(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
機体形状を飛行マッハ数で決定されるマッハ平面で切断した断面積の機体軸方向分布と、揚力の機軸方向分布をそれと等価な断面積分布に変換した断面積分布との和である等価断面積分布が、機軸方向に単調増加することなく、途中で最大値を有する分布を持つと共に、最大値を取る位置から機体後端まで等価断面積が減少する過程で、単調減少することなく再び等価断面積が増加する部分を備えたものとしたことを特徴とする超音速航空機の機体形状。
【請求項２】
波形後部に膨張−圧縮−膨張の組み合せを１回若しくは複数回有する近傍場圧力波形を形成するものとし、地上ソニックブーム圧力波形の後部を通常のＮ型ではなく多段の圧力上昇とすることでソニックブーム強度を低減させたものである請求項１に記載の超音速航空機の機体形状。
【請求項３】
胴体後部下面に凸凹を持たせることによって近傍場圧力波形後部に膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる波形の打ち消し合い部を形成するものである請求項２に記載の超音速航空機の機体形状。
【請求項４】
水平尾翼によって近傍場圧力波形後部に膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる波形の打ち消し合い部を形成するものである請求項２に記載の超音速航空機の機体形状。
【請求項５】
水平尾翼の翼型に逆キャンバ(下向きの凸の断面形状)を持たせて機体下方に強い衝撃波−膨張波−衝撃波を発生させて、近傍場圧力波形後部に膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる波形の打ち消し合い部を形成するものとした請求項４に記載の超音速航空機の機体形状。
【請求項６】
機体後部にエンジンナセルを配置することによって近傍場圧力波形後部に膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる波形の打ち消し合い部を形成する請求項２に記載の超音速航空機の機体形状。
【請求項７】
請求項３乃至６に記載された形状を複数組み合わせによって近傍場圧力波形後部に、膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる波形の打ち消し合い部を形成する超音速航空機の機体形状。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、超音速航空機の後端ソニックブームを低減する機体形状に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般に超音速航空機は環境適合性の要件を満たすために、超音速飛行時に地上の人や動物あるいは建物といった構造物に及ぼす音響現象であるソニックブームを抑制することが求められる。ソニックブームの低減法は長年に亘って研究されており、最も有力な方法は機体形状を工夫することにより衝撃波の発生パターンを変化させ、地上でのソニックブーム強度を低減しようとするものである。通常超音速機の機体各部から発生する衝撃波は、大気中を伝播してゆく過程で圧力変動の大きな波はより速く大気中を伝播するという現象を伴い機首と機尾の２つの強い衝撃波に統合され、地上において２度の大きな圧力上昇を伴うＮ型の圧力波として観測される。超音速航空機によって発生伝播される衝撃波は図９の左下に示されるように円錐形態で伝播し地上に到達する。その際のＮ型波形は図９の左上に示すように機首部による大気圧から一気に高圧となる衝撃波と徐々に減圧され機尾部によって低圧から一気に大気圧に戻る衝撃波からなる。因みに超音速旅客機の代表であるコンコルドのソニックブームは２〜３psfの強度で、近くの落雷に相当する程の音であると言われている。
【０００３】
