後方向にオフセットされた翼１９２および／または前後方向にオフセットされた水平安定板２６８を含む前後方向にオフセットされた突き出た空力面１９０を有する左右非対称構成１５０の航空機１０２を示す。本開示では、上で指摘したとおり、突き出た空力面１９０が、ボディ１０４に取り付けられかつ／またはボディ１０４から外側へ延びもしくはボディ１０４から外側へ突き出た任意の部材を含む。図５の航空機１０２は、限定されない任意の翼オフセット距離だけ互いからオフセットすることができる前方翼１９４および後方翼１９６を含む。航空機１０２はさらに、限定されない任意の距離だけ互いからオフセットすることができる安定板を含むことができる。例えば、航空機１０２は、前方安定板２６４と後方安定板２６６など、互いからオフセットすることができる一対の水平安定板２６８を含むことができる。図示されてはいないが、垂直安定板２６２または垂直尾翼を、水平安定板２６８に対して前後方向にオフセットすることもできる。オフセットされた翼１９２に加えて、左右非対称構成１５０の航空機１０２は、胴体の前端部に取り付けられた前後方向にオフセットされた先尾翼面（図示せず）、胴体の後端部に取り付けることができる前後方向にオフセットされたラダーベーター（図示せず）、または互いからオフセットすることができる他の尾翼構成（例えばＶ形尾翼、Ｕ形尾翼、Ｔ形尾翼など（図示せず））を含むことができる。前後方向にオフセットされた突き出た空力面１９０はさらに、ブレンデッドウイング航空機（図示せず）に取り付けることができる操縦翼面（図示せず）を含むことができる。
【００４５】
図５では、上で指摘したとおり、前方翼１９４と後方翼１９６を任意の距離だけ互いから前後方向にオフセットすることができる。翼を前後方向にオフセットすることによってエンジンナセルも前後方向にオフセットされるように、胴体のそれぞれの側のエンジンナセル２３２は翼に対して同じ位置に取り付けることができる。しかしながら、この航空機は、前後方向にオフセットされた翼および翼に取り付けられたオフセットされていないエンジンナセル（図示せず）を有するように構成することができる。図５では、前後方向にオフセットされた翼１９２は、３以下の比較的に低いアスペクト比を有することがある三角翼（図示せず）航空機に比べて一般に高い１０以上のアスペクト比を有することができる。
【００４６】
本明細書に開示されたどのオフセット構成でも、一組の構成要素（エンジンナセル２３２、突き出た空力面１９０など）の最大オフセット距離は航空体の構成に依存することがある。例えば、無人飛行体（ｕｎｍａｎｎｅｄ  ａｅｒｉａｌ  ｖｅｈｉｃｌｅ）（ＵＡＶ）の翼オフセット距離は、商業ジェット旅客機の翼オフセット距離よりも短くすることができる。最大オフセット距離は、構造上、空力上および／または製造上の制約または他の制約によって決定されることがある。図５では、前方翼１９４が、ほぼ、翼１９２のうちの一方の付け根翼弦２００の長さの翼オフセット距離２１０だけ後方翼１９６からオフセットされて示されている。上で指摘したとおり、翼付け根１９８は、翼１９２と胴体１７０の交線の位置に画定されることがある。一実施形態では、翼１９２が、約１フィートと付け根翼弦２００の長さの間のオフセット距離２１０だけを互いからオフセットされる。しかしながら、胴体１７０上の荷重伝達経路またはねじり荷重に起因する複雑化または空気力学に関する複雑化を最小化するため、一対のオフセットされた翼１９２のオフセット距離２１０を最小化することもできる。
【００４７】
水平安定板２６８も、一方の水平安定板２６８の付け根翼弦２００の長さに制限することができる安定板オフセット距離２７０だけ、前後方向にオフセットすることができる。しかしながら、上で指摘したとおり、水平安定板２６８は、限定されない任意の安定板オフセット距離２７０だけオフセットすることができる。本明細書に開示されたどの実施形態でも、胴体の一方の側の前方構成要素（例えば前方の突き出た空力面）の断面積が減少する領域が胴体の反対側の後方構成要素（例えば後方の突き出た空力面）の断面積が増大する領域と少なくとも部分的に重なり合うように、突き出た空力面１９０を互いから前後方向にオフセットすることができる。
【００４８】
