(57)【要約】【課題】航空機が超音速飛行をするときに発生するソニックウェーブの発生場所を特定し、これをモニタするシステムを提供する。【解決手段】航空機形状に基づいて当該航空機が超音速飛行した際のソニックウェーブの影響範囲を求める衝撃波モデルをデータベース部１１に記憶し、この航空機の飛行マッハ数、姿勢角度、及び位置情報からデータベース部１１に記憶された衝撃波モデルに基づいてソニックウェーブの影響範囲を演算部１２により算出し、演算部１２により算出されたソニックウェーブの影響範囲を表示部１３により表示する。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機形状に基づいて前記航空機が超音速飛行した際のソニックウェーブの影響範囲を求める衝撃波モデルが記憶されている記憶手段と、前記航空機の動的状態、位置情報から前記記憶手段の前記衝撃波モデルに基づいてソニックウェーブの影響範囲を演算する演算手段とを備えたことを特徴とするソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項２】
航空機形状に基づいて前記航空機が超音速飛行した際のソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を求める衝撃波モデルがそれぞれ記憶されている記憶手段と、前記航空機の動的状態、位置情報から前記記憶手段のそれぞれの前記衝撃波モデルに基づいてソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を演算する演算手段とを備えたことを特徴とするソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項３】
前記記憶手段は、航空機の飛行マッハ数、及び航空機が超音速飛行した際に生じる先頭衝撃波のマッハ角の関数で表される衝撃波モデルを記憶したことを特徴とする請求項１または請求項２記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項４】
前記記憶手段は、航空機の飛行マッハ数、航空機が超音速飛行した際に生じる後縁衝撃波のマッハ角、及び航空機の姿勢角度の関数で表される衝撃波モデルを記憶したことを特徴とする請求項１または請求項２記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項５】
前記記憶手段は、圧力変化量、航空機の飛行マッハ数、航空機の姿勢角度、及び航空機からの高度方向の距離の関数で表される衝撃波モデルを記憶したことを特徴とする請求項２記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項６】
更に、前記演算手段により求められたソニックウェーブの影響範囲のデータを送信する送信手段を備えたことを特徴とする請求項１記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項７】
更に、前記演算手段により求められたソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量のデータを送信する送信手段を備えたことを特徴とする請求項２記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項８】
更に、前記演算手段により求められたソニックウェーブの影響範囲を表示する表示手段を備えたことを特徴とする請求項１記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項９】
更に、前記演算手段により求められたソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を表示する表示手段を備えたことを特徴とする請求項２記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項１０】
更に、前記演算手段により求められたソニックウェーブの影響範囲のデータを受信する受信手段と、前記受信手段により受信したソニックウェーブの影響範囲を表示する表示手段とを備えたことを特徴とする請求項１記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項１１】
更に、前記演算手段により求められたソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量のデータを受信する受信手段と、前記受信手段により受信したソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を表示する表示手段とを備えたことを特徴とする請求項２記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【請求項１２】
前記表示手段は、前記ソニックウェーブの影響範囲を航空機から生じる先頭衝撃波と後縁衝撃波の同じ高度での位置間隔を表示することを特徴とする請求項８乃至請求項１１記載のソニックウェーブの影響観測システム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ソニックウェーブの影響観測システムに関し、特に航空機の飛行諸元からソニックウェーブの影響範囲を推定することによって、陸上や海上への影響を観測することが可能な、ソニックウェーブの影響観測システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ソニックウェーブは、飛翔体が超音速飛行するとき、空気の急激な圧縮によって発生する現象である。ソニックウェーブは、飛行速度の増大とともにエネルギーは大きくなる。また飛行高度が高いほど空気中の伝播により減衰し、地表でのエネルギーは小さくなる。
