(57)【要約】超音速飛行中の地面（ＧＬ）への衝撃波の影響（１８０）を最小にする航空機（１２０）の成形及び操作の方法及び装置であり、飛行中に着陸装置を格納したときに、航空機の下部プロファイル（１６０）が、実質的に直線又は下向きに僅かに凹むように構成された航空機を含む。航空機の機首部分（１６２）はその頂部（１６３）が下部プロファイルと一致するように配置されている。航空機は、超音速で飛行しており、超音速飛行中には、実質的に直線的な航空機の下部プロファイルが、オンセット気流（１６６）と実質的に平行となるように方向付けられている。弱い圧力騒音（１６８）が航空機の下側に発生し、その衝撃波は航空機の下側から地面に向けて放射される。航空機の下側で発生した騒音は、同時に発生して航空機の上方に放射された圧力騒音（１７０）よりも弱い。航空機の下側に発生した弱い圧力騒音はソニック・ブーム効果が最小になるように制御される。
2005525260.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の超音速飛行中に、地面でのソニック・ブーム効果を最小にするための航空機の成形及び操作方法であって、該方法は、
飛行中に着陸装置を格納したときに、航空機の下部プロファイルが実質的に直線状になるように航空機を成形すること、
上記航空機の機首部分を、その頂部が航空機の上記実質的に直線状の下部プロファイルと一致するように配置すること、
上記航空機を超音速で操縦し、超音速飛行中に、航空機の上記実質的に直線状の下部プロファイルが、実質的にオンセット気流と平行となるように、航空機を方向付けること、
上記航空機の下側に複数の異なる大きさの圧力騒音を生成して、その下方に放射することであって、当該圧力騒音が、航空機の上側に同時に生成されて、その上方に放射される複数の異なる大きさの圧力騒音よりも小さいこと、及び
航空機の下側に生成された上記複数の異なる大きさの圧力騒音を、それらの間の差分が十分に小さくなって、超音速飛行中に地面でのソニック・ブーム効果が小さくなるように、制御することを含む成形及び操作方法。
【請求項２】
さらに、超音速飛行中に、航空機の上記実質的に直線状の下部プロファイルが、実質的に水平方向に水平になるように、方向付けられることを含む請求項１に記載の方法。
【請求項３】
さらに、超音速飛行中に、航空機の下側での複数の異なる大きさの圧力騒音の結合を防ぐように航空機を成形することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項４】
さらに、航空機の下側と、機首の頂部によって引き起こされるバウ・ショックの背後と、に生成する強い圧力騒音が、地面に達する前にバウ・ショックと結合するのに十分な角度で伝搬しないように上記実質的に直線状の下部プロファイルを形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項５】
さらに、航空機の下側と、機首の頂部によって引き起こされるバウ・ショックの背後と、に生成する圧力騒音が、地面に達する前にバウ・ショックと結合するのに十分な角度で伝搬しないように上記実質的に直線状の下部プロファイルを形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項６】
さらに、航空機の胴体の迎え角が０に近づくように、超音速飛行中に航空機を方向付けることを含む請求項１に記載の方法。
【請求項７】
さらに、航空機の長軸に垂直方向の垂直断面が実質的に円形になるように航空機の機首部分を形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項８】
さらに、航空機の長軸に垂直方向の垂直断面が実質的に楕円形になるように航空機の機首部分を形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項９】
さらに、実質的に楕円形の垂直断面の長軸が実質的に垂直になるように方向付けることを含む請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
さらに、実質的に楕円形の垂直断面の長軸が実質的に水平になるように方向付けることを含む請求項８に記載の方法。
【請求項１１】
さらに、航空機に取り付けた推進ユニットによって航空機の下側に形成される圧力騒音が、地面に達する前に機首部分の頂部によって引き起こされるバウ・ショックと結合するには不十分な角度で伝搬するように推進ユニットを形成する請求項１に記載の方法。請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
さらに、推進装置にジェット推進ユニットを選択することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項１３】
さらに、サイドマウントされたジェット推進ユニットのすべての入口を位置決めして、それにより
入口によって生成された下向きの圧力騒音が航空機の上記実質的に直線形状の下部プロファイルの下方への直接の伝搬から実質的に阻害されることを保証することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項１４】
さらに航空機の上記実質的に直線状の下部プロファイルが航空機の胴体の下側の外表面に確立するように、航空機の胴体を成形することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項１５】
さらに、航空機の下側の外表面内の不連続部分の選択的な配置により、航空機の下側に生成された複数の異なる大きさの圧力騒音を制御して、それにより超音速飛行中の地面でのソニック・ブーム効果を最小にすることを保証することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項１６】
航空機の超音速飛行中に、地面でのソニック・ブーム効果を最小にするための航空機の成形及び操作方法であって、該方法は、
飛行中に着陸装置を格納したときに、航空機の下部プロファイルがゆるやかな下向きの凹みになるように航空機を成形すること、
上記航空機の機首部分を、その頂部が航空機の上記下部プロファイルと一致するように配置すること、
上記航空機を超音速で操縦し、超音速飛行中に、航空機の上記下部プロファイルの端部を結んだ弦（コード）が、実質的にオンセット気流と平行となるように、航空機を位置決めすること、
上記航空機の下側に複数の異なる大きさの圧力騒音を生成して、その下方に放射することであって、当該圧力騒音が、航空機の上側に同時に生成されて、その上方に放射される複数の異なる大きさの圧力騒音よりも小さいこと、及び
航空機の下側に生成された上記複数の異なる大きさの圧力騒音を、それらの間の差分が十分に小さくなって、超音速飛行中に地面でのソニック・ブーム効果が小さくなるように、制御することを含む成形及び操作方法。
【請求項１７】
航空機の超音速飛行中に、地面でのソニック・ブーム効果を最小にするための航空機の成形及び操作方法であって、該方法は、
航空機の機首部分が下部プロファイルと一致するように航空機を成形すること、
生成された異なる大きさの複数の圧力騒音の大多数を航空機の上方にそらして、それにより、航空機まわりの異なる大きさの圧力騒音の非対称分布を確立すること、及び
超音速飛行中に地面でのソニック・ブーム効果が最小になるように、航空機の下方にそらされた複数の異なった大きさの圧力騒音の少数を制御することを含む成形及び操作方法。
【請求項１８】
超音速航空機による地面でのソニック・ブーム効果を最小にする方法であって、該方法は、
超音速航空機の設計の特徴に寄与するソニック・ブームの少なくとも１つを操作して、平均して、航空機の超音速飛行中に人間に知覚可能で不愉快なソニック・ブームを形成するために地面方向に放射する複数の圧力騒音が結合しないことを保証することを含む方法。
【請求項１９】
超音速航空機による地面でのソニック・ブーム効果を最小にする方法であって、該方法は、
超音速航空機の設計の特徴に寄与するソニック・ブームの少なくとも１つを操作して、
航空機の超音速飛行中に生じて地面方向に放射する複数の圧力騒音の結合を防ぎ、それにより人間に知覚可能であり、地面で知覚する人には不愉快ではないような航空機の成形された地面でのソニック・ブーム特性を保証することを含む方法。
【請求項２０】
さらに、航空機の機首部分が下部プロファイルと一致するように下部プロファイルを形成すること、
生成された異なる大きさの複数の圧力騒音の大多数を航空機の上方にそらして、それにより、航空機まわりの異なる大きさの圧力騒音の非対称分布を確立すること、及び
超音速飛行中に地面でのソニック・ブーム効果が最小になるように、航空機の下方にそらされた複数の異なった大きさの圧力騒音の少数を制御することを含む請求項１９に記載の方法。
【請求項２１】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少するために形成されたエアロスペース・ビークルであって、
前端部、後端部、上部及び底部を有する胴体、及び
胴体の上記前端部に動作可能に関連した第１のスパイクで、当該第１のスパイクが前端部分と後端部分を有しており、当該前端部分が、所定の断面に向かって先細にされている第１のスパイクを含み、
上記第１のスパイクが上記前端部分の後ろの第１の部分を含み、当該第１の部分が第１の断面積を有しており、
第１のスパイクは、さらに、上記所定の断面と上記第１の部分との間に遷移領域を含んでおり、
上記第１のスパイクは、さらに、上記第１の部分の後ろに第２の部分を含み、当該第２の部分は、第２の断面積を有しており、当該第２の断面積が上記第１の断面積と異なっており、そして
上記第１のスパイクは、さらに、第１の部分と第２の部分との間に第２の遷移領域を含んでいるエアロスペース・ビークル。
【請求項２２】
上記第２の断面積が上記第１の断面積より大きい請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項２３】
上記第１及び第２の遷移領域の少なくとも１つが、少なくとも１つの表面不連続を含む請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項２４】