図６は、左右非対称構成１５０の航空機１０２の他の実施形態を示す。図示されているように、翼１９２は、胴体１７０の両側の同じステーション位置に翼１９２が配置されるような態様の左右対称とすることができる。航空機１０２の左右非対称性は、非対称に延長されたエンジンナセル２３２によって提供することができる。この点に関して、胴体１７０の一方の側のエンジンナセル２３２は前方ナセル延長部分２４６を含むことができる。前方ナセル延長部分２４６は、エンジンナセル２３２から前方へ延びまたは突き出ることができる。さらに、胴体１７０の反対側のエンジンナセル２３２は後方ナセル延長部分２４８を含むことができる。後方ナセル延長部分２４８は、エンジンナセル２３２から後方へ延びまたは突き出ることができる。航空機は、１つのエンジンナセル２３２上の前方ナセル延長部分２４６および／または１つのナセル上の後方ナセル延長部分２４８を含むことができる。しかしながら、航空機は、１つのエンジンナセル２３２上に、前方ナセル延長部分２４６と後方ナセル延長部分２４８の両方を備えることができる。
【００４９】
図示されているように、前方ナセル延長部分２４６は、延長部分オフセット距離２５２だけオフセットすることができ、かつ／または後方ナセル延長部分２４８は、前方ナセル延長部分２４６の延長部分オフセット距離２５２とは異なっていてもよい延長部分オフセット距離２５２だけオフセットすることができる。図６に示された実施形態は、少なくとも翼１９２およびエンジンナセル２３２の対称性に関して左右対称の構成を有する既存の航空機１０２に対する改造（ｒｅｔｒｏｆｉｔ）構成を表すことができる。前方ナセル延長部分２４６および／または後方ナセル延長部分２４８を追加することによって、既存の航空機１０２の造波抵抗特性を大幅に向上させることができる。
【００５０】
図７Ａは、ミサイルボディ２８２および前後方向に整列したミサイル翼２８４を有する左右対称構成１３０の巡航ミサイル２８０の一実施形態を示す。巡航ミサイル２８０は、遷音速域で飛行することができ、造波抵抗を最小化する本明細書に開示されたシステムおよび方法から利益を得ることができる、航空体１００の代替実施形態を表す。
【００５１】
図７Ｂは、オフセットされたミサイル翼２８４を有する左右非対称構成１５０の巡航ミサイル２８０を示す。ミサイル翼２８４は、ミサイル翼付け根２８６の付け根翼弦２８８の長さまでのミサイル翼オフセット距離２９０だけオフセットすることができるが、上で指摘したとおり、ミサイル翼２８６は、限定されない任意のミサイル翼オフセット距離２９０で提供することができる。有利には、オフセットされたミサイル翼２８４は、図７Ａに示された対称ミサイル２８０の構成に比べて穏やかなミサイル２８０の断面積分布の変化を提供することができる。上記のオフセット構成をロケット（図示せず）または打上げ用ロケットに対して使用することもできる。例えば、ロケットは、造波抵抗を最小化するためにオフセットすることができる安定ひれ（図示せず）を備えることがある。上記の任意のオフセット構成を宇宙航空体を含む他の航空体に対して使用して、大気中を移動している間の波抵抗を最小化することができる。
【００５２】
図８Ａは、軍用機１０２構成の一実施形態の上面図である。航空機１０２は、航空機１０２に左右対称構成１３０で取り付けられた、３００Ａ、３００Ｂ、３００Ｃおよび３００Ｄとして識別される、同数の外部ストア３００を有する。外部ストア３００は、胴体１７０の両側の翼に２対取り付けられた燃料ポッド３０２として示されている。しかしながら、外部ストア３００は、航空機１０２に切り離し可能に取り付けることができる任意のタイプのストア構成で提供することができる。例えば、外部ストア３００は、限定はされないが、ミサイルおよび／または爆弾などの兵器、監視ポッド、または航空機１０２に切り離し可能に取り付けることができる他の任意のタイプの外部ストアを含むことができる。外部ストア３００は、非対称荷重を最小化し、同時に図２に示された前述のエンジンオフセット構成１５２と同様に航空機１０２の断面積の変化率を最小化するような方式で、航空機１０２から切り離すことができる。
【００５３】