ソニックブームによる騒音問題で陸地上空での超音速飛行は制限されるため超音速旅客機実用化の課題となっている。前記のソニックブーム低減法は機体形状を修正して衝撃波の統合を抑えることにより通常のＮ型でない低ソニックブーム圧力波形を形成するものである。ジョージとシーバスは近傍場理論に基づき後端波も含めたブーム最小化を提案し、図９の右上に示す「最小過剰圧の波形」と図９の右下に示す「最小衝撃の波形」の２種類の圧力波形について研究し、非特許文献１において、低ソニックブーム圧力波形を形成する航空機の断面積分布と揚力分布から求められる等価断面積分布の和に着目する理論を示した。ここで航空機の断面積分布とは、航空機を飛行マッハ数で決定されるマッハ平面［法線ベクトルを機体軸に対して上向きに角度μ＝sin−１ (1/M)傾けた平面］で切断した断面積の機体軸方向への投影面積の分布のことである。ジョージとシーバスの理論は機体が大気に圧力変化をもたらす第１の要因は胴体の形状であり、第２の要因は翼が受ける揚力の反作用であることに着目すると共に、この揚力の反作用は下向きの方向性を有するものであるが、これを胴体と同様に全方位に及ぶものとして等価断面積というものを想定し、この航空機の断面積分布と揚力分布から求められる等価断面積分布の和が所定の分布を示すとき低ソニックブームを実現できるという理論である。しかし、これらの等価断面積分布を有する形状を逆算して求めると、機首形状は機体抗力の大きな鈍頭になってしまう。その後、ダーデンは非特許文献２においてジョージとシーバスの断面積分布を用いてこの機首部に起因する機体抗力を低減させる手法とプログラムを提示した。また、本発明者は特許文献１において非軸対称胴体を用いて低ソニックブーム性と低機体抗力性を両立させる機首形状を提示した。
【０００４】
ジョージとシーバスの提案した断面積分布は図１０の上から２段目に示す様に機首から機体後端まで単調増加する断面積分布となっている。一方、航空機の断面積分布は機体後端付近において機体とマッハ平面との交わりが無くなればゼロとなるため、その位置における断面積分布は全て揚力の等価断面積でなくてはならない。ある機体軸位置における揚力の等価断面積は、機首からその位置までの揚力の総和に相当する。もし、主翼のみが揚力を負担していると仮定すると、揚力の等価断面積分布は主翼の後端で最大値をとりその後方では一定値となる。従って、前述の単調増加断面積を実現するためには、図１０の上段に示す機体例の様に、主翼を機体後端まで分布させる必要がある。
しかしながら、機体後方で大きな揚力を発生させると機体重心周りに機首下げのモーメントを発生させることになり、機体のトリム(縦方向のバランス)が取れなくなる。この様な低ソニックブーム機体のトリムを取るためには、通常主翼の後方に位置している水平尾翼(安定板)を主翼の前方に配置する前尾翼(カナード)形態を採用するか、あるいは、無尾翼機形態として主翼を機軸方向に長く分布させることにより揚力分布のバランスを取る必要がある。カナード形態を採用した低ソニックブーム機体の一例として、特許文献２では主翼を機体後端まで持って行きカナードと逆Ｖ尾翼を採用している。一般的にカナード形態の超音速航空機では、低速離着陸時のピッチアップ(非線形的頭上げ)不安定の問題がある。揚力を前後に長く分布させる主翼の平面形は、構造強度も考えると翼面積が大きく、アスペクト比の小さい翼にせざるを得ず、航空機の摩擦抗力と誘導抗力を増加させてしまう。
【特許文献１】特開２００５−１７８４９１号公報（特許第3855064号）「超音速航空機の胴体形状の決定方法および胴体前胴部形状」  平成１７年７月７日公開
【特許文献２】米国特許第6,824,092号明細書  Frankhn,W.M, "Aircraft Tail Configuration for Sonic Boom Reduction." 2004年11月30日発行
【特許文献３】米国特許第3,647,160号明細書  Alperin,M. "Method and Apparatus for Reducing Sonic Booms." 1972年3月7日発行
【非特許文献１】Seebass,A.R. and George,A.R.,"Designand Operation of Aircraft to Minimize Their Sonic Boom," Journal of Aircraft,Vol.11, No.9,pp.509-517,1974.
【非特許文献２】Darden,C.M.,"Sonic-Boom Minimization With Nose-Bluntness Relaxation." NASATP-1348, 1979.