上記スパイクが胴体の上記前端部から選択的に伸張可能である請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項２５】
上記スパイクが胴体の上記前端部に選択的に格納可能である請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項２６】
上記第１の部分及び第２の部分の一方が、上記第１の部分及び第２の部分の他方に選択的に折り畳むことができる請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項２７】
上記スパイクが、さらに、上記第２の部分の後に第３の部分を含み、該第３の部分が第３の断面積を有し、該第３の断面積が上記第２の断面積と異なっており、
そして、上記第２の部分と上記第３の部分との間に第３の遷移領域を含んでいる請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項２８】
上記第３の断面積が上記第２の断面積より大きい請求項２７に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項２９】
上記第２の部分及び第３の部分の一方が、上記第２の部分及び第３の部分の他方に選択的に折り畳むことができる請求項２７に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項３０】
さらに、上記航空機の上記後端部に動作可能に関連した第２のスパイクを含む請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項３１】
上記前端部分が先端方向に向かって先細にされている請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項３２】
上記前端部分が縁部に向かって先細にされている請求項２１に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項３３】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少するために成形されたエアロスペース・ビークルであって、
前端部、後端部、上部及び底部を有する胴体、及び
胴体の上記前端部に動作可能に関連した第１のスパイクで、当該第１のスパイクが前端部と後端部を有する第１のスパイクを含み、
胴体の上記底部と胴体の当該底部の面接線との少なくとも１つの交差が実質的に線分を規定しており、
胴体の上記前端部は、胴体の最短距離の点が上記線分の上に位置するように形成されており、
上記第１のスパイクの上記前端部に近接した上記第１の部分と、該第１の部分の後ろの上記第２の部分と、を含み、
上記第１の部分は第１の断面積を有し、上記第２の部分は第２の断面積を有しており、上記第２の断面積は、上記第１の断面積と異なっており、
上記第１の部分と上記第２の部分の間の第１の遷移領域は、少なくとも１つの表面不連続を含んでいるエアロスペース・ビークル。
【請求項３４】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少するために成形されたエアロスペース・ビークルであって、
前端部、後端部、上部及び底部を有する胴体と、
胴体の上記前端部に動作可能に関連した第１のスパイクで、当該第１のスパイクが前端部と後端部を有する第１のスパイクであって、
胴体の上記底部と胴体の当該底部の面接線との少なくとも１つの交差が実質的に線分を規定しており、
胴体の上記前端部は、胴体の最短距離の点が上記線分の上に位置するように形成されており、
上記第１のスパイクの上記前端部に近接した上記第１の部分と、該第１の部分の後ろの上記第２の部分と、を含み、
上記第１の部分は第１の断面積を有し、上記第２の部分は第２の断面積を有しており、上記第２の断面積は、上記第１の断面積と異なっている第１のスパイクと、
上記第２の部分の後ろの第３の部分であって、
該第３の部分が第３の断面積を有しており、
該第３の断面積が上記第２の断面積と異なっており、
上記第２の部分と上記第３の部分との間に第２の遷移領域を含んでいる第３の部分と、を含むエアロスペース・ビークル。
【請求項３５】
上記第２の遷移領域が少なくとも１つの表面不連続を含む請求項３４に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項３６】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少する方法であって、該方法は、
機首から、実質的に上記エアロスペース・ビークルの通常の飛行方向に向かって伸張した第１のスパイクを備えた上記エアロスペース・ビークルであって、
上記第１のスパイクが、所定の断面に向かって先細にされた前端部分と、
第１の断面積を有する第１の部分と、
上記所定の断面と上記第１の部分との間の第１の遷移領域と、を有しているエアロスペース・ビークルを提供するステップと、
上記第１の遷移領域を、上記エアロスペース・ビークルの通常の超音速飛行中に上記第１のスパイクによって生成された衝撃波の結合を低減するように形成するステップと、
上記第１のスパイクであって、
上記第１の断面積と異なる第２の断面積を有する第２の部分と、
上記第１の部分と上記第２の部分との間に位置する第２の遷移領域と、を備えた上記第１のスパイクを提供するステップと、を含んでいる方法。
【請求項３７】
さらに、上記第２の断面積と異なった第３の断面積を有する第３の部分と、
上記第２の部分と上記第３の部分との間に位置する第３の遷移領域と、
を備えた上記第１のスパイクを提供するステップを含む請求項３６に記載の方法。
【請求項３８】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少するために成形されたエアロスペース・ビークルであって、
前端部、後端部、上部及び底部を有する胴体と、
胴体の上記前端部に動作可能に関連した第１のスパイクと、
胴体の上記後端部に動作可能に関連した第２のスパイクと、を含むエアロスペース・ビークル。
【請求項３９】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少するために成形されたエアロスペース・ビークルであって、
前端部、後端部、上部及び底部を有する胴体と、
胴体の上記前端部に動作可能に関連した第１のスパイクで、当該第１のスパイクが前端部と後端部を有する第１のスパイクと、を含んでおり、
ここで、胴体の上記底部と胴体の当該底部の面接線との少なくとも１つの交差が実質的に線分を規定しており、
胴体の上記前端部は、胴体の最短距離の点が上記線分の上に位置するように成形されているエアロスペース・ビークル。
【請求項４０】
上記第１のスパイクが胴体の上記前端部から選択的に伸張可能である請求項３９に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４１】
上記第１のスパイクが胴体の上記前端部に選択的に格納可能である請求項３９に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４２】
上記第１のスパイクが、該第１のスパイクの上記前端部に近接した上記第１の部分と、該第１の部分の後ろの上記第２の部分と、を含んでいる請求項３９に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４３】
上記第１の部分が第１の断面積を有し、上記第２の部分が第２の断面積を有しており、上記第２の断面積は、上記第１の断面積と異なっている請求項４２に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４４】
上記第２の断面積が上記第１の断面積より大きい請求項４３に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４５】
上記第１のスパイクは、さらに、第１の部分と第２の部分との間に第１の遷移領域を含んでいる請求項４３に記載のエアロスペース・ビークル。
上記第１の部分と上記第２の部分の間の第１の遷移領域をさらに備える請求項43のエアロスペース・ビークル。
【請求項４６】
上記第１の部分及び第２の部分の一方が、上記第１の部分及び第２の部分の他方に選択的に折り畳むことができる請求項４３に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４７】
上記スパイクが、さらに、上記第２の部分の後に第３の部分を含み、該第３の部分が第３の断面積を有し、該第３の断面積が上記第２の断面積と異なっている請求項４３に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４８】
上記第３の断面積が上記第２の断面積より大きい請求項４７に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項４９】
上記第２の部分及び第３の部分の一方が、上記第２の部分及び第３の部分の他方に選択的に折り畳むことができる請求項４７に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項５０】
上記第１のスパイクの上記底部と上記第１のスパイクの当該底部の面接線との少なくとも１つの交差が実質的に線分を規定しており、
第１のスパイクの上記前端部は、第１のスパイクの最短距離の点が上記線分の上に位置するように成形されている請求項３９に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項５１】
さらに、胴体の上記後端部に動作可能に関連した第２のスパイクを含む請求項３９に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項５２】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少するために成形されたエアロスペース・ビークルであって、
前端部、後端部、上部及び底部を有する胴体と、
胴体の上記前端部に動作可能に関連した第１のスパイクで、当該第１のスパイクが前端部、後端部及び底部を有する第１のスパイクと、を含んでおり、