例えば、図８Ｂ〜８Ｄは、断面積の変化を最小化するように外部ストア３００を切り離す順序の一実施形態を示す。図８Ｂは、図８Ｂの左右非対称構成を効果的に提供するために、外部ストア３００Ｂ、３００Ｃおよび３００Ｄを切り離す前に外部ストア３００Ａを切り離すことを示している。図８Ｃは、外部ストア３００Ｂおよび３００Ｄを切り離す前に外部ストア３００Ｃを切り離す切り離し順序の次の段階を示す。切り離し順序の図８Ｃの段階は、航空機１０２のそれぞれの側から外部ストア３００が等量（図示せず）切り離された配置と比較して、航空機１０２の断面積の変化率を最小化する配置を表すことがある。
【００５４】
図８Ｄは、外部ストア３００Ｂの前に外部ストア３００Ｄを切り離す切り離し順序の次の段階を示す。外部ストア３００Ｂは、示されてはいないが、外部ストア３００のうち最後に切り離される外部ストアである。切り離し順序３００Ａ−３００Ｃ−３００Ｄ−３００Ｂは、航空機の安定性と造波抵抗の低減に関する制御の問題との間の平衡を提供することができる。しかしながら、航空機１０２の断面積の変化率を最小化することによって造波抵抗を効果的に減少させることができる他の切り離し順序も可能である。例えば、切り離し可能な外部ストア３００を４つ以上有する航空機（図示せず）に対しては、代替切り離し順序を、断面積の変化を最小化するように構成することができる。上記の方式のうちの１つまたは複数の方式で外部ストア３００を切り離すことによって造波抵抗を最小化することができ、それによって航続距離を向上させ、かつ／または例えば遷音速域付近もしくは遷音速域で飛行するために対気速度性能を増強することができる。
【００５５】
図８Ｅは、航空機１０２の断面積の変化率を最小化することができるように航空機１０２に外部ストア３００が互い違いに装着または取り付けられた図８Ａの航空機の一実施形態を示す。外部ストア３００Ａ、３００Ｂ、３００Ｃおよび３００Ｄが左右対称配置で取り付けられた図８Ａに示された配置とは対照的に、図８Ｅは、左右オフセット配置または互い違い配置で取り付けられた外部ストアを示す。例えば、図８Ｅでは、外部ストア３００Ａと外部ストア３００Ｄを互いからストアオフセット３０４だけオフセットすることができる。同様に、外部ストア３００Ｂと外部ストア３００Ｃを互いからストアオフセット３０４だけオフセットすることができる。外部ストア３００Ａ−３００Ｄおよび３００Ｂ−３００Ｃのオフセットは、航空機１０２の前後軸に沿った断面積の増大および低減を最小化することができ、それによって造波抵抗を有利に最小化することができる。
【００５６】
図９は、航空体１００の造波抵抗を最小化する方法４００の一実施形態を示す流れ図である。この方法は、航空機１０２などの航空体１００のボディ１０４を提供するステップ４０２を含むことができる。上で指摘したとおり、航空体１００は、前進飛行方向１１２に対して概ね平行な方向を向いた前後軸１０６を有する。航空機１０２は、図２に示された商業航空機１０２、図８Ｂに示された軍用機１０２、図７Ｂに示された巡航ミサイル２８０などのミサイル、または遷音速域もしくは遷音速域付近でまたは高マッハ数で飛行することができるさまざまな代替航空体１００構成のうちの任意の１つの構成を含むことができる。
【００５７】
図９の方法４００のステップ４０４は、ボディ１０４の両側の少なくとも一対の構成要素１１４を前後方向にオフセットすることを含むことができる。しかしながら、本開示は、偶数の（例えば対の）構成要素をオフセットすることだけに限定されない。この点に関して、本明細書に開示されたシステムおよび方法は、航空機の断面積の変化率を最小化するために、３つ以上の構成要素を互いに対してオフセットするなど、奇数個の構成要素をオフセットすることを含むことができる。上で指摘したとおり、オフセットすることができる構成要素１１４は、翼１９２（図２）、水平安定板２６８（図２）、垂直安定板２６２（図２）、傾斜安定板（図示せず）、操縦翼面２７２（図２）、または航空体１００の胴体１７０もしくはボディ１０４から外側へ延びる他の任意の突き出た空力面１９０などの突き出た空力面１９０（図２）を含むことができる。
【００５８】
構成要素１１４はさらに、翼に取り付けることができ、前述のとおり胴体１７０の両側で前後方向にオフセットすることができるエンジンナセル２３２を含む推進ユニット２３０を含むことができる。一実施形態では、この方法が、ボディ１０４の両側に一対の翼１９２を左右対称（すなわちオフセットせずに）に取り付けること、ならびに図２および／または上記の実施形態のうちの１つの実施形態に示されているように、一対のエンジンナセル２３２を前後方向にオフセットすることを含む。示されてはいないが、この方法は、前述のとおり、前方ナセルの断面積が減少する領域を後方ナセルの断面積が増大する領域と重ね合わせることを含むことができる。