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の課題は、従来のジョージとシーバスの断面積分布が抱えるトリムの問題を解決し、通常の主翼後方配置の水平尾翼を採用しても後端低ソニックブームを実現できる超音速航空機形状を提示することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の超音速航空機の機体形状は、飛行マッハ数で決定されるマッハ平面で機体形状を切断した断面積の機体軸方向分布と、揚力の機軸方向分布をそれと等価な断面積分布に変換した断面積分布との和である等価断面積分布が、機軸方向に単調増加することなく、途中で最大値を有する分布を持つと共に、最大値を取る位置から機体後端まで等価断面積が減少する過程で、単調減少することなく再び等価断面積が増加する部分を備えるものとした。
具体的には、胴体後部下面に凸凹を持たせること、或いは翼型に逆キャンバ(下向きの凸の断面形状)を持たせるなどした水平尾翼によって、或いは機体後部にエンジンナセルを配置することによって波形後部に膨張−圧縮−膨張の組み合せを１回若しくは複数回有する近傍場圧力波形を形成するものとし、地上ソニックブーム圧力波形の後部を通常のＮ型ではなく多段の圧力上昇とすることでソニックブーム強度を低減させるようにした。
また、胴体後部下面に凸凹を持たせること、或いは翼型に逆キャンバ(下向きの凸の断面形状)を持たせるなどした水平尾翼によって、或いは機体後部にエンジンナセルを配置する形状を複数組み合わせによって近傍場圧力波形後部に、膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる波形の打ち消し合い部を形成するようにした。
【発明の効果】
【０００７】
本発明の超音速航空機の機体形状は、波形後部に膨張−圧縮−膨張の組み合せを１回若しくは複数回有する近傍場圧力波形を形成することにより、地上ソニックブーム圧力波形の後部を通常のＮ型ではなく多段の圧力上昇とすることで、従来のジョージとシーバスの断面積分布が抱えるトリムの問題を解決し、通常の主翼後方配置の水平尾翼を採用しても後端低ソニックブームを実現することができる。
本発明により、低ソニックブーム設計された航空機であっても従来の低ソニックブーム機の様に揚力を機体後端まで分布させる必要がなくなるため、従来の水平尾翼を機体後方に配置することが可能となり、機体のトリムを取ることが楽になる効果がある。(飛行特性の改善効果)
また、従来の低ソニックブーム設計においては機体後端まで揚力を維持するために主翼の平面形を揚抗比最適とすることができずに抗力が増加する、あるいはトリム特性の悪い主翼平面形及び主翼配置によりトリム抗力が増加することが避けられなかったが、本発明を用いることで揚抗比最適の主翼平面形やトリム特性最適の主翼配置を採用することが可能となる。(空力特性の改善効果)
本発明により、機体後部が発生する圧力波の制御が容易になり、従来の低ソニックブーム設計よりも後端ソニックブーム特性の飛行条件や大気条件の変動に対するロバスト性を向上できる効果がある。（後端ソニックブーム特性のロバスト性向上効果）
【０００８】
従来の低ソニックブーム設計法では、機体の等価断面積分布は飛行マッハ数、飛行高度、機体重量、機体長と目標とするソニックブーム圧力波形を指定すると一意に決まってしまい、決められた断面積分布を満たすように揚力分布(主翼形状・配置)と断面積分布を決めなくてはならない。必然的に指定された断面積分布は、キャビンやコックピット、燃料タンク等の機体容積に対して強い拘束を与えることになり、設計の自由度が奪われていた。逆に、必要容積が確保可能となるように低ソニックブーム等価断面積分布を決めるためには、飛行マッハ数、飛行高度、機体重量等のミッション要求(航空機設計の上流側)に拘束を与えることになり、効率的な航空機を設計することが困難である。具体的にはミッション要求から決められた低ソニックブーム等価断面積分布を必要容積が超えてしまった場合には、飛行高度の増加、機体重量の増加等により等価断面積分布を増やしてやる必要があるが、本発明によれば、飛行マッハ数、飛行高度、機体重量等のミッション要求と必要機体容積とを独立に決めることが可能となるため、設計の自由度が増すという効果がある。(超音速航空機の低ソニックブーム設計自由度拡張効果)
