臨界マッハ数

航空力学において、航空機の臨界マッハ数（McrまたはM*）とは、航空機のある地点の気流が音速に達するが、それを超えない最低のマッハ数である。 ^[1]下限臨界マッハ数では、航空機全体の周囲の気流は亜音速である。コンコルドや戦闘機などの超音速航空機にも、航空機全体の周囲の気流が超音速になる上限臨界マッハ数がある。 ^[2]

飛行中の航空機の場合、航空機周囲の気流速度は場所によって航空機の対気速度と大きく異なります。これは、気流が航空機の構造の周りを移動する際に加速したり減速したりする必要があるためです。航空機の対気速度が臨界マッハ数に達すると、航空機自体の対気速度がマッハ 1.0 未満であっても、機体近くの一部のエリアの気流速度は音速に達します。これにより弱い衝撃波が発生します。航空機が臨界マッハ数を超えると、抗力係数が突然増加し、抗力が劇的に増加します。^[3]また、遷音速または超音速用に設計されていない航空機では、飛行制御面上の気流の変化が航空機の制御の悪化につながります。^[3]

臨界マッハ数以上で飛行するように設計されていない航空機では、翼と尾翼上の気流に形成される衝撃波がマッハタックを引き起こし、翼を失速させたり、操縦翼面を無効にしたり、航空機の制御不能に陥らせたりする可能性があります。臨界マッハ数以上で発生するこれらの問題のある現象は、最終的に空気の圧縮性に起因するものとなりました。圧縮性は、1930 年代と 1940 年代に高速軍用機や実験機に関わる多数の事故を引き起こしました。

音速に近づき、音速に到達しても制御可能な航空機を設計するという課題が、音速の壁として知られる概念の起源です。1940年代の軍用亜音速航空機、たとえばスーパーマリン スピットファイア、Bf 109、P-51 マスタング、グロスター ミーティア、He 162、P-80は、比較的厚い後退翼を備えており、制御された飛行でマッハ 1.0 に到達することができませんでした。1947年、チャック イェーガーはベル X-1 (同じく後退翼ですが、はるかに薄い)を操縦し、マッハ 1.06 以上に到達して、ついに音速の壁が破られました。

ホーカー ハンターやF-86 セイバーなどの初期の遷音速軍用機は、臨界マッハ数を超える速度でも問題なく飛行できるように設計されていました。水平飛行でマッハ 1.0 に達するのに十分なエンジン推力はありませんでしたが、急降下時にはマッハ 1.0 に到達でき、制御可能でした。エアバスやボーイングなどの後退翼を備えた現代のジェット旅客機は、臨界マッハ数よりも速い速度で巡航することはなく、最大動作マッハ数はマッハ 1.0 より低くなります。

コンコルド、Tu-144、イングリッシュ・エレクトリック・ライトニング、ロッキード F-104、ダッソー・ミラージュ III、MiG 21などの超音速航空機は、水平飛行でマッハ 1.0 を超えるように設計されており、そのため非常に薄い翼で設計されています。これらの航空機の臨界マッハ数は亜音速航空機や遷音速航空機よりも高いですが、それでもマッハ 1.0 未満です。

実際の臨界マッハ数は翼によって異なります。一般的に、厚い翼は臨界マッハ数が低くなります。厚い翼は、薄い翼よりも周囲を通過する気流を偏向させ、気流をより速く加速させるためです。たとえば、P-38 ライトニングのかなり厚い翼の臨界マッハ数は約 0.69 です。この航空機は急降下中にこの速度に達することがあり、多くの墜落事故につながりました。スーパーマリン スピットファイアのはるかに薄い翼では、臨界マッハ数はかなり高くなりました (約 0.89)。

• 抗力発散マッハ数

• LJ Clancy (1975) Aerodynamics、Pitman Publishing Limited、ロンドンISBN  0-273-01120-0