上記第１のスパイクの上記底部と上記第１のスパイクの当該底部の面接線との少なくとも１つの交差が実質的に線分を規定しており、
第１のスパイクの上記前端部は、第１のスパイクの最短距離の点が上記線分の上に位置するように成形されているエアロスペース・ビークル。
【請求項５３】
さらに、胴体の上記後端部に動作可能に関連した第２のスパイクを含む請求項５２に記載のエアロスペース・ビークル。
【請求項５４】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少するために成形されたエアロスペース・ビークルであって、
前端部、後端部、上部及び底部を有する胴体と、
胴体の上記後端部に動作可能に関連したスパイクと、を含んでいるエアロスペース・ビークル。
【請求項５５】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少する方法であって、該方法は、
機首から、実質的に上記エアロスペース・ビークルの通常の飛行方向に向かって伸張した第１のスパイクを備えた上記エアロスペース・ビークルであって、
上記第１のスパイクが、所定の断面に向かって先細にされた前端部分と、
第１の断面積を有する第１の部分と、
上記所定の断面と上記第１の部分との間の第１の遷移領域と、を有しているエアロスペース・ビークルを提供するステップと、
上記第１の遷移領域を、上記エアロスペース・ビークルの通常の超音速飛行中に上記第１のスパイクによって生成された衝撃波の結合を低減するように形成するステップと、を含んでいる方法。
【請求項５６】
上記前端部分が先端に向かって先細されている請求項５５に記載の方法。
【請求項５７】
上記前端部分が縁部に向かって先細にされている請求項５５に記載の方法。
【請求項５８】
上記第１の遷移領域を形成するステップが、第１の遷移領域を上記胴体に対して所定の位置に配置することを含む請求項５５に記載の方法。
【請求項５９】
上記第１の遷移領域を形成するステップが、所定の輪郭を備えた上記第１の遷移領域を成形することを含む請求項５５に記載の方法。
【請求項６０】
さらに、上記ビークルの尾部から、実質的に上記エアロスペース・ビークルの通常の飛行方向に対向して伸張した第２のスパイクを備えたエアロスペース・ビークルを提供するステップを含む請求項５５に記載の方法。
【請求項６１】
エアロスペース・ビークルが超音速飛行するときに当該ビークルによって形成されたソニック・ブームの効果を減少する方法であって、該方法は、
上記ビークルの尾部から、実質的に上記ビークルの通常の飛行方向に対向して伸張したスパイクを備えた上記エアロスペース・ビークルであって、
上記スパイクが、所定の断面に向かって先細にされた前端部分と、
第１の断面積を有する第１の部分と、
上記所定の断面と上記第１の部分との間の第１の遷移領域と、を有しているエアロスペース・ビークルを提供するステップと、
上記第１の遷移領域を、上記エアロスペース・ビークルの通常の超音速飛行中に上記第１のスパイクによって生成された衝撃波の結合を低減するように形成するステップと、を含んでいる方法。
【発明の詳細な説明】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
技術分野
本発明は、一般的に航空機胴体設計に関する。特に、本発明は、超音速で飛ぶ航空機によって生じる圧力騒音又は圧力波の大きさと方向とを制御して、地面のソニック・ブーム効果を減少する航空機の胴体設計に関する。
【０００２】
本発明の背景技術
飛行中の航空機は、通過した空気中に圧力波又は圧力騒音を生じる。これらの圧力波は、音速で伝搬する。航空機が亜音速で飛行する場合、この圧力波は、航空機の前方を含めて航空機の周囲の全方向に伝搬する。航空機が超音速で飛行する場合、航空機が圧力波の伝搬速度よりも速く移動するので、この圧力波は航空機の前方には伝搬できない。代わりに、航空機により発生した圧力波は、通常は、２つの衝撃波と結合し、１つは航空機の機首と、もう１つは航空機の尾部と関連する。これらの衝撃波は、航空機から遠ざかって周辺に伝搬する差分に圧力を加える。機首に関連する衝撃波（バウ・ショック）に関しては、圧力は、ほぼ大気圧から、それより著しく高い圧力へ、急激に増加する。バウ・ショックと、尾部と結合した衝撃波（テール・ショック）との間の領域では、圧力は、大気圧より著しく高い圧力から、大気圧以下に減少する。そして、圧力は、テール・ショックで、大気圧以下から大気圧に急激に増加する。
【０００３】
これらの衝撃波は、航空機から遠ざかって非常に遠距離まで伝搬し、最終的には、下向きに方向付けられた衝撃波が地面に到達し、そこでソニック・ブームと呼ばれる著しい音響妨害を生じるだろう。ソニック・ブームは、衝撃波が地面の基準点を通過した時の急激な圧力変化により発生した音なので、そのように名付けられている。ソニック・ブームの音響特性は、一般に、Ｎ−波と見なされているが、これは、音響特性と関連した圧力変化を、航空機の機首からの位置の関数としてプロットすると、「Ｎ」の文字に似ているからである。すなわち、Ｎ波は、バウ・ショックと関連した急激な圧力上昇で、一般に、「ピーク過圧」と称されているものと、それに続く大気圧以下への圧力低下とによって特徴付けられる。そして、テール・ショックに関連した常圧方向に戻る急激な圧力上昇が続く。感知できる場合、通常は地上の人によって、ソニック・ブーム効果は、２つの連続する大幅な圧力変化によって引き起こされる。強いソニック・ブームは、地面において、他の好ましくない状態と同様に不快な騒音をもたらす。これらの理由により、いくつかの人口の密集する地域一帯の超音速飛行は、制限されている。ソニック・ブームを出現した航空機の現象の概略図を図２０に示す。
【０００４】
衝撃波は、マッハ角（μ）で規定された形状を有する「マッハ・コーン」の形に伝搬すると認識されるべきである。マッハ角μは、マッハ数Ｍの関数であり、これは、音速に対する物体速度の比として規定されている。マッハ角（μ）は、式を用いて決定することができる。
【０００５】
ｓｉｎ（μ）＝１／Ｍ、  又は
μ＝ｓｉｎ−１（１／Ｍ）
【０００６】
超音速で飛行する航空機によって形成されたマッハ・コーンの形状は、航空機の機首の先端から航空機の尾部に向かって引かれて、飛行機の進行方向に対して角度（μ）に方向付けられた線を、回転させることにより表現できる。
従って、マッハ・コーンの先端は、進行方向を指示している。
【０００７】
地域一帯での超音速飛行が受け入れられるには、ソニック・ブームの音響特性を引き起こす圧力騒音を制御して、バウ・ショック及びテール・衝撃波による急な圧力変化が引き起こす強いソニック・ブーム効果を回避しなければならない。
【０００８】
人に不愉快なソニック・ブーム効果を経験させるのは、超音速飛行の航空機から地面へ放射された発生圧力の大きさのみではなく、望ましくないソニック・ブーム効果を生じるのが、地面で経験される第１の圧力変化の比(圧力差分−ＡＰ)でもあることを認識すべきである。したがって、可聴のソニック・ブーム効果を最小にするための１つの目標は、超音速飛行の航空機によって地面に生じた圧力差分を制御することである。
【０００９】
超音速飛行の航空機によって生じた圧力波又は騒音の別の特徴は、本質的に航空機の前方部分に関連した上昇圧力が、それらが地面方向に進行する場合には互いに結合する効果を有することである。図２０に示すように、本質的に航空機の後方部分に関連した低い圧力もまた、それらが地面方向に進行する場合には互いに結合する効果を有する。上述のように、地面にソニック・ブーム効果をもたらすのは、これら２つの第１の圧力変化である。したがって、急激な変化のないように圧力差分を滑らかにすることが、ソニック・ブームの問題の解決策になりえる。すなわち、超音速飛行している航空機によって誘起される圧力差の大きさを、必ずしも変更する必要はないが、地面で経験された急激な圧力変化を滑らかにしてより緩やかにすることは、いくつかの航空機設計にとって十分となりえる。
【００１０】
また、誘発された圧力にそのように急激な変化を引き起こす航空機の特徴も不利である。上述のように、圧力騒音又は圧力波は、少なくとも一部が航空機の速度に基づく関係で航空機から放射される。放射角度も、生じた騒音の大きさによって影響を受ける場合がある。すなわち、図２１に最もよく図示されているように、航空機の胴体から（航空機の進行方向に対して横方向への）急激な突出部分は、滑らかな遷移部分に比べて、より大きくより高角度の騒音をもたらすだろう。図２１の場合には、外側に突出するジェット・エンジンが圧力波をもたらし、一方がエンジン入口の前方突出部の頂部で、他方がエンジン入り口の下縁部である。図２１に示すように、航空機のエンジンによって引き起こされた圧力騒音が結合して、その結果として、地面に結合した圧力差分を有害に生成する。したがって、超音速航空機の圧力プロファイル又は圧力特性において、差分を最小にするというゴールに向けて研究した結果、設計の挑戦が、（航空機の進行方向に対して）横方向の突出部を保持し、表面崩壊さえも最小に保持することが明らかにされた。このような状況においては、表面崩壊は、進行方向の軸に対して横方向における航空機の長さに沿ったいずれかの寸法変更であると考えられる。それは、航空機の底部から放射される最も地面のブームに影響する圧力波であるので、この滑らかにするという目標が最も適切であるということは、非常に低い航空機の表面にすることである。
【００１１】
本発明の背景技術として、ソニック・ブーム特性を調節するために、超音速航空機の設計を改良する試みがなされたことが知られている。これらの改良は、Rising, et al.に発行された米国特許５９３４６０７の"Shock Suppression Supersonic Aircraft."に記載されているように、主翼の設計の変更を含んでいる。他のアプローチは、Graham, et al.に発行された米国特許４１１４８３６の"Airplane Configuration Design for the Simultaneous Reduction of Drag and Sonic Boom"、Eknesに発行された米国特許３７９４２７４の"Aircraft Structure to Reduce Sonic Boom Intensity"、及びWen, et al.に発行された米国特許３７７６４８９の"Sonic Boom Eliminator"に記載された構造のように、超音速航空機の胴体又は主翼を通る空気の通り道を組込むことを含んでいる。超音速航空機によって引き起こされるソニック・ブームを低減するためのさらなる試みは、航空機が超音速で移動するときに気流パターンを分裂するように配置された構造体を、航空機に追加することを含んでいる。例示は、Espyに発行された米国特許３７０９４４６の"Sonic Boom Reduction"及びAlperinに発行された米国特許３６４７１６０の"Method and Apparatus for Reducing Sonic Booms"に記載された構造を含んでいる。
