ウェイブライダー

ウェイブライダーの設計コンセプトは、ベルファストのクイーンズ大学のテレンス・ノンワイラーによって最初に開発され、1951年に再突入機として初めて印刷物で説明されました。^{[ 3 ]} これは、再突入時の熱を放出するための十分な表面積を提供する低翼面荷重のデルタ翼プラットフォームで構成されていました。当時、ノンワイラーは、翼を横切るスパン方向の流れのために正確ではないことに気付いた、航空機の周囲の気流の非常に単純化された2Dモデルを使用せざるを得ませんでした。しかし、彼はまた、スパン方向の流れは航空機によって発生する衝撃波によって停止し、翼を意図的に衝撃波に近づけるように配置すれば、スパン方向の流れが翼の下に閉じ込められ、圧力が上昇し、それによって揚力が増加することに気づきました。

1950年代、イギリスはブルーストリークミサイルを中心とした宇宙開発計画を開始し、いずれは有人宇宙船も開発する予定だった。アームストロング・ホイットワース社は再突入機の開発を請け負い、アメリカの宇宙開発計画とは異なり、弾道カプセルではなく翼のある機体を採用することにした。1957年から1959年にかけて、ノンワイラーに彼の構想をさらに発展させるよう依頼した。この作業により、下面が平らで翼が短いピラミッド型の機体が開発された。熱は翼を通して上面の冷たい表面に伝導され、そこで翼上面の乱流に放出された。1960年、ブルーストリークミサイルは実用化される前に時代遅れになると考えられたため、開発作業は中止された。その後、開発作業は王立航空研究所（RAE）に移り、高速（マッハ4～7）民間旅客機の研究プログラムとして継続された。^{[ 4 ]}

この技術は、ノースアメリカン・アビエーション社のエンジニアたちが、XB-70爆撃機の開発につながる初期設計研究中に発見したものです。彼らは、従来の「古典的な」デルタ翼を再設計し、機体前部から発生する衝撃波コーンを使用するのではなく、機械的に衝撃波を捕捉するために、翼端を垂れ下がる形状を採用しました。この機構には、他にも2つの有益な効果がありました。1つは、機体後部の水平揚力面を減らすことで、高速飛行時に発生する機首下げトリムを相殺するのに役立ったこと、もう1つは、垂直揚力面を増やすことで、高速飛行時に低下する方向安定性を向上させたことです。

ノンワイラーの当初の設計では、航空機が発生させる衝撃波を利用して翼幅方向の流れを制御し、翼フェンスと同様に翼の下に閉じ込められる空気の量を増やすことを目的としていました。これらの概念に取り組む中で、彼は翼を、前縁から発生する衝撃波が機体の下に水平なシートを形成するように形状付けできることに気づきました。この場合、気流は水平方向、つまり翼幅方向だけでなく、垂直方向にも閉じ込められます。衝撃波の上にある空気が逃げられる唯一の場所は、胴体の端にあるシートの後端です。空気はこのシートと胴体の間に閉じ込められるため、彼が最初に開発したより基本的な方法よりもはるかに多くの空気が閉じ込められます。さらに、衝撃波面が機体から離れた位置に保持されるため、衝撃による加熱は翼の前縁に限定され、胴体にかかる熱負荷が軽減されます。

1962年、ノンワイラーはグラスゴー大学に移り、空気力学および流体力学の教授となった。同年、彼の論文「正確な衝撃波理論に適した形状のデルタ翼」が王立航空協会誌に掲載され、同協会の金メダルを受賞した。このモデルを使用して生成された機体は、中央で分割され、両側が下方に折り畳まれたデルタ翼のように見える。後方から見ると逆V字、または「キャレット」^のように見え、このようなデザインは「キャレット翼」として知られている。2、3年後、RAEでの旅客機開発により、90分でオーストラリアに到達できる見込みが立ったため、この概念は一時的に世間の注目を集めた。新聞記事により、スコットランドのテレビに出演することになった。

ホーカー・シドレーは、 1960年代後半に、3段式月ロケット設計の一環として、キャレット翼ウェイブライダーを検討した。第1段は拡張ブルースチールをベースに、第2段はウェイブライダー、第3段は原子力推進の有人ステージとして構築された。この研究は1971年に一般化され、2段式の再利用可能な宇宙船が開発された。全長121フィート（37メートル）の第1段は、古典的なウェイブライダーとして設計され、発射場への帰還には空気吸入推進が用いられた。上段はリフティングボディとして設計され、8000ポンド（3.6トン）のペイロードを低地球軌道に運ぶ予定だった。  

