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抗力発散マッハ数（臨界マッハ数と混同しないでください）は、マッハ数が増加し続けると、翼または機体の空気抵抗が急激に増加し始めるマッハ数です。 [1]この増加により、抗力係数が低速値の10倍以上に上昇する可能性があります。
抗力発散マッハ数の値は通常 0.6 より大きいため、遷音速効果です。抗力発散マッハ数は通常、臨界マッハ数に近く、常に臨界マッハ数より大きくなります。一般に、抗力係数はマッハ 1.0 でピークに達し、マッハ 1.2 を超える 超音速領域に移行した後、再び減少し始めます。
抗力の大幅な増加は、翼の上面に衝撃波が形成されることによって起こり、翼後部で流れの剥離や逆圧力勾配を引き起こす可能性があります。この効果により、超音速で飛行することを意図した航空機には大きな推力が必要です。遷音速および超音速航空機の開発初期には、マッハ 1.0 付近の高抗力領域で余分な加速を与えるために、急降下がよく使用されていました。この急激な抗力の増加により、破られない音速の壁という誤った考えが広まりました。これは、近い将来、それを克服するのに十分な推進力や制御権限を持つ航空機技術がないと思われたためです。実際、高速での抗力を計算する一般的な解析方法の 1 つであるプラントル・グラウエルトの法則では、マッハ 1.0 で抗力が 無限大になると予測されています。
音速の壁を克服する試みから生まれた重要な技術的進歩の2つは、ホイットコム面積則と超臨界翼型である。超臨界翼型は、抗力発散マッハ数を可能な限り高くするように特別に形作られており、航空機は亜音速および遷音速の低速で比較的低い抗力で飛行することができる。これらと計算流体力学などの他の進歩により、現代の航空機設計では抗力の増加係数を2または3に減らすことができた。[2]
与えられたプロペラ翼型の抗力発散マッハ数Mddは、コーンの関係式で近似できる。 [3]
どこ
- 抗力発散マッハ数、
- 翼の特定の部分の揚力係数である。
- tは特定の断面における翼厚であり、
- cは特定のセクションにおける弦の長さ、
- CFD解析によって確立された係数です。
- 従来の翼型（6シリーズ）の場合K = 0.87、 [4]
- 超臨界翼の場合、 K = 0.95。