【００１２】
超音速航空機におけるソニック・ブームを制御する他の試みは、鈍角の機首を用いて航空機の機首にすぐ隣接している気圧を増加させて、それにより、音響特性をもたらす圧力波の通常の形成を分裂させる。この分裂により、地面に衝突する音波の初期の圧力上昇の後に発達する急激な圧力変化が減少する。しかしながら、鈍角の機首では、得られたブーム特性の初期の過剰圧力上昇が低減しない。さらに、鈍角の機首は、航空機に著しい量の抗力を生成し、徹底的にその効率を減少させる。
【００１３】
Morgensternに発行された米国特許５７４０９８４の"Low Sonic Boom Shock Control/Alleviation Surfaces"には、航空機の機首上の機械的デバイスが記載されており、それは、ソニック・ブームの低減を要求されるときに鈍角の機首を達成する第１の位置と、ソニック・ブーム低減が要求されないときに流線型の機首を達成する第２の位置と、の間で移動できるようになっており、それにより（流線型の配置において）鈍角の機首設計に固有な抗力の不利益を除去する。
【００１４】
全てRethorstに発行された米国特許５３５８１５６、５６７６３３３及び５２５１８４６（総称して"Rethorst特許"）で、全て名称が"Supersonic Aircraft Shock Wave Energy Recovery System"には、超音速航空機のソニック・ブームを除去するために、胴体に、修正した主翼設計と前方リングとを備えた航空機が記載されている。各Rethorst特許の図１９には、機首が胴体の底部と一致した航空機の側面図が図示されている。図１９Ａ及び１９Ｂから明らかなように、胴体の少なくとも底部は、平坦である。Rethorst特許は、胴体形状に関してこれ以上の開示を提供しておらず、胴体まわりの圧力騒音の不均一伝搬を教示していない。それと反対に、Rethorst特許は、最初のバウ・ショックが、機首のまわりで線対称であることを教示している。米国特許５６７６３３３の第１４欄第３１行〜第３４行、米国特許番号５７３８１５６の第１４欄第６行〜第１０行、及び米国特許５２５１８４６の第１４欄第９行〜第１２行を参照されたい。
【００１５】
本発明の別の態様によれば、同様のものが、超音速航空機上にリーディング及び/又はトレーリング・スパイクが組み込まれているが、Rethorst特許にも、ソニック・ブームを除去するために、航空機の正面から伸張するスパイクと胴体上の前方リングとを有する超音速航空機が記載されている。スパイクは、衝撃波のエネルギーを回復しそれを有用な働きに変換する種々のリングの上に、バウ・ショックを方向付けると記載される。さらに、スパイクは、伸張可能として図示されているが、それは複雑な表面輪郭を含んでおらず、多数(複数)の伸縮自在に折り畳める部分を含むことも開示されていない。代りに、Rethorstのスパイクがリーディング端部の先端で先細になる単一の円筒状部材であることとして示される。
【００１６】
Taylor et al.に発行された米国特許４６５０１３９は、航空機の胴体から伸張可能な鈍角先端のスパイクを開示している。
【００１７】
Patapisに発行された米国特許３６４３９０１は、接近する空気を受容して拡散して、圧力抗力と鈍角の機体の浸食とを低減するために、超音速で操作する鈍角の機体に取り付けるダクト・スパイクを開示している。
【００１８】
Silvaに発行された米国特許３４２５６５０は、航空機の正面からブームの上に伸張できて、空気をそこから外に偏向する装置を開示している。
【００１９】
Preussに発行された米国特許３６５５１４７は、航空機の飛行に引き起こされる圧力騒音を地面から遠ざかる方向に反射する目的で、航空機のより低い前部機体に取り付けられたデバイスを覆っている。
【００２０】
上述の文献のいくつかは、ソニック・ブームの緩和に向けられるが、いずれも本発明のソニック・ブーム特性の形成技術には取り組んでいない。
【００２１】
発明の開示
１つの実施形態において、本発明は、航空機の超音速飛行中に、地面でのソニック・ブーム効果を最小にするために、航空機を成形し操作するための方法という形式をとる。この方法は、飛行中に、着陸装置を格納したときに、航空機の下部プロファイル（下部プロファイル）が実質的に線形となるように、航空機を成形することを含んでいる。関連する実施形態においては、そのプロファイルは、わずかに下方に凹んでいる。一方の実施形態では、機首の頂部が航空機の下部プロファイルと一致するように、航空機の機首部分が配置される。航空機は、超音速で飛行し、超音速飛行中に、航空機の実質的に線形の下部プロファイルが、実質的にオンセット気流又は局所的気流と平行となるように方向付けられる。複数の異なる大きさの圧力騒音が航空機の下方に生成され、その圧力波が航空機の下方から地面に向けて放射される。これらの航空機下方の騒音は、同時に生成されて航空機の上方に放射した圧力騒音に比べると小さい。航空機の下方に生成した異なる大きさの圧力騒音は、それらの間の差分が十分に最小にされるように制御されて、超音速で飛行中に地面でのソニック・ブーム効果が最小になる。
【００２２】
代わりに、本発明は、超音速飛行中に、地面でソニック・ブーム効果を最小にするために、航空機の機首部分の頂部が、下部プロファイルと一致する航空機を成形することを含めた航空機を成形し操作する方法として特徴づけることができる。そして、航空機が超音速で飛行する時に、複数の生成した異なる大きさの圧力騒音のうちの大多数で、特に、生成した圧力のうちで最も強いものは、航空機の上方にそらされて、それによって、航空機のまわりに異なる大きさの圧力騒音の非対称分布を確立する。航空機の下方にそらされ、且つより弱い騒音を有利に構成する複数の異なる大きさの圧力騒音のうちの少数は、航空機の超音速飛行中に地面でのソニック・ブーム効果が最小になるように制御される。
【００２３】
別の意味では、本発明は、地面方向に向かって伝搬する衝撃波の一部分が、従来の胴体設計を有する航空機によって発生する衝撃波の対応する部分に比べて弱い強度になるように、超音速飛行中の航空機により生成する衝撃波を、航空機のまわりに不均一に伝搬する航空機胴体配置に関する。その結果、地面で経験するソニック・ブームの振幅が低減する。
【００２４】
従来の超音速航空機は、一般的に機首が胴体の縦軸まわりに位置にくる一般的な円筒状の胴体を含んでいる。そのような航空機が超音速で飛行すると、それは、胴体まわりの全半径方向において一般的に対称的に伝搬する衝撃波を生成する。
【００２５】
本発明の好ましい実施形態では、航空機は、その機首が胴体の底部と一致する胴体を含んでいる。この設計を具体化した航空機が超音速で飛行すると、非対称の圧力分配を形成する。通常の超音速飛行に起因する衝撃波は、他の方向よりも弱い強度で、地面方向に伝搬する。詳細な計算流体力学(CFD)の計算及び伝搬分析により、本発明を具体化した超音速航空機は、地面において、従来の超音速航空機に比べて特徴的により弱い音響特性を生成することが示された。このように、本発明は、ソニック・ブーム特性を形成するのに重要な構成要素を提供して、地域一帯での超音速飛行を可能にする。
【００２６】
別の態様では、本発明は、地面でのソニック・ブームの影響を緩和するように向けられた航空機設計におけるさらなる改良を提供する。本発明の航空機は、効果的に航空機を延長するために、航空機の長手方向と実質的に平行方向に航空機の機首から伸張するスパイクを含んでいる。長い航空機は、圧力騒音がより大きい長さにわたって分配されるので、同じ重量の短い航空機に比べると、地面で小さい振幅のソニック・ブームを生成すると予想される。したがって、それ相応に成形された航空機により生じたソニック・ブームは、同様の特徴を有する従来設計の超音速航空機により生成したソニック・ブームよりも、強度が弱くなるだろう。
【００２７】
スパイクは、断面積の異なるいくつかの部分を含むことができる。スパイクの真っ先又は最遠の上流部分は、好ましくは、航空機の胴体全体又は胴体の前部機体の断面積に比べて、特徴的に小さい断面積を有している。一般に、それに続く(より後方の)スパイクの下流部分は、断面積が次第に増加する。しかしながら、特に下流部分は、一つ以上の上流部分よりも小さな断面積を有することができると考えられる。
【００２８】
好ましくは、スパイクの部分の間の遷移は、曲面又は一般的な円錐形の遷移表面を介して生じる。しかしながら、別の遷移領域の輪郭でも、同様に可能である。好ましくは、スパイクの真っ先の部分は、曲面、円錐形又は他の形状の遷移領域を介するのと同様に、そのリーディング端部において比較的鋭い先端になるように先細にされる。
【００２９】
好ましい実施形態では、ソニック・ブームの緩和が不要又は要求されないときに、スパイクを胴体に格納することができる。例えば、航空機が亜音速で飛んでいるか、もしくは地上にあるとき（地上走行及び停止を円滑にするために）に、スパイクを胴体に格納するとは望ましいかもしれない。
【００３０】
スパイクは、単一の部材にすることができるが、しかしながら、伸縮自在に折り畳める２つ以上の部分を含んで、胴体中へのスパイクの格納を容易にするのが好ましい。また、このような伸縮自在な形態は、スパイクの全長の調整や、異なる断面積の複数部分間の遷移の相対的な位置の調整も容易にする。例えば、図示した典型的な実施形態では、スパイクは、一つ以上を重ね合わせて折り畳める環状部分に囲まれた実質的に円筒状の中心部分(スパイクが完全に又は部分的に伸張したときに、スパイクの先端部分になる)を含んでいる。他の実施形態では、いくつかの部分は、他の規則的な又は不規則な断面形状を有することができる。このような代わりの実施形態では、スパイクは、単一の部材することができ、又は、上述と同様の方法により、２つ以上の折り畳める部分として形成することができる。