ノンワイラーの研究は、3D 物体周辺の実際の衝撃波パターンを理解し予測することが困難であったため、平面 2D 衝撃波の研究に基づいていた。極超音速流の研究が進むにつれて、研究者たちはさまざまな衝撃波形状を使用するウェーブライダー設計を研究できるようになり、最も単純なのは円錐によって生成される円錐衝撃波である。これらの場合、ウェーブライダーは丸みを帯びた衝撃波を平らなシートではなく翼に付着させるように設計されており、これにより表面下に閉じ込められる空気の量が増加し、揚力が増加する。^{[ 5 ]}

キャレット翼とは異なり、コーンフロー設計では翼が滑らかに湾曲しており、中央部ではほぼ水平から、衝撃波に接する部分では大きく垂れ下がっています。キャレット翼と同様に、衝撃波を翼の前縁に適切に付着させるためには、特定の速度で動作するように設計する必要がありますが、キャレット翼とは異なり、設計速度に応じて機体全体の形状を大きく変化させることができ、衝撃波に付着するために翼端が上向きに湾曲している場合もあります。

円錐形セクションのさらなる開発、キャノピーと胴体部分の追加により、「接触円錐形ウェイブライダー」が誕生しました。これは、機体のさまざまな箇所で複数の円錐形の衝撃波を発生させ、それらを融合させて単一の形状の衝撃波を生成します。圧縮面流れのより広い範囲への拡張により、体積^{[ 5 ]}、上面形状、エンジン統合、圧力中心位置を制御したウェイブライダーの設計が可能になりました。性能向上と設計外解析は1970年まで続けられました。^{[ 6 ] [ 7 ]}

この期間中、少なくとも1機のウェイブライダーがウーメラロケット射場で、空中発射型ブルースティールミサイルの先端に搭載されて試験され、また多数の機体がNASAエイムズ研究センターの風洞で試験された。しかし、1970年代に入ると極超音速に関する研究のほとんどが途絶え、ウェイブライダーもそれに伴って姿を消した。

超音速飛行と極超音速飛行の多くの違いの一つは、境界層と機首から発生する衝撃波との相互作用に関するものです。通常、境界層は翼上の気流の流線に比べて非常に薄く、他の空力効果とは切り離して考えることができます。しかし、速度が上昇し、衝撃波が機体の側面に近づくにつれて、両者が相互作用し始め、流れ場が非常に複雑になる点があります。その点よりもずっと前から、境界層は衝撃波と胴体の間に閉じ込められた空気、つまりウェイブライダーの揚力に利用されている空気と相互作用し始めます。

これらの相互作用の影響を計算することは、1980年代に有用な計算流体力学が導入されるまで、空気力学の能力を超えていました。1981年、オクラホマ大学のモーリス・ラスムッセンは、これらの技術を用いた新しい3D下面形状に関する論文を発表し、ウェイブライダーの復興のきっかけを作りました。これらの形状は、優れた揚力性能と低い抗力を実現しています。それ以来、より複雑なソフトウェアに基づいて、ますます複雑な円錐状衝撃波を用いた、円錐由来のウェイブライダーのファミリー全体が設計されてきました。この研究は最終的に、1989年にメリーランド大学で開催された第1回国際極超音速ウェイブライダー会議へとつながりました。

これらの最新形状である「粘性最適化ウェーブライダー」は、ノーズにおける衝撃波の角度が、例えばマッハ6の設計で約14度という臨界角度を超えている限り、円錐形のデザインに似ています。衝撃波の角度は、ノーズを特定の半径の湾曲したプレートに広げることで制御でき、半径を小さくすると衝撃波のコーン角度が小さくなります。機体設計は、まず特定の角度を選択し、次にその角度を捉える機体形状を開発し、その後、異なる角度に対してこのプロセスを繰り返すことから始まります。任意の速度に対して、単一の形状が最良の結果を生み出します。

北京にある中国航天空気動力学研究院（CAAA）の科学者によって開発された、ウェイブライダーおよび極超音速（マッハ5～10）機体用の表面材料が2023年に試験された。^{[ 11 ]}

RTX Corporationが開発した代替案は、米国空軍の契約番号FA8650-20-C-7001 ^{[ 12 ]に基づいて米国空軍の支援を受けて開発された発汗膜を使用しています。}