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遷音速流（または遷音速流）とは、物体の周囲を流れる空気が、その物体の周囲に亜音速流と超音速流の両方の領域を生成する速度で流れる現象です。 [ 1 ]正確な速度範囲は物体の臨界マッハ数に依存しますが、遷音速流は音速（ 海面で343m/s）に近い飛行速度、典型的にはマッハ0.8から1.2の間で見られます。 [ 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浮上しました。[ 2 ]パイロットは、音速の壁に近づくと、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、機体周辺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 ]耐衝撃体や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 ]
現代のジェット機のほとんどは遷音速で飛行するように設計されている。[ 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、通常は抗力による燃料コストが飛行速度を制限する。高速機では波の抗力を低減する試みが見られる。最も注目すべきは後退翼の使用である。
1940年代、ケリー・ジョンソンは航空機の圧縮性の影響を調査した最初のエンジニアの一人となった。[ 5 ]しかし、風洞にはマッハ1に近い風速を作り出して遷音速の影響をテストする能力がなかった。[ 6 ]その後まもなく、「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のディレクターであるヒュー・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・カルマンによって考案された。[ 5 ]
当初、NACAは遷音速飛行時に機体を安定させるために「ダイブフラップ」を設計した。[ 5 ]機体下面にあるこの小さなフラップは衝撃波を防ぐために機体を減速させたが、この設計は超音速で飛行する航空機の解決策を見つけるのを遅らせるだけだった。[ 5 ]研究者が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できるように、新しい風洞が設計された。[ 7 ]スロット付き壁の遷音速風洞はNASAによって設計され、研究者が遷音速気流で翼や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を可能にした。[ 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、飛行機の翼弦を変更して翼の周りの気流の速度を低下させることであり、遷音速波を防ぐ解決策の1つは後退翼でした。 [ 5 ]気流が翼に斜めに当たるため、翼の厚さと翼弦比が減少します。[ 5 ]翼型は、衝撃波を防ぎ、翼上の気流の距離を短縮するために、翼の上部がより平らになるように設計されました。[ 8 ]その後、リチャード・ウィットコムは同様の原理を使用して最初の超臨界翼型を設計しました。[ 7 ]
強力なコンピュータが登場する以前は、圧縮性流れ方程式の最も単純な形式でさえ、その非線形性のために解くのが困難でした。[ 6 ]この非線形性を回避するためによく用いられる仮定は、流れの中の擾乱が比較的小さいというものであり、これにより数学者やエンジニアは圧縮性流れ方程式を、完全に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一連の微分方程式に線形化することができます。 [ 6 ]この仮定は、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の流れよりもはるかに大きいため、遷音速の流れでは根本的に正しくありません。マッハ1に近いまたはマッハ1の流速では、ストリームチューブ（3D 流れ経路）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、したがって擾乱が伝播します。[ 9 ]空気力学者は遷音速流の初期の研究で苦労した。当時の理論では、局所マッハ数が 1 に近づくとこれらの擾乱、ひいては抗力が無限大に近づくとされていたが、これは明らかに非現実的な結果であり、既知の方法では修正できなかった。[ 6 ]
遷音速流モデルの非線形性を回避するために最初に用いられた方法の一つがホドグラフ変換である。[ 2 ]この概念は、もともと1923年にイタリアの数学者フランチェスコ・トリコミによって研究され、彼はこの変換を用いて圧縮性流方程式を簡略化し、解けることを証明した。[ 2 ]ホドグラフ変換自体は、1929年のルートヴィヒ・プラントルとOG・ティーチェンの教科書、および1937年のアドルフ・ブーゼマンによっても研究されたが、どちらもこの方法を特に遷音速流に適用したわけではない。[ 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・グーダーレイは、第二次世界大戦末期に遷音速流にホドグラフ法を適用する過程でトリコミの研究を発見した。[ 2 ]彼はトリコミが導出したものと同じ非線形薄翼圧縮性流れ方程式に注目したが、これらの方程式を使って翼上の流れを解くという彼の目標は独特の課題をもたらした。[ 2 ] [ 6 ]グーダーレイと吉原秀雄は、ブーゼマンの助言も得て、後にトリコミの方程式の特異解を用いて、薄翼理論の仮定のみで二重くさび形翼上の遷音速流の挙動を解析的に解いた。 [ 2 ] [ 6 ]
グダーリーの研究は成功したものの、依然として理論に重点が置かれており、マッハ 1 での二重くさび形翼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・ヴィンセンティは、グダーリーのマッハ 1 の研究を、マッハ 1 から完全超音速流までの遷音速範囲をカバーする数値解で補完することを目指した。[ 2 ]ヴィンセ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利用して、マッハ 1 を超える遷音速流における二重くさび形翼の抗力に関する 4 つの数値解を完成させた。[ 2 ]亜音速流とマッハ 1 流の間のギャップは、後にジュリアン・コールとレオン・トリリングによってカバーされ、1950 年代初頭までに翼の遷音速挙動が完成した。[ 2 ]
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場所に強い低圧・低温領域を形成します。温度が露点以下になると、目に見える雲が形成されます。これらの雲は航空機が飛行している間、航空機に付き添います。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、航空機の機首がまだ亜音速飛行している間に、機尾が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機尾を取り囲みます。航空機が加速を続けると、超音速膨張ファンは強まり、後流衝撃波は無限大に達するまで大きくなり、その時点で機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、その近くの流れは遷音速でなければなりません。なぜなら、衝撃波を形成するのは超音速の流れだけだからです。すべてのブラックホール降着は遷音速です。[ 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も衝撃波を持っています。
若い恒星天体やブラックホールの周囲の円盤からの流出物やジェットも、最初は亜音速で始まり、遠距離では必ず超音速になるため、遷音速となる可能性がある。超新星爆発には、超音速の流れと衝撃波が伴う。太陽風で形成されるバウショックは、恒星からの遷音速の風の直接の結果である。太陽系の太陽圏の周囲にバウショックが存在すると長い間考えられていたが、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わかった。[ 11 ]
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