【００３１】
そのようなスパイクを具体化した航空機が超音速で飛行するとき、スパイクの先端は、最初の衝撃波を形成する。少なくともスパイクの真っ先の部分の断面積が、胴体全体又は胴体の前部機体の断面積に比べて特徴的に小さいので、引き起こされた最初の衝撃波は、別の方法で適合されていない胴体又はスパイクを有しない以外の点では同様の航空機の胴体の前部機体により生じた最初の衝撃波に比べて、実質的に弱くなる。さらに、上述のように、弱い衝撃波は、隣接した伸縮自在の部分間の断面積の遷移(あるいは単一部材のスパイクの輪郭における同様の不連続)によってもたらされる。前述の遷移領域の位置及び形状は、結果として生じた弱い衝撃波の強度及び位置を規定する。
【００３２】
これらの遷移領域の位置及び形状は、地面で、強いソニック・ブームの中への弱い衝撃波の結合を低減するように選択される。遷移領域の最適な位置及び形状は、いくつかの変数の関数であり、特に、航空機の全体配置に基づいて航空機ごとに様々であると予想することができる。例えば、遷移領域の最適な位置及び形状は、航空機の全長、重量、縦横比、翼配置、エンジン配置、及び尾翼設計等に依存してもよい。本発明のこの態様のいくつかの実施形態では、そのような遷移領域の互いの相対位置及び／又は航空機の胴体との相対位置は、スパイクの特別な部分を伸張したり格納したりすることにより、要求に応じて調節することができる。
【００３３】
本発明によるスパイクは、従来の胴体設計と共に用いることができる。また、それは、例えば、胴体の機首が実質的に胴体の底部を規定するライン上にある胴体配置で、ここにも態様として記載された超音速航空機の特徴又は本発明の教示に基づいて構成された超音速航空機の特徴を有する他の胴体設計と共に、しかし制限なしに、用いることもできる。ここに記載されたように、この成形された胴体の設計を具体化する航空機が超音速で飛行するとき、非対称の圧力分布を生じる。通常の超音速飛行中にそのような航空機によって生じた衝撃波は、他の方向よりも弱い強度で、地面の方に伝搬する。詳細な計算流体力学(CFD)の計算及び伝搬分析により、そのような航空機は、地面において、従来の超音速航空機に比べて特徴的により弱い音響特性を生成すると予想できることが示された。このように、前述の胴体の成形技術は、ソニック・ブーム特性を形成するのに重要な構成要素を提供して、地域一帯での超音速飛行を可能にする。代わりの実施形態では、少なくともスパイク自身の前方部分は、上述の新規な胴体と同様の方法により形成することができる。そのような配置を具体化するスパイクは、地面方向へ伝搬して一部分をもたらし、線対称のスパイクにより生成した衝撃波の対応する部分に比べて弱い強度になる。
【００３４】
同様の利点は、超音速航空機の後部に、上述したようなスパイクを配置することにより実現できる。従って、本発明は、上述の前方に突出したスパイクに加えて又はスパイクの代わりに、機体後方又は機体の尾翼閉鎖部から突出したスパイクを有する航空機として、具体化することができる。
【００３５】
どんな場合も、上述した本発明のいくつかの態様及び開示した実施形態は、制限するものとしては扱われないが、その代りに、本発明を実行できる方法の実施例として扱われ、添付の特許請求の範囲と同様に保護を要求する。
【００３６】
本発明を実行する方法
超音速航空機によって生じた衝撃波の伝搬の特徴は、例えばCFD分析法を用いて分析することができる。航空機が、騒音に寄与する多くの構成要素(例えば胴体、主翼、エンジン、垂直尾翼など)を含んでいるので、これらの分析は、複雑になるだろう。しかしながら、かかる分析は、一般に、半無限の回転体として航空機をモデル化することにより単純化される。分析により、このようにモデル化した超音速航空機に関して、衝撃波は、実質的に一様に伝搬することが示された。
【００３７】
図３Ａ及び３Ｂは、半無限の等価な回転体２２として表現された航空機の斜視図及び正面図をそれぞれ提供し、航空機の正面が等価回転体上の先端３６に対応する。等価回転体２２は、それが表す航空機の飛行によって引き起こされた圧力騒音をモデル化する。特に、等価回転体２２は、航空機の体積及び航空機によって生じた揚力によって空気媒体が排除されて引き起こされた圧力騒音をモデル化する。等価回転体２２の一部分３７は、この体積及び揚力によってもたらされた騒音を表しており、等価回転体２２の残部は、揚力のみにより生じる騒音を表している。このように、等価回転体２２の一部分３７は、そのために表された航空機の長さに相当し、等価回転体２２の残部は、その航跡に相当する。図３Ｂに最も明確に図示されるように、等価回転体２２の各断面は、実質的に円形であり、個々の円形断面の中心は、共通の中心線２４の上にある。
【００３８】
図４は、超音速で飛行する等価回転体２２で表現された航空機によって生じるニア・フィールド圧力騒音のコンピューターモデルを図示する。この圧力騒音は、航空機を表している等価回転体２２のまわりで、実質的に一様に、例えば線対称に伝搬したバウ・ショック２６によって特徴づけられる。上述のバウ・ショック２６はマッハ・コーンの形状の中を伝搬する。図５に示すように、バウ・ショック２６が航空機から遠くまで伝搬するとき、バウ・ショック２６は、等価回転体２２のまわりに線対称のままである。図示したように、テール・ショック２７は、同様に振る舞う。
【００３９】
図６Ａは、超音速で移動する等価回転体２２として表される航空機によって生じたニア・フィールド圧力騒音４０(航空機近傍の圧力騒音)を、航空機との相対位置の関数としたグラフである。Ｘ軸ユニットは、Ｘ−Ｙ／ｔａｎ（Ｆ）であり、ここで、Ｘは、航空機の正面から測定した航空機上の先端の軸の位置を表しており、Ｙは、航空機から騒音をモデル化した位置までの垂直距離を表しており、（ここで、Ｙは、航空機のほぼ２．５倍の長さに等しい）、μは、上述のマッハ角である。Ｙ軸ユニットは、ΔＰ／Ｐであり、ここで、Ｐは、大気圧を表しており、ΔＰは、大気圧からの局所圧力の変化を表している。
【００４０】
ニア・フィールド圧力騒音は、等価回転体２２で表された航空機の機首まわりに発生する上向きの圧力スパイク４２と、それに続く航空機の機首と尾部との間での大気圧以下までの急激な圧力減少４４と、それに続く航空機の尾部の周囲で大気圧４６への漸次的な回帰と、によって特徴づけられる。
【００４１】
等価回転体２２により表した航空機から大きく離れた距離Ｙにおいて、図６Ａに図示したニア・フィールド分布に寄与する個々の圧力波が結合して、図６Ｂに概略的に示したような古典的なソニック・ブームの音響特性、すなわちＮ−波５０を形成する。ここで、Ｙの値（すなわち、航空機から騒音が測定されている位置までの垂直距離）は、航空機の長さの約５００倍である。図６Ｂに概略を示している等価回転体２２として表した航空機の音響特性５０は、基準点（例えば、地面の１点）を通過したバウ・ショックに対応する上向きの圧力スパイク５２と、それに続く大気圧以下の圧力５４までの直線的な圧力減少と、それに続く基準点を通過したテール・ショックに対応する第２の上向きの圧力スパイク５６で圧力を大気圧まで復帰することによって特徴づけられる。
【００４２】
図１は、従来の航空機２０の斜視図を提供し、図３Ａ及び３Ｂに示すように、それは等価回転体２２によって容易に表すことができる。航空機２０は主翼２８及び実質的に線対称の胴体２１に取付けたエンジン３４を含んでいる。さらに、航空機２０は、水平尾翼３２及び垂直尾翼３０を含んでおり、それらの両方は、胴体２１に順次取付けられている。図２Ａ〜２Ｃは、従来の航空機２０の上面図、正面図及び側面図をそれぞれ提供する。
【００４３】
図９Ａ及び９Ｂは、本発明に従って成形された航空機を等価な本体１２２として表した斜視図及び正面図を示す。等価な本体１２２は、本発明による航空機の飛行によって引き起こされた圧力騒音をモデル化する。特に、等価な本体１２２は、本発明にかかる航空機の体積及び航空機によって生じた揚力によって空気媒体が排除されて引き起こされた圧力騒音をモデル化する。等価な本体１２２の一部分１３７は、この体積及び揚力によってもたらされた騒音を表しており、等価な本体１２２の残部は、揚力のみにより生じる騒音を表している。このように、等価な本体１２２の一部分１３７は、そのために表された航空機の長さに相当し、等価な本体１２２の残部は、その航跡に相当する。
【００４４】
図９Ａ及び９Ｂからわかるように、等価な本体１２２は、回転体ではないが、その代りに非対称である。さらに、これらの図面、特に図９Ｂは、等価な本体１２２の断面が、好ましい実施形態において、実質的に円形にできることを示している。しかしながら、例えば図３Ａ及び３Ｂに図示した等価回転体２２の各断面の中心は、共通の中心線２４の上にあるが、同じことは、等価な本体１２２の断面に該当しない。代りに、等価な本体１２２の実質的に各々の又は全ての円形の断面の底部は、共通の線１２４の上に実質的にある。さらに以下に説明するように、本発明による航空機、例えば等価な本体１２２によって表される航空機の胴体の少なくとも前方部分を含んだ断面の、少なくとも実質部分の底部は、共通の線の上にある。
【００４５】
図１０は、超音速で飛行する等価な本体１２２で表現された航空機によって生じるニア・フィールド圧力騒音のコンピューターモデルを図示する。図４に図示した等価回転体２２によって生じたニア・フィールド圧力騒音と同様に、これらの圧力騒音は、図示したマッハ・コーン及びテール・ショック１２７の形状の中で等価な本体１２２のまわりに伝搬するバウ・ショック１２６によって特徴づけられる。しかしながら、等価な本体１２２によって引き起こされた圧力騒音は、等価回転体２２によって引き起こされた圧力騒音とは著しく異なり、そこの中では、等価な本体１２２によって引き起こされた騒音に関連した圧力輪郭は、その上方及び横方が、その下方に比べてずっと強い。すなわち、この騒音に関連した圧力輪郭は非対称である。さらに、同等の寸法の航空機で同等の飛行状態下で表現すると、等価な本体１２２の下方の圧力輪郭は、等価回転体２２の下方の圧力輪郭に比べて、ずっと希薄である。図１１に示すように、バウ・ショック１２６が等価な本体１２２から離れて伝搬するとき、バウ・ショック１２６に起因する圧力輪郭は、等価な本体１２２のまわりに非対称のままである。
【００４６】