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
本発明では、ジョージとシーバスの断面積分布が抱えるトリムの問題を解決するため、ジョージとシーバスが提案した断面積分布とは異なる単調増加でない低ソニックブーム断面積分布を提示する。本発明の断面積分布を採用することにより、主翼を機体後端まで分布することなく機体の中央付近に配置し、通常の主翼後方配置の水平尾翼を採用しても後端低ソニックブーム性を保持することが可能となる。
本発明が根拠とする原理を図１に示す。圧力波にはそれによる圧力上昇の大きな波ほど速く空気中を伝播する非線形的な性質があり、圧縮波と膨張波の組み合わせによる正の圧力波は前方に、膨張波と再圧縮波の組み合わせによる負の圧力波は後方にシフトしてゆく。従って図１上段に示される様な圧縮波＋彫張波＋再圧縮波の組み合わせによる圧力波は空気中を伝播するに従って波形の長さが増し、衝撃波を形成しながらＮ型波へと成長してゆく。逆に、図１下段に示される様な膨張波＋圧縮波＋膨張波の組み合わせによる圧力波は、前方にシフトする波形の正の部分と後方にシフトする波形の負の部分とが打消し合って１つの衝撃波を形成してその場に留まる性質がある。
【００１０】
本発明では、上記の原理を応用し、機体中央付近に配置した主翼後端付近で最大値をとる断面積分布が、機体後端まで断面積を減少させてゆく際に図２左図実線で示す様に、一旦減少した断面積をもう一度増加させて機体後端付近に膨らみを持たせる（手法１）。この断面積分布では、断面積最大の位置から断面積が減少する際に膨張波が発生し、機体後端付近の膨らみ部で圧縮波が、その後再び膨張波が発生し、機体後端で再圧縮されることとなり、機体近傍場において図２中央図中実線で示す様な圧力波形が得られる。図中斜線で示される部分が上記原理における打消し合いの部分であり、この位置に衝撃波が留まることによって、後端ソニックブームはＮ型波に統合することなく２段の圧力上昇として地上に到達する。(図２右図中実線)この様な等価断面積分布を実現するための航空機形状の例を図３(１)、(２)、(３)に示す。図３(１)では後部胴体形状の下面に凹凸をつけることによって、膨張波−衝撃波−膨張波−衝撃波の組み合せを実現している。
図３(２)では後部胴体下面の膨らみの代わりに水平尾翼によって衝撃波−膨張波−衝撃波の組み合せを実現している。この際水平尾翼の翼断面形状の翼厚を厚くするか逆キャンバを付けることによって衝撃波や膨張波の強弱を調整することで、効率的に好ましいソニックブーム圧力波形を実現する航空機形状を設計することが可能である。図３(３)では水平尾翼の代わりにエンジンナセルを配置することによって、衝撃波−膨張波−衝撃波の組み合せを実現する例を示している。
【００１１】
本発明では、さらに機体後部の断面積分布を多段の凸凹（手法２）とすることで、後部ソニックブーム圧力波形を複数の小さな圧力上昇に分割することが可能である。図４左図中実線には機体後部の断面積分布を３段の凸凹(断面積最大位置から減少する際に２度の断面積増加部を持つ航空機形状)とした例を示しているが、この様な等価断面積を有する航空機からは、図４中央図中実線で示す様に、膨張波−衝撃波−膨張波−衝撃波−膨張波−衝撃波で構成される近傍場圧力波形が形成され、図中斜線で示す部分は打消し合いによってその場に留まるため、図４右図中実線で示される様な、波形後部に３段の圧力上昇を有するソニックブーム波形を形成する。この様な等価断面積分布を実現するための航空機形状の例を図５(１)、(２)、(３)に示す。図５(１)では後部胴体形状の下面に複数の凹凸をつけることによって、膨張波−衝撃波−膨張波−衝撃波−膨張波−衝撃波の組み合せを実現している。図５(２)では後部胴体下面の２段目の膨らみの代わりに水平尾翼によって衝撃波−膨張波−衝撃波の組み合せを実現している。この際水平尾翼の翼断面形状の翼厚を厚くするか逆キャンバを付けることによって衝撃波や膨張波の強弱を調整することで、効率的に好ましいソニックブーム圧力波形を実現する航空機形状を設計することが可能である。図５(３)では、さらに１段目の膨らみの代わりにエンジンナセルを配置することによって、衝撃波−膨張波−衝撃波の組み合せを実現する例を示している。
【実施例】
【００１２】