【００５９】
一実施形態では、航空体１００の１つまたは複数の構成要素１１４に延長部分を追加してオフセット配置を達成することによって、既存の左右対称の航空体１００が左右非対称の航空体１００に転換される。例えば、図６に示されているように、既存の航空機１０２または飛行機を改造して、胴体１７０の一方の側のエンジンナセル２３２に前方ナセル延長部分２４６を追加し、かつ／または胴体１７０の反対側のエンジンナセル２３２に後方ナセル延長部分２４８を追加することによって、左右対称を達成することができる。前述のとおり、前方ナセル延長部分２４６および／または後方ナセル延長部分２４８を延長部分オフセット距離２５２だけオフセットすることができる。理解されるように、既存の航空機１０２の別の構成要素１１４に別の延長構成を追加して、左右非対称を達成し、航空機１０２の前後軸１０６に沿った断面積の分布を改善することもできる。
【００６０】
左右非対称は、左右対称の航空体１００（例えば図８Ａの航空機）において、外部ストア３００が航空機から切り離す方法によっても達成することができる。例えば、図８Ａ〜８Ｄに関して上で指摘したとおり、航空機（図８Ｂ）の断面積の変化を最小化し、航空機の全構成抵抗（ｔｏｔａｌ  ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ  ｄｒａｇ）を好ましく最小化することができる順序で外部ストア３００を切り離すことによって、左右非対称を効果的に提供することができる。全構成抵抗は、有害抵抗（干渉抵抗を含む）、圧力抵抗および造波抵抗を含むことができる。図８Ｅを参照すると、左右非対称は、造波抵抗を最小化することができる航空機１０２の断面積の変化を最小化する手段として、前述のようにストアオフセット３０４だけオフセットして外部ストア３００を取り付けることによっても提供することができる。
【００６１】
図９の方法４００のステップ４０６は、構成要素を前後方向にオフセットしたことに応答して航空体または航空機の断面積の変化率を最小化することを含む。構成要素を前後方向にオフセットすると左右非対称構成が得られる。本明細書に開示されたどの実施形態でも、左右非対称は、全構成抵抗を最小化する方法で実現することができる。全構成抵抗を最小化することは、左右対称構成の造波抵抗に比べて造波抵抗を低減させることを含むことができる。しかしながら、全構成抵抗の最小化が、絶対的な最小値まで低減されていない可能性がある低減した造波抵抗に帰着することもある。
【００６２】
造波抵抗を最小化するこの方法は、航空体１００のボディ１０４の両側に取り付けられた一対の構成要素１１４間の最適オフセット距離を決定する手段として、航空体１００の造波抵抗を推定することを含むことができる。この点に関して、最小造波抵抗は、構成要素１１４間の少なくとも１つの名目上のオフセットに対応する。航空体１００の造波抵抗は、所与のマッハ数における航空体１００の抵抗係数（ｄｒａｇ  ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ）（ＣＤ）によって表すことができる。航空体１００の造波抵抗係数は、図３に示されているように航空体の長さｌｖにわたって航空体１００の断面積分布Ｓ（ｘ）を計算することによって推定することができる。この方法は、この面積分布に基づいて、断面積分布の変化率Ｓ’（ｘ）を航空体の長さｌｖにわたって計算することを含むことができる。図４のグラフは、断面積分布の変化率Ｓ’（ｘ）を航空体の長さｌｖにわたってプロットしたものである。図３に示されているように、航空体１００の前端部と後端部の中間に位置する原点１０８を中心にして面積分布Ｓ（ｘ）をプロットすることができる。下式によって面積分布Ｓ（ｘ）をφの関数に変換することができる。
【数１】
2014104973.tif 000003
【００６３】
この方法は次いで、断面積分布Ｓ（ｘ）のフーリエ級数展開を下式を使用して計算することを含むことができる。
【数２】
2014104973.tif 000004
上式で、
【数３】
2014104973.tif 000005
である。
【００６４】