図１２Ａは、超音速で移動する等価な本体１２２として表される航空機によって生じたニア・フィールド（ここで、Ｙは、航空機のほぼ２．５倍の長さに等しい）圧力騒音１４０のグラフであり、図６Ａに図示している超音速で移動する等価回転体２２によって表される航空機によって生じたニア・フィールド圧力騒音４０のグラフに重ねてある。等価な本体１２２で表した航空機の超音速飛行に起因するピーク圧上昇１４２は、同様の飛行状態の下では、等価回転体２２で表した航空機によって生じたピーク圧上昇４２に比べて、実質的に小さくなる。同様に、等価な本体１２２で表した航空機に関連した大気圧以下への圧力降下１４４は、同様の飛行状態の下では、等価回転体２２で表した航空機に生じた、大気圧以下への圧力降下４４に比べて、実質的により小さくなる。同様に、等価な本体１２２で表した航空機に関連した大気圧への圧力回帰１４６は、同様の飛行状態の下では、等価回転体２２で表された同等寸法の航空機により引き起こされた大気圧への圧力回帰４６に比べて、より小さくなる。
【００４７】
図１２Ｂは、超音速で移動する等価な本体１２２として表される本発明の航空機によって生じたファー・フィールド（ここで、Ｙは、航空機のほぼ５００倍の長さに等しい）圧力騒音１５０のグラフであり、図６Ｂに図示している超音速で移動する等価回転体２２によって表される航空機によって生じたファー・フィールド圧力騒音５０のグラフに重ねてある。等価な本体１２２で表した航空機の超音速飛行に起因するピーク圧上昇１５２は、同様の飛行状態の下では、等価回転体２２で表した同等寸法の航空機によって生じたピーク圧上昇５２に比べて、実質的小さくなる。同様に、等価な本体１２２で表した航空機に関連した大気圧以下への圧力降下１５４は、同様の飛行状態の下では、等価回転体２２で表した航空機に生じた、大気圧以下への圧力降下５４に比べて、実質的により小さくなる。同様に、等価な本体１２２で表した航空機に関連した大気圧への圧力回帰１５６は、同様の飛行状態の下では、等価回転体２２で表された同等寸法の航空機により引き起こされた大気圧への圧力回帰５６に比べて、より小さくなる。
【００４８】
そして、CFD分析は、等価な本体１２２で表した本発明に従って成形した航空機の上方の圧力騒音が、航空機の下方の圧力騒音に比べて著しく大きいことを示している。図１０及び１１に、密集した輪郭線として示された比較的強い騒音は、上方へ伝搬して、地面から離れる。図１０及び１１に、ゆるく集まった輪郭線として示された実質的に弱い騒音は、地面の方向に伝搬する。さらに、等価な本体１２２で表した航空機により生じた地面方向の騒音は、等価回転体２２で表した航空機により生じた地面方向の騒音に比べて、実質的に弱い。このように、本発明による等価な本体１２２で表した航空機により生じた地面方向の騒音は、等価回転体２２で表した航空機によって生成したソニック・ブームに比べて、著しく弱いソニック・ブームという結果になると予想される。
【００４９】
図７は、本発明の好ましい実施形態にかかる新規な胴体設計を有する超音速航空機１２０の斜視図を図示している。図８Ａ〜８Ｃは、航空機１２０の上面図、正面図及び側面図をそれぞれ図示している。前者の図面は、本発明の好ましい実施形態を示しており、ここで、胴体１２１の実質的に全ての断面の底部は、上述のように、胴体１２１の底部と、胴体１２１の底部の面接線との交差に位置する線の上に実質的に存在する。代わりのある実施形態によれば、前述の胴体設計の利点の多くは、胴体１２１のいくつかの断面の底部が線上に存在しなくても、実現することができる。例えば、１つの代わりの実施形態(図示せず)では、胴体１２１は、機首部分では非対称であるが、尾部では線対称である。
この実施形態では、地面で経験するバウ・ショックは、機首部分が線対称の航空機の超音速飛行に起因するバウ・ショックに比べて、より弱くなる。他の代わりの実施形態では、胴体のいくつかの断面が、胴体の底部と胴体底部の面接線との交差により形成された線に存在する点を含まないように、胴体底部の配置に、不連続面を含んでもよい。実際には、航空機構造に関連した物理的制限から、各々の又は全ての胴体断面が線上に存在する配置を排除してもよいが、しかしながら、そのような配置は、本発明の範囲内にある。
【００５０】
さらに、胴体１２１は、図７及び図８Ａ〜８Ｃに、実質的に円形の断面を有しているとして示されているが、他の実施形態において、胴体１２１が異なる断面形状（又は断面形状の組み合わせ）を有することができる。他の断面形状の例には、制限されることなしに、非円形の曲線形状、部分的に円形、部分的に非円形の曲線形状、及び角のある形状(例えばＶ字型形状)が含まれる。さらに、本発明にかかる胴体は、その長さに沿って前述の（又は他の）断面形状を２つ以上含むことができる。
【００５１】
好ましい実施形態において、本発明は、航空機の超音速飛行中に、地面でのソニック・ブーム効果１７２を最小にするために、航空機を成形し操作する方法の形式をとる。そのような好ましい実施形態の１つの例は、図７及び１３の斜視図に示されており、ここでは、航空機１２０が、地面における従来のソニック・ブームを作成することなく、超音速で飛行しているのを示している。このようなソニック・ブーム特性の最小化は、少なくとも一部分が、飛行中に着陸装置を格納して、開示した航空機１２０の下部プロファイル１６０が、配置中で実質的に直線状になるように航空機を成形するという事実に起因する。この目的のために、航空機１２０の胴体１２１の機首部分１６２は、その頂部１６３が航空機の下部プロファイル１６０と一致するように配置される。具体的には、それは、実質的に線形の航空機１２０の下部プロファイル１６０を確立する航空機１２０の胴体１２１の下側の外表面１６４である。
【００５２】
本発明の実施形態は、航空機１２０の構造配置だけでなく、航空機１２０を超音速で操縦すること、及び航空機１２０の下部プロファイル１６０がオンセット気流１６６と実質的に平行となるように超音速飛行中に航空機１２０を方向付けることを含んでいる。オンセット気流１６６は、図７及び１３に、特に航空機１２０の前方に位置する矢印によって図示されており、それは、航空機１２０の機首１６３の方向を指している。このオンセット気流１６６は、航空機１２０と、その上方に流れている空気との関係と見なすことができる。しかしながら、実際には、航空機が空気を通して押すので、それは、航空機１２０の相対的な方向である。ここで説明したように、航空機１２０が超音速で空気を通して押すとき、圧力騒音又は圧力波が周囲に形成される。本発明の態様として、多数の、又は参照した別の方法によって、複数の異なる大きさの圧力騒音１６８が、航空機１２０の下側に生成され、その下方に放射される。概念的に、これらの圧力騒音は、図１０及び１１に図示される。これらの態様は、図１２Ａ、１２Ｂ及び図１６〜１９に、破線のグラフで示されており、それらの図面において、実線で示された伝統的に成形された超音速航空機の従来の特徴と比較される。航空機１２０の下側で生成された騒音は、航空機１２０の上側でも同時に生成されて上方に放射される複数の圧力騒音１７０に比べて小さい。本発明の実施形態の重要な特徴は、航空機１２０の構造設計が、航空機の下側に生成された大きさの異なる複数の圧力騒音１６８を可能にして、それらの間（いくつかの圧力騒音を横切って）の差分が、十分に小さくされて、超音速飛行中の地面でのソニック・ブーム効果が最小になるように制御される。
【００５３】
本発明の説明の全体にわたって、ある態様は、「実質的に」制限するものとしてで特徴づけられる。解釈目的のために、この用語は、記載された配置、方向又は関係から、しかし記載された態様と関連した規定の効果を持続する限度内で、適度に変形できるという事実を意味しなければならない。
【００５４】
上述の本発明の実施形態の態様は、超音速飛行中に、航空機１２０は、実質的に線形のその下部プロファイルが、進行方向及びオンセット気流１６６の方向と実質的に平行となるようにレベリングされるように方向付けられるのが好ましい。この方向付けは、少なくとも図１４に図示されており、図２２に示された翼基準面を傾けて迎え角で飛ぶ伝統的な飛行配置と比較することができる。本発明のより水平な飛行方向の場合に下向きの圧力騒音を最小にするのに対して、そのような傾けた迎え角は、下向きの圧力騒音を悪化させる傾向があると認識すべきである。関連する図面中に、超音速航空機を地面に対して相対的に示した図について、これらの図面の寸法縮尺、特に航空機が飛行しているときの高さの認識に関しては、正確ではないことは、十分に理解されるべきである、
【００５５】
本発明の別の態様は、超音速の飛行中に、異なる大きさの圧力騒音１６８の結合が、少なくとも航空機１２０の下側において抑制されるように、航空機１２０が成形される。これは、バウ・ショックが強い過剰圧力と結合し、テール・ショックが大気圧への急激な戻りと結合することが図示された図２０のような従来の効果と比較することができる。
これらの結合の効果は、従来の設計で、飛行する超音速航空機の下方の地面で経験される従来の「Ｎ−波」のソニック・ブーム特性の形成に寄与する。
【００５６】
本発明の特に好ましい態様において、少なくとも図１４に図示されるように、航空機１２０の下部プロファイル１６０は、航空機の下側と、航空機１２０の前方機首１６３によって引き起こされた騒音の背後と、に生成する強い圧力騒音が、地面に達する前に、それらが結合するのに十分な角度で伝搬しないように形成される。図１４に示すように、これは、機首先端１６３の背後の航空機１２０の特徴から生じる圧力線によって概略的に表される。
【００５７】
この文脈において、圧力騒音という用語は、前面の又は背後の騒音と結合するためのポテンシャルを有するこれらの十分な大きさの圧力騒音を特定するのに用いられ、その結果として、個々の弱い騒音の代わりに、単一のより強い騒音に結合する。
【００５８】
また、本発明の好ましい実施形態は、航空機１２０の機首部分１６２を、航空機の長軸に垂直方向の垂直断面が実質的に円形になるように形成する。模式的には、これは、図９Ｂに示されており、ここでは、各円形１２２の下端部が胴体１２１の下部プロファイル１６０（１２４）に一致している。
【００５９】
また、これらの垂直断面は、長軸が実質的に垂直又は実質的に水平のいずれの実質的に楕円形状にできると考えられる。
【００６０】
