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遷音速（または超音速）流とは、物体の周囲を流れる空気の速度であり、その速度によって物体の周囲に亜音速と超音速の両方の気流領域が生成されます。[1]正確な速度範囲は物体の臨界マッハ数によって異なりますが、遷音速流は音速（海面で343 m/s）に近い飛行速度、通常はマッハ0.8～1.2で見られます。[1]
遷音速（または遷音速領域）の問題は、第二次世界大戦中に初めて現れました。[2]パイロットは、音速の壁に達すると気流によって航空機が不安定になることを発見しました。[2]専門家は、衝撃波が下流で大規模な剥離を引き起こし、抗力を増加させ、機体周りの流れに非対称性と不安定性を加える可能性があることを発見しました。 [3 ]耐衝撃体と超臨界翼型を使用して遷音速飛行中の衝撃波を弱める研究が行われてきました。[3]
現代のジェットエンジン搭載航空機のほとんどは遷音速で飛行するように設計されています。[4]遷音速ではマッハ0.8あたりから抗力が急激に増加し、通常、抗力の燃料コストが対気速度を制限します。すべての高速航空機で波抗を減らす試みが見られます。最も顕著なのは後退翼の使用ですが、もう1つの一般的な形式は、ホイットコム面積則の副作用であるスズメバチ型胴体です。
遷音速は、ヘリコプターや航空機のローターブレードの先端でも発生することがあります。これにより、ローター ブレードに過酷で不均等なストレスがかかり、発生すると事故につながる可能性があります。これは、ローターのサイズとヘリコプターの前進速度を制限する要因の 1 つです (この速度がローターの前方スイープ (先頭) 側に追加され、局所的な遷音速を引き起こす可能性があるため)。
歴史
遷音速気流の発見
速度に関する航空機の飛行の問題は、1941 年の超音速時代に初めて現れました。 [5]テスト パイロットのラルフ ヴァーデンが、致命的な飛行機事故で墜落しました。[6]超音速の気流によって引き起こされた衝撃波が翼の上に発生し、飛行機が失速したため、彼は飛行機の制御を失いました。[6]ヴァーデンはマッハ 0.675 で音速をはるかに下回る速度で飛行し、飛行機の周囲にさまざまな気流が形成されるというアイデアを生み出しました。[5] 40 年代には、ケリー ジョンソンが圧縮性が飛行機に与える影響を調査した最初のエンジニアの 1 人になりました。[5]しかし、当時の風洞には、遷音速の影響をテストするためにマッハ 1 に近い風速を作り出す能力がありませんでした。[6]その後間もなく、「遷音速」という用語は「音速を超える」という意味で定義され、NACAディレクターのヒュー ドライデンとカリフォルニア工科大学のセオドア フォン カルマンによって発明されました。 [5]
航空機の変更
当初、NACA は遷音速飛行に到達したときに飛行機を安定させるために「ダイブ フラップ」を設計しました。[5]この飛行機の下側の小さなフラップは衝撃波を防ぐために飛行機を減速させましたが、この設計は超音速で飛行する航空機の解決策の発見を遅らせるだけでした。[5]新しい風洞が設計されたため、研究者はテスト パイロットの命を危険にさらすことなく、新しい翼の設計をテストすることができました。[7]スロット壁遷音速風洞は NASA によって設計され、研究者は遷音速気流で翼とさまざまな翼型をテストして、音速に最適な翼端形状を見つけることができました。[7]
第二次世界大戦後、遷音速飛行を改善するために航空機の設計に大きな変化が見られました。[6]航空機を安定させる主な方法は、飛行機の翼の弦長を変更して翼の周りの気流の速度を下げることであり、遷音速波を防ぐ1つの解決策は後退翼でした。 [5]気流は翼に斜めに当たるため、翼の厚さと弦長比が減少します。[5]翼型は、衝撃波を防ぎ、翼上の気流の距離を短くするために、上部が平らに設計されました。[8]その後、リチャード・ウィットコムが同様の原理を使用して最初の超臨界翼を設計しました。[7]
数学的分析
強力なコンピュータの出現以前は、最も単純な形式の圧縮性流れ方程式でさえ、その非線形性のために解くことが困難でした。[6]この非線形性を回避するためによく使われる仮定は、流れ内の擾乱は比較的小さいというもので、これにより数学者やエンジニアは、圧縮性流れ方程式を、亜音速または超音速の流れのどちらに対しても比較的簡単に解ける微分方程式のセットに線形化することができます。 [6]この仮定は遷音速流れの場合、物体によって引き起こされる擾乱が亜音速または超音速流れの場合よりもはるかに大きいため、根本的に当てはまりません。マッハ1に近いかマッハ1の流速では、流管（3D流路）が物体の周りで十分に収縮して擾乱を最小限に抑えることができず、そのため擾乱が伝播します。[9]遷音速流の初期の研究において、空気力学者は苦労した。当時の理論では、局所マッハ数が1に近づくにつれてこれらの擾乱、ひいては抗力が無限大に近づくとされており、これは明らかに非現実的な結果であり、既知の方法では解決できなかったからである。[6]
遷音速流モデルの非線形性を回避するために最初に使用された方法の 1 つは、ホドグラフ変換でした。[2]この概念は、もともと 1923 年にイタリアの数学者Francesco Tricomiによって研究されました。Tricomi はこの変換を使用して圧縮性流れ方程式を簡略化し、それらが解けることを証明しました。[2]ホドグラフ変換自体は、 1929 年のLudwig Prandtlと OG Tietjen の教科書と1937 年のAdolf Busemannによっても研究されましたが、どちらもこの方法を遷音速流に特に適用していませんでした。[2]