造波抵抗は、造波抵抗係数ＣＤに対する以下の関係を使用して推定することができる。
【数４】
2014104973.tif 000006
上式で、ｎｍａｘは、フーリエ級数の収束を与えるフーリエ項の量を表す。造波抵抗を推定する上記の方法は、Ｒ．Ｎｅｌｓｏｎ他、「Ｓｏｍｅ  Ｅｘａｍｐｌｅｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ  ｏｆ  ｔｈｅ  Ｔｒａｎｓｏｎｉｃ  ａｎｄ  Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ  Ａｒｅａ  Ｒｕｌｅｓ  ｔｏ  ｔｈｅ  Ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ  ｏｆ  Ｗａｖｅ  Ｄｒａｇ」、ＮＡＳＡ  Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ  Ｎｏｔｅ  Ｄ−４４６（１９６０）およびＲ．Ｊｏｎｅｓ、「Ｔｈｅｏｒｙ  ｏｆ  Ｗｉｎｇ−Ｂｏｄｙ  Ｄｒａｇ  ａｔ  Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ  Ｓｐｅｅｄｓ」、ＮＡＣＡ  Ｔｅｃｈｎｉｃａｌ  Ｒｅｐｏｒｔ  １２８４（１９５６）に記載されている。
【００６５】
この方法はさらに、所与の航空機１０２構成に対して造波抵抗が最小化される少なくとも１つのオフセット距離が決定されるまで、オフセット距離を繰り返し調整し、その結果として変化した造波抵抗係数を、例えば上記の方法を使用して推定することを含むことができる。この点に関して、図１０のグラフの極小値２１６によって示されているように造波抵抗が最小化される２つ以上の位置を与えることができるある範囲のオフセット距離内で、エンジンナセル２３２などの航空機１０２の構成要素１１４をオフセットすることができる。
【００６６】
図１０は、航空機１０２のいくつかの左右非対称構成１５０について、造波抵抗係数／最小抵抗の抵抗係数比２１４を、最大オフセット距離の百分率であるオフセット距離２１２に対してプロットしたグラフである。これらの構成のそれぞれの構成に対する抵抗係数は、フーリエ項の量ｎｍａｘ＝２００を使用して計算した。これらの構成は、オフセットされた翼２１０、オフセットされたエンジン２４４およびオフセットされたナセル延長部分２５２を含み、それぞれの構成に対する抵抗係数比２１４は、最大オフセットの百分率であるオフセット距離２１２の関数としてプロットされている。航空機１０２のそれぞれ構成について、図１０は、少なくとも２つのオフセット距離２１２で極小値２１６を示す。図１０は、オフセットされた翼２１０の抵抗係数比２１４だけを最大オフセットの全長にわたってプロットしているが、オフセットされたエンジン２４４およびオフセットされたナセル延長部分２５２に対するプロットもオフセットされた翼２１０と同様であり、オフセットされた翼２１０と同様の位置に極小値を有することがある。
【００６７】
図１０では、それぞれの極小値２１６が、断面積分布の増大率を最小化するオフセット距離２１２（例えば百分率）を表す。例えば、エンジンオフセット構成１５２について言うと、抵抗係数比２１４の極小値２１６は、図２に示されたオフセット配置に対応する最大オフセットの約２０パーセントのオフセット距離２１２のところに出現する。図１０はさらに、前方ナセル２３４（図２）の断面積が減少する領域が胴体１７０の反対側の後方ナセル２３６（図２）の断面積が増大する領域と重なり合うエンジンオフセット実施形態（図示せず）に対応する約７８パーセントのオフセット距離２１２とところに、抵抗係数比２１４の極小値２１６を示す。
【００６８】
図１０はさらに、全体に左右対称の航空機１０２については、前方ナセル延長部分２４６および／または後方ナセル延長部分２４８を追加することによって、左右非対称を達成し造波抵抗を低減させる費用効果の高い方法を提供することができることを示している。この点に関して、航空機１０２の構造荷重をあまり変化させずに既存の航空機１０２構成を改造することができる。有利には、ナセル延長部分は、既存の航空機１０２を比較的に小規模な再設計でより高速で飛行するように変更する手段となる。この点に関して、本明細書に開示されたさまざまな実施形態は、胴体の局所直径を変化させることなく、かつ遷音速飛行レジームに適合するように調整された翼形を使用することなしに、航空機１０２の構成要素１１４（例えば翼、エンジン、安定板、操縦翼面など）の前後方向の位置を調整して既存の断面積分布を改善する手段を提供する。