記載した本発明の別の態様では、航空機１２０に取り付けたジェット推進ユニット１３４は、それによって形成されて航空機１２０の下側に形成される圧力騒音１６８が、航空機１２０の下側の機首部分１６２の頂部１６３によって引き起こされたいずれの圧力騒音よりも小さくなるように形成される。そしてさらに、サイドマウントされたジェット推進ユニットのすべての入口１３５は、主翼の上側に位置しており、それゆえ、入口１３５によって生成された下向きの圧力騒音１６８が、航空機１２０の実質的に直線形状の下部プロファイル１６０の下側への直接の伝搬から実質的に阻害されることを保証する。
【００６１】
航空機１２０の下側に生成された複数の異なる大きさの圧力騒音１６８を制御するための記載された本発明の第１の方法は、航空機の下側の外表面内の不連続部分１６５の選択的な配置であり、超音速飛行中の地面でのソニック・ブーム効果が最小にすることを保証する。不連続部分は、プロファイルが確立された航空機１２０の輪郭を横切る傾斜変化によって確立するために理解されるべきである。
【００６２】
図１５には、本発明の他の実施形態が図示されており、そこで、航空機１２０の下部プロファイル１６０は、独特のゆるやかな下向きの凹みになっている。図１４に示すように、航空機の下側と、航空機１２０の前方機首１６３によって引き起こされた騒音の背後と、に生成する強い圧力騒音が、地面に達する前に、それらが結合するのに十分な角度で伝搬しない。
【００６３】
本発明を特徴づける他の方法は、航空機１２０の機首部分１６２の頂部１６３を、航空機１２０の下部プロファイル１６０に一致するように形成した後に、航空機１２０が超音速で飛行して、生成された異なる大きさ圧力騒音１６８の大多数が航空機１２０の上方にそれて、その結果、そのまわりに、異なる大きさの圧力騒音１６８、１７０の非対称分布を確立することである。それと同時に、航空機１２０の下方にそれる複数の異なった大きさの圧力騒音１６８の少数が、超音速飛行中の地面でのソニック・ブーム効果が最小になるように制御される。
【００６４】
別の態様では、本発明は、超音速航空機によって地面にもたらされるソニック・ブーム効果を最小にする方法の形式をとる。この方法は、超音速航空機の特徴に寄与するソニック・ブームの少なくとも１つを操作することを含んで、平均して、航空機の超音速飛行中に不愉快なソニック・ブームを形成する地面方向に放射する複数の圧力騒音が結合しないことを保証する。
【００６５】
本発明の関連する特徴は、超音速航空機の設計の特徴に寄与するソニック・ブームの少なくとも１つを操作することを必要として、航空機の超音速飛行中に生じて地面方向に放射する圧力騒音の結合を防ぎ、それにより、人間に知覚可能であるが、地面で知覚する人には不愉快ではないように、航空機により形成されたソニック・ブーム特性１８０を地面で確立する。そのような設計の特徴の一例は、航空機の機首部分の頂部が、航空機の下部プロファイルと一致するように、超音速航空機の下部プロファイルの配置に関してここに記載された態様の中に見いだされる。方法についてのこの実施形態は、さらに、航空機の超音速での操作と、生成された異なる大きさの複数の圧力騒音の大多数を航空機の上方にそらすこととを含んでおり、それにより、不快な地面でのソニック・ブーム効果が最小になるように航空機まわりの異なる大きさの圧力騒音の非対称分布を確立する。
【００６６】
このことについては、図２３は、地面にいる人にとって受け入れがたいＮ−形のソニック・ブーム特性５０を含む左側の従来設計の超音速航空機２０との比較を示す。右側には、直上に記載した典型的な実施形態によって成形された航空機１２０が図示されており、それは、地面において不快ではない形成されたソニック・ブーム特性１８０を生成する。
【００６７】
現在の規制が民間機の上空での超音速飛行を一般に禁止していることを認識すべきである。しかしながら、被験者とともに行なわれた研究により、地面でのソニック・ブーム効果自体が、必ずしも被験者によって不快に感じるとは限らないことが示された。ソニック・ブーム効果が十分に大きく、急である(強いΔＰと短い上昇時間で過剰圧力を最高にする) であって不快にするとき、ソニック・ブーム効果は、地面にいる人にとって単にうるさいだけである。類似点は、空港に関して設立された騒音レベル規制にならってもよい。すなわち、離陸時騒音レベルは、そのような規制によって、排除されるのではなく制限されている。したがって、この筋のなかに、本発明を特徴づけるのに用いられる用語が見いだされる。すなわち、形成されたソニック・ブーム特性１８０は、地面で強要されるが制限されているソニック・ブーム効果に影響を及ぼす超音速航空機特有の操作を介して確立され、ソニック・ブーム効果は、人間に知覚可能であるが地面で知覚する人には不愉快ではない。そのようなソニック・ブーム効果が人にとって不快かそうでないかを計測する研究は、当業者に知られており、しがって、定義の見地から、ここに見いだされるそのような詳述に、容易に適用してもよい。
【００６８】
第２の態様では、超音速航空機は、その前方から伸張するスパイクを含んで構成することができる。例えば、図２４は、一般に通常の飛行の方向に、胴体２２１から前方に伸張するスパイク２２３を有する超音速航空機２２０を図示する。胴体２２１は、別の従来の上述の胴体２１に類似にすることができ、又は特別に成形して上述の胴体１２１に類似にすることもできる。代わりに、胴体２２１は他の配置を有することができる。
【００６９】
好ましくは、スパイク２２３は、少なくとも、要求に応じて航空機の胴体へ部分的に格納させることができる。例えば、航空機２２０が亜音速で飛んでいるとき、ソニック・ブームが許容されると考えられる領域一帯（海洋上のように）を超音速で飛行しているとき、及び／又は地上にあるとき（地上走行及び停止を円滑にするために）に、胴体２２１へスパイク２２３を格納することは望ましいかもしれない。
【００７０】
好ましい実施形態では、スパイク２２３は前方部分２２３Ａ及び後方部分２２３Ｂを有している。図２５に関して、前方部分２２３Ａは、一般的に、後方部分２２３Ｂよりも小さな平均の断面積を有しており、そして、後方部分２２３Ｂは、一般的に、胴体２２１より小さな平均の断面積を有している。前方部分２２３Ａ は、遷移領域２２３Ｄを通して、(例えば、又は実質的に)先端部２２３Ｃに向かって先細にすることができる。代わりの実施形態では、前方部分２２３Ａは、他の形状に向かって先細にすることができる。例えば、しかし制限することなしに、前方部分２２３Ａは、ナイフエッジのように、縁部に向かって先細にすることができ、それは垂直、水平又は他の所望の様態に方向付けることができる。
【００７１】
前方部分２２３Ａから後方部分２２３Ｂまでの遷移は、遷移領域２２３Ｅを通っている。遷移領域２２３Ｄは、実質的に円錐形として示され、遷移領域２２３Ｅは、実質的に裁頭円錐形（frusto-conical)として示される。しかしながら、これらの遷移領域は、同様に、曲線状又は他の輪郭を有することができる。本発明のこの態様の他の配置では、スパイク２２３は、後方部分２２３Ｂと胴体２２１との間の１つ以上の追加部分を有することができる。上述のように、追加の遷移領域は、各々の追加部分に関連するだろう。一般に、そのような追加部分の平均の断面積は、その前方の部分の平均の断面積よりも大きく、その後方の部分の平均の断面積よりも小さいであろう。しかしながら、そのような中間部分が、その前方の部分の平均の断面積よりも小さく、及び／又はその後方の部分の平均の断面積よりも大きくい平均の断面積を有することができる。一般的に、スパイク２２３のどの部分の平均の断面積も、胴体２２１の平均の断面積よりは、実質的に小さい。スパイク２２３の各々の部分の平均の断面積も、その長さにわたって実質的に均一に示されているが、各々の部分の断面積は、その長さにわたって変えることもできる。
【００７２】
図２４及び２５には、スパイク２２が、実質的に円筒状の断面を有するように図示されている。他の実施形態では、スパイク２２３は、他の規則的又は不規則に形成された断面を有することができると考えられる。
【００７３】
スパイク２２３は、単一の部材として具体化することができる。しかしながら、部分２２３Ａ及び２２３Ｂは、（上述のようないずれの追加部分と同様に）伸縮自在に折り畳める分離した部品からなるのが好ましい。図２５に、延伸位置Ａ、格納した位置Ｄ、及び２つの中間位置Ｂ、Ｃにある伸縮自在に折り畳めるスパイク２２３の好ましい実施形態を示す。
【００７４】
他の実施形態では、スパイク２２３は、単一のテーパー部分にすることができる。代わりに、スパイク２２３は、いくつかの部分を有することができ、それらの１つ以上は、それの長さにわたって連続的に先細にされている。このいくつかの部分は、折り畳めるか、又は単一の部材として具体化することができる。
【００７５】
図２４及び２５に図示されたスパイク２２３を含んでいる航空機２２０が超音速で飛行するときに、スパイクの先端は、最初の衝撃波を形成する。スパイクの断面（一般に、航空機２２０の長軸に垂直方向に切り取られる）は、航空機の胴体全体又は胴体の前部機体より実質的に小さいので、この最初の衝撃波は、スパイクを有していない別の類似の航空機の胴体全体又は胴体の前部機体によって形成される最初の衝撃波よりも、実質的に弱い。また、スパイク上の最初の衝撃波は、胴体の前部機体によって引き起こされた衝撃波の前に適切であり、したがって、スパイクは、最初の衝撃波を弱め、また地面に伝搬するソニック・ブーム特性も延長する。別の弱い衝撃波は、スパイク２２３に隣接した部分（部分２２３Ａ及び２２３Ｂのように）の間に、各々の別の遷移領域(遷移領域２２３Ｅのように)に引き起こされる。スパイク２２３の部分の数が増加すると、遷移領域の数が増加し、それによって生成される弱い衝撃波の数が増加する。
【００７６】
遷移領域の位置及び形は、それにより生じた弱い衝撃波の強さ及び位置を規定する。これらの遷移領域の位置及び形状を選択して、弱い衝撃波の強い衝撃波への結合を低減し、そしてこれらの衝撃波に起因する地面でのソニック・ブームの強度を低減する。上述のように、これらの遷移領域の最適な位置及び形状は、いくつかの変数の関数であり、特別の航空機の全体配置に基づいて航空機ごとに異なると予想することができる。例えば、遷移領域の最適の位置及び形状は、航空機の全長、重量、縦横比、翼配置、エンジン配置、尾翼設計、高度、マッハ数（速度）、及び関連する特徴に依存してもよい。本発明のこの態様のいくつかの実施形態では、そのような遷移領域の互いの相対位置及び／又は航空機の胴体との相対位置は、スパイクの特別な部分を伸張したり格納したりすることにより、要求に応じて調節することができる。例えば、図２５を参照して、特定の状況下で、位置Ｂ、位置Ｃ又は他の中間位置にあるスパイク２２３を備えた航空機を操作することが望ましい。