【０００３】
航空機が低空を超音速飛行することによって、騒音の被害のみならず家屋のガラスが割れる等の被害が発生し、最近では低空あるいは陸上での超音速飛行を極力行わないよう配慮されている。今日の超音速で飛行する民航機では陸上での超音速飛行は禁止されており、海上でも空気抵抗を抑え、なおかつ他の航空機等へのソニックウェーブの影響を抑えるため、主に高度５０，０００〜６０，０００フィートで超音速飛行を行っている。
【０００４】
従来、超音速飛行によって発生するソニックウェーブへの対処は、他への影響を与える確率の少ない場所で発生させるという考えに基づいていた。しかし、今後航空交通の高密度化に加え、超音速機の増大が予想され、従来のような他への影響を与えない場所でソニックウェーブを発生させる対処には限界がある。また、航空機の運用は、今後その経済性が益々重要視される傾向にあり、従来のような制約の多い運用では経済性の面でも不利益であり、可能な限り制約を緩和することが望まれている。
【０００５】
一方、航空機側においては、超音速飛行によるソニックウェーブの発生を予測し、その地上、海上、及び他航空機への影響を常に予測しながら飛行することができれば、上記制約の軽減につながる。しかし、ソニックウェーブの発生とその伝播挙動を予測するには、自機の機体形状や飛行条件など数多くの条件を考慮した複雑かつ膨大な計算を必要とする（例えば、非特許文献１、及び非特許文献２参照。）。このため、航空機に搭載されたコンピュータシステムでは演算能力が不足し、航空機側においてソニックウェーブの発生を予測しながら飛行することは実現が困難であった。
【０００６】
【非特許文献１】
鎮守  浩、他６名、“超音速飛翔体から発生するソニックブームの特性に関する研究”、［ｏｎｌｉｎｅ］、東京農工大学工学部機械システム工学科亀田研究室  ［平成１４年１２月２０日検索］、インターネット＜ＵＲＬ：ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｔｕａｔ．ａｃ．ｊｐ／￣ｋａｍｅｌａｂ／ｌｉｓｔ２／ｓｂｏｏｍ．ｈｔｍ＞
【０００７】
【非特許文献２】
亀田  正治、鎮守  浩、郡司  優一、東野  文男  （１９９９）“バリスティックレンジを用いたソニックブーム計測”、  日本航空宇宙学会空気力学部門  平成１０年度科研費シンポジウム（１９９９−１，  熱海，  静岡）発表論文集、ｐｐ．  １２１−１２４．
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
上述したように、今後予想される航空交通の高密度化及び超音速機の増大には、従来のような対処では限界があり、運用上の経済性の面からも不利益であるという問題があった。
【０００９】
本発明は上記事情を考慮してなされたもので、航空機が超音速飛行をするときに発生するソニックウェーブの発生場所を航空機が特定し、これを観測することによってソニックウェーブによる影響を把握する観測システムを提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
上記目標を達成するために、本発明のソニックウェーブの影響観測システムは、航空機形状に基づいて前記航空機が超音速飛行した際のソニックウェーブの影響範囲を求める衝撃波モデルが記憶されている記憶手段と、前記航空機の動的状態、位置情報から前記記憶手段の前記衝撃波モデルに基づいてソニックウェーブの影響範囲を演算する演算手段とを備えたことを特徴とする。
【００１１】
また、航空機形状に基づいて前記航空機が超音速飛行した際のソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を求める衝撃波モデルがそれぞれ記憶されている記憶手段と、前記航空機の動的状態、位置情報から前記記憶手段のそれぞれの前記衝撃波モデルに基づいてソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を演算する演算手段とを備えたことを特徴とする。
【００１２】
本発明によれば、ソニックウェーブによる影響を把握する観測システムを得ることができる。
【００１３】
【発明の実施の形態】