【００６９】
当業者には、本開示の追加の変更および追加の改良が明らかであろう。したがって、本明細書に記載され図示された部分の特定の組合せは、本開示のある種の実施形態だけを表すことが意図されており、本開示の趣旨および範囲に含まれる代替実施形態または代替装置を限定する役目を果たすことは意図されていない。
【符号の説明】
【００７０】
１００  航空体
１０２  航空機
１０４  ボディ
１０６  前後軸
１０８  原点
１１０  到来空気流ストリーム
１１２  前進飛行方向
１１４  構成要素
１３０  左右対称構成
１３２  ベースライン構成
１３４  前方ステーション位置
１３６  中間ステーション位置
１３８  後方ステーション位置
１４０  切断面
１５０  左右非対称構成
１５２  エンジンオフセット構成
１５４  前方ステーション位置
１５６  第１の中間ステーション位置
１５７  第２の中間ステーション位置
１５８  後方ステーション位置
１７０  胴体
１７２  胴体前端部
１７４  胴体後端部
１７６  胴体の断面積
１９０  突き出た空力面
１９２  翼
１９４  前方翼
１９６  後方翼
１９８  翼付け根
２００  付け根翼弦
２０２  翼端
２０４  前縁
２０６  後縁
２０８  翼の断面積
２１０  翼オフセット距離
２１４  造波抵抗係数／最小抵抗の抵抗係数比
２１６  極小値
２３０  推進ユニット
２３２  エンジンナセル
２３４  前方ナセル
２３６  後方ナセル
２３８  エンジン入口
２４０  エンジンノズル
２４２  エンジンナセルの断面積
２４４  オフセット距離
２４６  前方ナセル延長部分
２４８  後方ナセル延長部分
２４９  断面積がほぼ一定である部分
２５０  断面積がほぼ一定である部分の前端部
２５１  断面積がほぼ一定である部分の後端部
２５２  延長部分オフセット距離
２６０  尾翼
２６２  垂直安定板
２６４  前方安定板
２６６  後方安定板
２６８  水平安定板
２７０  安定板オフセット距離
２７２  操縦翼面
２８０  巡航ミサイル
２８２  サイルボディ
２８４  ミサイル翼
２８６  ミサイル翼付け根
２８８  付け根翼弦
２９０  ミサイル翼オフセット
３００  外部ストア
３００Ａ  外部ストア
３００Ｂ  外部ストア
３００Ｃ  外部ストア
３００Ｄ  外部ストア
３０２  燃料ポッド
３０４  ストアオフセット
【図１】
2014104973.tif 000007
【図１Ａ】
2014104973.tif 000008
【図１Ｂ】
2014104973.tif 000009
【図１Ｃ】
2014104973.tif 000010
【図２】
2014104973.tif 000011
【図２Ａ】
2014104973.tif 000012
【図２Ｂ】
2014104973.tif 000013
【図２Ｃ】
2014104973.tif 000014
【図２Ｄ】
2014104973.tif 000015
【図３】
2014104973.tif 000016
【図４】
2014104973.tif 000017
【図５】
2014104973.tif 000018
【図６】
2014104973.tif 000019
【図７Ａ】
2014104973.tif 000020
【図７Ｂ】
2014104973.tif 000021
【図８Ａ】
2014104973.tif 000022
【図８Ｂ】
2014104973.tif 000023
【図８Ｃ】
2014104973.tif 000024
【図８Ｄ】
2014104973.tif 000025
【図８Ｅ】
2014104973.tif 000026
【図９】
2014104973.tif 000027
【図１０】
2014104973.tif 000028
【外国語明細書】
2014104973000001.pdf
2014104973000002.pdf
2014104973000003.pdf
2014104973000004.pdf