【００７７】
図２６は、超音速飛行中にスパイクを装備した航空機により生成した衝撃波に対するスパイク２２３の効果をグラフで示す。図２６は、ここに記載したような、地面に向けて形成した特性を際だたせるのに適合した超音速で飛行する航空機により生成したバウ・ショックに関連する圧力上昇のプロット２３０を、延伸位置のスパイク２２３を有する同様の航空機により生成したバウ・ショックで関連する圧力上昇のプロット２４０に重ねて提供する。図２６は、そのようなスパイク２２３を有して超音速で飛行する航空機２２０が、同様の飛行状態において同様の寸法の従来の航空機によって生成した初期の圧力上昇２３２に比べて、実質的により低い初期の圧力上昇２４２を生じることを示すさらに、従来の航空機２２０の超音速飛行に起因するピーク圧の上昇は、圧力２３２、２３４及び２３６一連の少数だが大きいステップ増加によって到達するのに対して、スパイク２２３を有する航空機２２０の超音速飛行に起因するピーク圧の上昇は、圧力２４２、２４４、２４６及び２４８の一連の比較的小さなステップ増加によって到達する（図２６に正確なスケールを示さなくてもよい）。一般に、ピーク圧の上昇が、大きい圧力増加の短い連続に代えて、小さな圧力増加の長い連続によって実現される場合、地面でのソニック・ブームは、減少する
【００７８】
また、別の従来の超音速航空機２０に関連してスパイク２２３を用いて、地面で経験されるソニック・ブームを減少できることも、認識されるべきである。また、スパイク２２３は、上述の特別に成形された胴体１２１を有する超音速航空機に関連して用いることができる。ある考慮された配置では、スパイク２２３自体を、成形した胴体１２１と同様の方法により、特別に形成することができる。
【００７９】
本発明による航空機は、胴体前方から伸張するスパイク２２３に加えて、後部機体又は尾翼閉鎖部から伸張するスパイク２２３に類似の第２のスパイクを有することができる。代わりの実施形態では、航空機は、前方の突出するスパイク２２３に代えて、後方に突出するスパイクを有することができる。
【００８０】
本発明の前述の実施形態には、超音速の旅客機を図示しているが、他の種類の航空機及びエアロスペース・ビークルに関連して構造体を用いることができると理解されるべきである。
【００８１】
本発明は、それの特定の実施形態に関してここに記載されているが、本発明の範囲を逸脱することなく当業者によって様々な変更及び改良を行うことができ、また、本発明に添付された請求の範囲内の変更及び改良も包含することを意図していると理解されるだろう。
【００８２】
産業上の利用の可能性
本発明は、少なくとも航空機及び航空宇宙産業の超音速の分野に、産業上の利用の可能性を見いだす。
【図面の簡単な説明】
【００８３】
【図１】線対称の胴体を有する航空機の斜視図である。
【図２Ａ】図１に示した航空機の平面図である。
【図２Ｂ】図１に示した航空機の正面図である。
【図２Ｃ】図１に示した航空機の側面図である。
【図３Ａ】揚力及び体積の影響を含んだ等価回転体として表現された航空機の斜視図である。
【図３Ｂ】実質的に円筒状の断面から先端までの遷移を示す等価回転体として表現された航空機の正面図である。
【図４】超音速で飛ぶ等価回転体として表現された航空機によって生成したニア・フィールドの圧力の輪郭を示す。
【図５】超音速で飛ぶ等価回転体として表現された航空機によって生成した圧力騒音の伝搬を示す。
【図６Ａ】超音速で移動する等価回転体として表現された航空機によって引き起こされたニア・フィールド圧力騒音のプロットである。
【図６Ｂ】超音速で移動する等価回転体として表現された航空機によって引き起こされた地面での圧力騒音の概略プロットである。
【図７】本発明に従って形成した少なくとも水平面に関して非対称の胴体を有する航空機の斜視図である。
【図８Ａ】図７に示した航空機の平面図である。
【図８Ｂ】図７に示した航空機の正面図である。
【図８Ｃ】図７に示した航空機の側面図である。
【図９Ａ】揚力及び体積の影響を含んだ本発明にかかる非対称の等価な本体として表現された航空機の斜視図である。
【図９Ｂ】実質的に円筒状の断面から本体の底部に整列した先端までの遷移を示す本発明にかかる非対称の等価な本体として表現された航空機の正面図である。
【図１０】超音速で飛行する本発明にかかる非対称の等価な本体として表現された航空機によって生成されたニア・フィールドの圧力の輪郭を示す。
【図１１】超音速で飛行する非対称の等価な本体として表現された航空機によって生成された圧力騒音の伝搬を示す。
【図１２Ａ】超音速で移動する本発明にかかる非対称の等価な本体として表現された航空機によって生成されたニア・フィールド圧力騒音の概略プロット（破線）であり、超音速で移動する等価回転体として表現された従来設計の航空機によって生成されたニア・フィールド圧力騒音のプロット（実線）に重ねられている。
【図１２Ｂ】超音速で移動する本発明にかかる非対称の等価な本体として表現された航空機によって生成された地上での圧力騒音のプロット（破線）であり、超音速で移動する等価回転体として表現された従来設計の航空機によって生成された地上での圧力騒音のプロット（実線）に重ねられている。
【図１３】本発明の他の実施形態にかかる斜視図であり、下部プロファイルは、実質的に線形であるものの、完全に線形ではない。
【図１４】図１３に示した航空機の正面図であり、ソニック・ブーム効果が最小になるときの地面との相対関係及び地面方向に描写された圧力騒音の伝搬との相対関係が示されている。
【図１５】本発明の他の実施形態の斜視図であり、下部プロファイルは、下方へ凹んでいる。
【図１６】従来の構成の音速航空機によって生成して、一般的に航空機の長さに関連した本体近傍（ニア・フィールド）の圧力騒音をグラフによって明確に示している。
【図１７】従来の構成の超音速航空機によって生成して、航空機の長さにおよそ関連した遠距離の又は地面に影響する圧力騒音をグラフによって明確に示している。
【図１８】本発明の構成の音速航空機によって生成して、一般的に航空機の長さに関連した本体近傍（ニア・フィールド）の圧力騒音をグラフによって明確に示している。
【図１９】本発明の構成の音速航空機によって生成して、航空機の長さにおよそ関連した遠距離の又は地面に影響する圧力騒音をグラフによって明確に示しており、これによりソニック・ブーム効果が最小になる。
【図２０】従来設計の音速航空機によるソニック・ブームの発生の概略的な描写である。
【図２１】典型的な航空機の図であり、胴体下方のエンジンは、好ましくない圧力騒音を生じる。
【図２２】傾けられた迎え角で飛行する典型的な航空機の図である。
【図２３】本発明の示唆に従って構成された超音速航空機で、自身に関係して形成されたソニック・ブーム特性と共に飛行しているものを、従来設計の超音速航空機で、自身で発生したＮ−形のソニック・ブーム特性を備えたものの側に並べて示した概略的な比較図である。
【図２４】本発明にかかる超音速航空機の斜視図であり、その機首から伸張する細長いスパイクを有している。
【図２５】本発明に従って形成された伸縮自在に折り畳めるスパイクを装備した航空機の機首の一連の側面図であり、様々な程度に伸張自在に伸び／縮みしたスパイクを図示している。
【図２６】超音速で飛ぶ従来の航空機によって形成されたバウ・ショックに関連した地面での初期の圧力上昇のプロットであり、超音速で飛ぶ本発明にかかるスパイクを装備した航空機によって形成されたバウ・ショックに関連した地面での初期の圧力上昇のプロットに重ねられている。
【図１】
2005525260.tif 000003
【図２Ａ】
2005525260.tif 000004
【図２Ｂ】
2005525260.tif 000005
【図２Ｃ】
2005525260.tif 000006
【図３Ａ】
2005525260.tif 000007
【図３Ｂ】
2005525260.tif 000008
【図４】
2005525260.tif 000009
【図５】
2005525260.tif 000010
【図６Ａ】
2005525260.tif 000011
【図６Ｂ】
2005525260.tif 000012
【図７】
2005525260.tif 000013
【図８Ａ】
2005525260.tif 000014
【図８Ｂ】
2005525260.tif 000015
【図８Ｃ】
2005525260.tif 000016
【図９Ａ】
2005525260.tif 000017
【図９Ｂ】
2005525260.tif 000018
【図１０】
2005525260.tif 000019
【図１１】
2005525260.tif 000020
【図１２Ａ】
2005525260.tif 000021
【図１２Ｂ】
2005525260.tif 000022
【図１３】
2005525260.tif 000023
【図１４】
2005525260.tif 000024
【図１５】
2005525260.tif 000025
【図１６】
2005525260.tif 000026
【図１７】
2005525260.tif 000027
【図１８】
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【図１９】
2005525260.tif 000029
【図２０】
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【図２１】
2005525260.tif 000031
【図２２】
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【図２３】
2005525260.tif 000033
【図２４】
2005525260.tif 000034
【図２５】
2005525260.tif 000035
【図２６】
2005525260.tif 000036
【国際調査報告】
2005525260.tif 000037