ブラウンシュヴァイクのドイツ人数学者でエンジニアのゴットフリート・グダレイは、第二次世界大戦の終わりごろ、ホドグラフ法を遷音速流に適用する過程でトリコミの研究を発見した。[2]彼は、トリコミが導き出したのと同じ、非線形の薄い翼の圧縮性流れ方程式に焦点を当てたが、これらの方程式を使用して翼上の流れを解くという彼の目標は、独特の課題を伴った。[2] [6]グダレイと吉原秀夫は、後にブゼマンからの情報も得て、トリコミ方程式の特異解を使用して、ダブルウェッジ翼上の遷音速流の挙動を解析的に解き、薄翼理論の仮定のみでこれを初めて行った。[2] [6]
グダリーの研究は成功したものの、依然として理論的な部分に焦点を当てており、マッハ 1 でのダブルウェッジ翼型の単一の解しか得られなかった。 [2] エイムズ研究所のアメリカ人エンジニア、ウォルター・ヴィンチェンティは、マッハ 1 から完全な超音速流までの遷音速範囲をカバーする数値解でグダリーのマッハ 1 の研究を補完することを目指した。[2]ヴィンチェンティと彼の助手は、ハワード・エモンズの研究とトリコミの元の方程式を参考にして、マッハ 1 を超える遷音速流でのダブルウェッジ翼型の抗力に関する 4 つの数値解を完成させた。 [2]亜音速とマッハ 1 の流れの間のギャップは、後にジュリアン・コールとレオン・トリリングの両者によってカバーされ、1950 年代初頭までに翼型の遷音速挙動が完成しました。[2]
凝結雲
遷音速では、超音速膨張ファンが航空機の周囲のさまざまな地点に強力な低圧・低温領域を形成します。温度が露点以下に下がると、目に見える雲が形成されます。これらの雲は、航空機が移動しても航空機とともに残ります。これらの雲が形成されるために、航空機全体が超音速に達する必要はありません。通常、航空機の機首が亜音速飛行状態にある間に、航空機の尾部は超音速飛行に達します。後流衝撃波で終わる超音速膨張ファンの泡が尾部を囲みます。航空機が加速し続けると、超音速膨張ファンが強くなり、後流衝撃波のサイズが大きくなって、無限大に達すると、船首衝撃波が形成されます。これがマッハ 1 であり、プラントル・グラウエルト特異点です。
天文学と天体物理学における遷音速流
天体物理学では、衝撃波（静止、伝播、振動）の証拠がある場所では、超音速の流れのみが衝撃波を形成するため、近くの流れは遷音速でなければなりません。ブラックホールの降着はすべて遷音速です。[10]このような流れの多くは、ブラックホールのすぐ近くに衝撃波を持っています。
若い恒星やブラックホールの周りの円盤からの流出やジェットも遷音速になる可能性がある。なぜなら、それらは亜音速で始まり、遠くでは必ず超音速になるからだ。超新星爆発は超音速の流れと衝撃波を伴う。太陽風で形成される弓状衝撃波は、恒星からの遷音速風の直接的な結果である。太陽系の太陽圏の周りに弓状衝撃波が存在すると長い間考えられてきたが、 2012年に発表されたIBEXデータによると、そうではないことが判明した。[11]
参照
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参考文献
- ^ ab アンダーソン、ジョン D. ジュニア (2017).空気力学の基礎 (第 6 版)。ニューヨーク州ニューヨーク州。 756–758ページ。ISBN 978-1-259-12991-9. OCLC 927104254.
{{cite book}}: CS1 メンテナンス: 場所が見つかりません 発行者 (リンク) - ^ abcdefghijkl Vincenti, Walter G.; Bloor, David (2003年8月). 「境界、偶然性、厳密さ」. Social Studies of Science . 33 (4): 469–507. doi :10.1177/0306312703334001. ISSN 0306-3127. S2CID 13011496.
- ^ ab 高橋、ティモシー（2017年12月15日）。航空機の性能とサイズ。航空機の性能の基礎。モメンタムプレス。p.107。ISBN 978-1-60650-684-4. OCLC 1162468861.
- ^ 高橋、ティモシー (2016)。航空機の性能とサイズ、第 1 巻。ニューヨーク市: モメンタム プレス エンジニアリング。pp. 10–11。ISBN 978-1-60650-683-7。
- ^ abcdefgh 「マッハ1：障壁への攻撃」。Air & Space Magazine 。 2021年3月14日閲覧。
- ^ abcdefghi Vincenti, Walter G. (1997). エンジニアリング理論の構築: 空気力学計算が「音速の壁を破る」。OCLC 1027014606 。
- ^ abc 「工学科学 からビッグサイエンスへ：NACAとNASAのコリアートロフィー研究プロジェクト受賞者。パメラ・E・マック」Isis.91 ( 2 ) : 417–418.2000–2006.doi :10.1086/384834.ISSN0021-1753 .
- ^ Hicks, Raymond M.; Vanderplaats, Garret N.; Murman, Earll M.; King, Rosa R. (1976 年 2 月 1 日)。「数値最適化による遷音速での翼断面抗力低減」。SAE技術 論文シリーズ。1 。ペンシルベニア州ウォーレンデール: SAE International。doi :10.4271 / 760477。hdl : 2060/19760009938。S2CID 118185921。
- ^ ab Ramm, Heinrich J. (1990). 遷音速流の研究のための流体力学。ニューヨーク: Oxford University Press。ISBN 1-60129-748-3. OCLC 228117297.
- ^ Chakrabarti, Sandip (1990).遷音速天体流れの理論. シンガポール: World Scientific. ISBN 981-02-0204-0。
- ^ 「NASA – IBEX が太陽系の端の失われた境界を明らかにする」、サイエンスデイリー、2012 年 5 月 10 日。