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超音速翼型は、超音速で効率的に揚力を発生させるように設計された断面形状です。このような設計が必要になるのは、航空機が超音速飛行モードで一貫して動作する必要がある場合です。
超音速翼型は、一般的に、非常に鋭い前縁と後縁を持つ、角度の付いた平面または反対の円弧（それぞれ「ダブルウェッジ翼型」と「バイコンベックス翼型」と呼ばれる）で形成された薄い断面を持つ。鋭いエッジは、翼が空気中を移動する際に翼の前方に分離した弓状衝撃波が形成されるのを防ぐ。[ 1]この形状は、広い迎え角にわたって流れの剥離を減らすために丸みを帯びた前縁を持つことが多い亜音速翼型とは対照的である。 [2]丸みを帯びたエッジは、超音速飛行では鈍い物体として動作し、弓状衝撃波を形成し、波の抵抗を大幅に増加させる。翼型の厚さ、キャンバー、迎え角は、周囲の気流の方向にわずかな偏向を引き起こす設計を実現するために変化している。[3]
ドラッグ
超音速状態では、航空機の抗力は次のような原因で発生します。
したがって、超音速翼の抗力係数は次の式で表されます。
C D = C D、摩擦+ C D、厚さ+ C D、揚力
実験データにより、この式は次のように簡略化できます。
C D = C D,O + KC L 2 ここで、C DO はC (D,friction ) とC D,thicknessの合計であり、超音速流のk はマッハ数の関数です。[3]スキンフリクション成分は、航空機の機体表面に限りなく近い粘性境界層の存在から生じます。境界壁では、速度の法線成分はゼロであるため、滑りがない微小領域が存在します。ゼロ揚力波抗成分は、定常超音速流中の航空機の波抗が、一連の等価回転体の平均に等しいことを示す超音速領域則に基づいて得ることができます。回転体は、ある方位角で航空機の遠方点から前方マッハコーンへの接線が航空機を切ることで定義されます。この平均は、すべての方位角にわたります。 [4]揚力成分による抗力は、揚力解析プログラムを使用して計算されます。翼設計プログラムと揚力解析プログラムは、設計と揚力解析の直接問題または逆問題を解決する別々の揚力面法です 。
超音速翼の設計
超音速流の異常な条件に関する長年の研究と経験により、翼型設計に関する興味深い結論がいくつか導き出されました。長方形の翼を考えると、翼上の座標 (x,y) の点 P における圧力は、点 P から放射される上流マッハコーン内の点で発生する圧力擾乱によってのみ定義されます。 [3]その結果、翼端は自身の後方マッハコーン内の流れを変更します。翼の残りの領域は翼端による変更を受けないため、2 次元理論で解析できます。任意の平面形状について、超音速の前縁と後縁は、翼端に垂直な自由流速度の成分が超音速である翼端の部分です。同様に、亜音速の前縁と後縁は、翼端に垂直な自由流速度の成分が亜音速である翼端の部分です。
デルタ翼には超音速の前縁と後縁があり、対照的にアロー翼には亜音速の前縁と超音速の後縁があります。
超音速翼を設計する際には、衝撃波と膨張波という2つの要素を考慮する必要があります。[5]翼に沿ったさまざまな場所で衝撃波または膨張波が発生するかどうかは、翼の形状とともに局所的な流れの速度と方向に依存します。
まとめ
超音速航空機の空力効率は、鋭い前縁と後縁を持つ薄断面翼型によって向上します。前縁が亜音速である後退翼には、超音速での波動抵抗成分を減らすという利点があります。しかし、実験では、翼の表面で流れが分離するため、理論上の利点が必ずしも得られるわけではないことが示されています。ただし、これは設計要因で修正できます。ダブルウェッジ翼型とバイコンベックス翼型は、超音速航空機に使用される最も一般的な翼型です。
参照
参考文献
- ^ クーラント＆フリードリヒス。超音速流と衝撃波。357～366ページ。第1巻。ニューヨーク：インターサイエンス出版社、1948年
- ^ ザッカー、ロバート、ビブラーズ、オスカー。気体力学の基礎、226:229 ページ。第 2 版。ISBN 0-471-05967-6ジョン・ワイリー・アンド・サンズ社
- ^ abc ジョン・ベルタン＆マイケル・スミス。エンジニアのための空気力学。第3版。プレンティス・ホール。ISBN 0-13-576356-8 。プレンティス・ホール。
- ^ ウッドハル、ジョン。「超音速空気力学：揚力と抗力」コロラド大学。超音速航空機の流体力学研究に関する RTO AVT コースで発表された論文
- ^ ジョン・D・ジュニア・アンダーソン (2016 年 3 月 21 日)。空気力学の基礎(第 6 版)。ニューヨーク州ニューヨーク州。ISBN 978-1-259-12991-9. OCLC 927104254.
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