本発明を実施するための最良の形態として、図６に従来のジョージとシーバスの等価断面積分布(図６左図中破線)の後部に図２に示された本発明を適用した例を示す。図６左図中実線で示された等価断面積分布は、ソニックブーム圧力波形後部の負の圧力ピークを最小化する様に最適化設計ツールによって決定された等価断面積分布であり、本発明が特定する分布である。この等価断面積分布を持つ軸対称物体に対して線形パネル法を適用して推算した近傍場圧力波形を図６中央図中実線で示す。図２中央図実線で示された近傍場圧力波形と同様、物体後部の凸部からの衝撃波によって波形後部に正の圧力ピークができている。図６中央図中実線の近傍場圧力波形から、修正線形理論によって推算した地上ソニックブーム圧力波形を図６右図実線で示すが、近傍場圧力波形に見られる膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる打ち消し合いによって、ソニックブーム波形後部は２段の圧力上昇で形成されていることが分かる。
【００１３】
図７には、図４に示された本発明に対する最良の実施形態例を示す。図７左図中実線で示された等価断面積分布は、ソニックブーム圧力波形後部の負の圧力ピークを最小化する様に最適化設計ツールによって決定された等価断面積分布であり、本発明の特許請求の範囲に入っている分布である。この等価断面積分布を持つ軸対称物体に対して線形パネル法を適用して推算した近傍場圧力波形を図７中央図中実線で示す。図４中央図実線で示された近傍場圧力波形と同様、物体後部の凸部からの衝撃波によって波形後部に複数の正の圧力ピークができている。図７中央図中実線の近傍場圧力波形から、修正線形理論によって推算した地上ソニックブーム圧力波形を図７右図実線で示すが、近傍場圧力波形に見られる複数の膨張−圧縮−膨張の組み合わせによる打ち消し合いによって、ソニックブーム波形後部は多段の圧力上昇で形成されていることが分かる。
【００１４】
図８には、三次元機体形状の設計において本発明を実施した例を示す。図８(ａ)に示す様な、主翼が胴体中央部に位置しており機体後端まで揚力分布を維持できない機体形状において、胴体後部下面形状に凸凹を設け、さらに水平尾翼を配置することによって、図８(ｂ)左図中実線で示す様な、機体後部において等価断面積が減少する場所で等価断面積分布の再増加部(凸部)を形成することが可能である。この三次元機体形状に対して線形パネル法を適用して推算した近傍場圧力波形を図８(ｂ)中央図中実線で示す。物体後部の凸部からの衝撃波によって波形後部に正の圧力ピークができているのが分かる。同図中破線は、比較のため図８(ｂ)左図中の破線で示されたジョージとシーバスの等価断面積分布を有する軸対称物体に対して線形パネル法を適用して推算した近傍場圧力波形である。これら近傍場圧力波形から、修正線形理論によって推算した地上ソニックブーム圧力波形を図８(ｂ)右図に示すが、図８(ｂ)中央図中斜線で示された部分が打ち消しあうことによって、実線で示されたソニックブーム圧力波形後部は２段の圧力上昇で形成されていることが分かる。
【産業上の利用可能性】
【００１５】
本発明は、超音速航空機の設計において、主翼を胴体中央に配置して揚力分布を機体後端まで維持できない(あるいはしたくない)ケースにおいて、後端ソニックブームを低減する必要がある場合に利用できる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明の原理を説明する図である。
【図２】本発明の手法１を説明する図である。
【図３】本発明の手法１を実現する形態を説明する図である。
【図４】本発明の手法２を説明する図である。
【図５】本発明の手法２を実現する形態を説明する図である。
【図６】本発明の第１実施例を説明する図である。
【図７】本発明の第２実施例を説明する図である。
【図８】本発明の第３実施例を説明する図である。
【図９】Ｎ型波形の発生原理と従来の低ソニックブームを説明する図である。
【図１０】ダーデンの低ブーム設計法を説明する図である。
【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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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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