本発明を実施するための構成例を図１に示す。本発明の構成はデータベース部１１、演算部１２及び表示部１３から構成される。特にデータベース部１１と演算部１２は、近年のいわゆるハイテク旅客機（Ｈｉｇｈ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ  Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ）では、通常ＦＭＳ（Ｆｌｉｇｈｔ  Ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ  Ｓｙｓｔｅｍ）として１つのユニットに納められている。データベース部１１には航空機形状に基づくソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量（影響力として扱われる）を求めるための衝撃波モデルが保存されている。データベース部１１に保存された衝撃波モデルをもとに、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ  Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ  Ｓｙｓｔｅｍ）等航空機の種々のセンサーより得られる航空機の動的状態（飛行マッハ数、姿勢角度）と位置情報から演算部１２でソニックウェーブの諸状態を計算し、ソニックウェーブの影響範囲と影響力を求めることができる。表示部１３はこの演算部１２で得られたソニックウェーブの影響範囲と影響力を表示する。
【００１４】
まず、ソニックウェーブ影響範囲の特定について機体の翼面を用いて図２で説明する。現在の航空機の飛行マッハ数をＭ、ＧＰＳや高度計等から得られる航空機の高度をＨとする。超音速で航空機が飛行をすると、航空機の機体の前縁と後縁に衝撃波が発生する。この衝撃波は機体から離れるにつれ、機体面上で発生する膨張波と干渉して弱められ、機体から十分離れたところではマッハ波となり、その傾きはマッハ角として表せる。
【００１５】
機体前縁の先頭衝撃波のマッハ角αは、機体の飛行マッハ数Ｍの関数であり、式（１）のように表される。
【００１６】
α＝ｓｉｎ−１（１／Ｍ）  ・・・・・（１）
従って、このαを用いて高度Ｈを飛行する場合のマッハ波と高度ｈとの交点Ｇは、機体前縁から高度方向の距離をＤＦとすると、式（２）に表されるように機体前縁からＬだけ進行方向と逆方向の地点となる。
【００１７】
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ここで、飛行マッハ数Ｍが１に非常に近いと、衝撃波は機体前方の位置で、機体進行方向に対してほとんど垂直に生じる。しかし、飛行マッハ数Ｍが大きくなるにつれて急速に機体前縁に近づき、図２に示すように波面は湾曲する。この衝撃波は機体前縁が丸い場合には、飛行マッハ数Ｍをいくら大きくしても機体前縁に付着しない。このように、機体先端より離れて機体前方にある衝撃波を離脱衝撃波という。一方、機体前縁が鋭くとがっていると、飛行マッハ数Ｍのある値で衝撃波は機体前縁に付着することがわかっており、これを付着衝撃波という。従って、式（１）は衝撃波が機体前縁から接して出ているので、離脱衝撃波では誤差を含むことになる。
【００１８】
しかし、機体形状によって機体前縁で生じる衝撃波は、離脱衝撃波と付着衝撃波とに別れるものの、その誤差は数十ｃｍ程度であり、見たいソニックウェーブの影響範囲と比較すると無視できる程度のため、式（１）に近似される。よって、ここでは機体前縁で生じる衝撃波を、離脱衝撃波と付着衝撃波両方を含めて先頭衝撃波とする。
【００１９】
次に、機体後縁から発生する後縁衝撃波は、機体前縁に発生する先頭衝撃波と比較して解析が難しい。それは、機体形状によって膨張波、圧縮波が発生し複雑に干渉することによる。このようにソニックウェーブの諸条件を求めるための重要な要素として、機体形状、機体の動的状態（飛行マッハ数、姿勢角度）がある。
【００２０】
ところで、ソニックウェーブの影響範囲及び圧力変化量の算出には、以下（ａ）及び（ｂ）に示したように２種類の方法がある。
【００２１】
（ａ）数値計算による方法
計算機の演算力の向上により、連続の式、ＮＳ方程式等の式から求める数値演算法があり、機体から生じるソニックウェーブの影響範囲を計算することができるだけでなく、圧力変化量を計算することもできる。従って、任意の高さにおける圧力上昇値も求められる。
【００２２】
（ｂ）実験による方法
実際の機体の飛行による検証、及び風洞実験等によりソニックウェーブの影響範囲及び圧力変化量を測定する。
【００２３】
上述のようなソニックウェーブの影響範囲及び圧力変化量は、機体形状に依存するため、通常機体設計の際に算出されることが多く、数値計算による算出ではスーパーコンピューターを用いて日数をかけて算出しなければならない程であるため、実際の航空機に数値計算をする計算機を搭載することは現実的でない。よって、この実施の形態では、機体設計時に得られたデータを用いた衝撃波モデルをモデル化し、データベースに保存する。
【００２４】
ソニックウェーブの影響範囲及び影響力を求めるために必要となる後縁衝撃波のマッハ角βは、ある機体形状において飛行マッハ数Ｍと機体の姿勢角度θを関数として以下の式（３）のようにモデル化される。
【００２５】
β＝ｆ（Ｍ，θ）  ・・・・・・・・・（３）
続いて、ソニックウェーブの影響範囲について図３を用いて説明する。機体長をＷ０、機体中心から高度方向の距離をＤとすると、機体の姿勢角度θから機体の前縁と後縁からの高度方向の距離ＤＦ、ＤＢは、以下の式（４）及び式（５）のように表される。
【００２６】
ＤＦ＝Ｄ＋Ｗ０／２・ｓｉｎθ  ・・・・・（４）
ＤＢ＝Ｄ−Ｗ０／２・ｓｉｎθ  ・・・・・（５）
機体中心から高度方向の距離Ｄでの、機体前縁から先頭衝撃波の距離ＬＦ、及び機体後縁から後縁衝撃波の距離ＬＢは、以下の式（６）及び式（７）のように表される。
【００２７】
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図４に示したように、先頭衝撃波と後縁衝撃波の位置（Ｇ、Ｊ）に急峻な圧力上昇が見られ、この部分がソニックウェーブと呼ばれる。圧力変化量は先頭衝撃波部分と後縁衝撃波の位置ＧとＪ近傍でもっとも勾配の高いＮ−ｗａｖｅと呼ばれる分布を示している。このＧとＪの急峻な圧力上昇が、騒音及び衝撃を与えるため、ここではこのＧとＪとの間をソニックウェーブの影響範囲とした。
【００２８】
このように、ソニックウェーブの影響範囲を先頭衝撃波の位置から後縁衝撃波の位置までの範囲とすると、影響範囲ＷＴは以下の式（８）のように表される。
【００２９】
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これにより、ソニックウェーブの影響範囲ＷＴは飛行マッハ数Ｍ、機体の姿勢角度θ、及び機体中心から高度方向の距離Ｄの関数で求めることができる。
【００３０】
また、その圧力変化量においても同様に、機体中心からの高度方向の距離Ｄとしたとき、先頭衝撃波の位置の圧力変化量ＴＦ、及び後縁衝撃波の位置の圧力変化量ＴＢは以下の式（９）及び式（１０）のようにモデル化される。
【００３１】
ＴＦ＝ｇＦ（Ｍ，θ，Ｄ）  ・・・・・（９）
ＴＢ＝ｇＢ（Ｍ，θ，Ｄ）  ・・・・・（１０）
従って、上述した衝撃波モデルをデータベース部１１に保存し、リアルタイムに呼び出された飛行諸元（飛行マッハ数、姿勢角度、位置情報）によって演算部１２により計算されたソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量による影響をリアルタイムに表示部１３に示すことができる。
【００３２】
表示部１３での表示について図５を用いて説明する。これまで、機体側面方向からのソニックウェーブを用いて説明してきたが、機体上面からの方向でのソニックウェーブの影響範囲は機体全体から生じる先頭衝撃波部分と後縁衝撃波部分を示した機体後方に囲まれた範囲となる。図５では略楕円形の範囲をモニタ表示した実施の形態を示している。しかしこの影響範囲は、機体形状、機体の動的状態、及び所望の高度により種々変化するものであり、図５に示したような略楕円形にかぎられるものではない。
【００３３】
次に、他の実施の形態について図６を用いて説明する。ここまでデータベース部１１に保存された衝撃波モデルから、演算部１２で計算されたソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を表示部１３により表示する構成を説明してきた。しかし、本発明はその構成にとらわれることなく、図６に示すように演算部１２で計算された当該機ソニックウェーブの影響範囲及び圧力変化量（発生状況）を、送受信部１４によって地上の施設（空港、影響を受けると思われる地上施設）、海上の船舶、及び他の飛行中の航空機にソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量のデータを送信することができる。また、地上の施設、海上の船舶、及び他の飛行中の航空機で演算されたソニックウェーブの影響範囲と圧力変化量を送受信部１４で受信して表示部１３に表示することができる。
【００３４】
図６では送受信両方の機能を含めた実施の形態について説明してきたが、当該機には送信機能のみであってもよく、またデータベース部１１及び演算部１２が他の施設にあり、受信機能と表示部が当該機にある場合でも適用することができる。
【００３５】
更には、飛行速度及び飛行経路予定から、この先発生するソニックウェーブの発生予測をし、他の施設に送信したり、逆にソニックウェーブの発生予測のデータを受信することにも適用できる。
【００３６】
【発明の効果】
以上述べたように本発明によれば、ソニックウェーブによる影響を把握する観測システムを得ることが可能となる。
【００３７】
また、自機で求めたソニックウェーブの発生状況を送信手段で送ることによって、自機のソニックウェーブの発生場所（発生状況）を、地上の施設、海上の船舶、あるいは飛行中の他の航空機に知らせることができ、超音速飛行による安全性をより高めることが可能となる。
【００３８】
更に、自機で求めたソニックウェーブの発生状況を表示することによりにより、ソニックウェーブの発生場所をパイロットがある程度コントロールし、超音速飛行による運用の制約を小さくし、超音速機の利便性を向上させることができる。
【００３９】
また更に、他の施設で求めたソニックウェーブの発生状況を受信及び表示することにより、自機の設備を縮小できることと、他の航空機によるソニックウェーブの発生状況を把握できるので更なる超音速飛行による安全性を高めることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のソニックウェーブの影響観測システムを示す構成図。
【図２】機体に発生する衝撃波の説明図。
【図３】機体から発生するソニックウェーブの影響範囲を表す図。
【図４】ソニックウェーブ影響範囲と圧力変化量との関係図。
【図５】本発明のモニタの表示図。
【図６】本発明のソニックウェーブの影響観測システムを示す他の構成図。
【符号の説明】
１１  データベース部
１２  演算部
１３  表示部
１４  送受信部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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