波抵抗

航空学では、波抗力は衝撃波の存在により、航空機の翼や胴体、プロペラブレードの先端、遷音速および超音速で移動する発射体にかかる空気抵抗の要素です。^[1]波抗力は粘性効果とは無関係であり、^{[2]航空機が}臨界マッハ数まで速度を上げると、突然の劇的な抗力の増加として現れる傾向があります。波抗力が突然劇的に増加するため、音速の壁の概念が生まれました。

造波抵抗は、圧縮性の影響による圧力抵抗の要素です。^[3]これは、物体の周囲に衝撃波が形成されることによって発生します。衝撃波はかなりの抵抗を生み出し、物体に極端な抵抗をもたらす可能性があります。衝撃波は通常、超音速の流れに関連付けられますが、亜音速の航空機速度でも、局所的な気流が超音速まで加速する物体の領域に形成される可能性があります。この影響は、通常、遷音速（マッハ約0.8 ）の航空機で見られますが、その航空機の臨界マッハを超える速度であれば、どの速度でも問題に気付く可能性があります。この問題は非常に顕著であるため、1947年以前は、航空機のエンジンでは増大した抵抗を克服するのに十分なパワーがない、または力が大きすぎて航空機が飛行中に分解する危険があると考えられていました。これが音速の壁の概念につながりました。

1947 年、波抵抗の研究により、理論上可能な限り波抵抗を減らす完璧な形状が開発されました。胴体の場合、その結果得られた形状はシアーズ ハック体で、これは任意の内部容積に対して完璧な断面形状を示唆しています。フォン カルマン オジーブは、ミサイルのように先端が鈍い物体の同様の形状です。どちらも先端が尖った細長い形状に基づいていますが、主な違いはオジーブが片方の端だけが尖っていることです。

第二次世界大戦中および直後に開発された数々の新技術により、波の抵抗の大きさが劇的に減少し、1950 年代初頭までに最新の戦闘機は超音速に到達できるようになりました。

これらの技術は、航空機設計者によってすぐに利用されました。造波抵抗の問題に対する一般的な解決策の 1 つは、後退翼を使用することです。これは、実際には第二次世界大戦前に開発され、ドイツの戦時中の設計の一部に使用されていました。翼を後退させることで、気流の方向に薄く長く見えるため、従来の涙滴型翼の形状がフォン・カルマンのオジーヴに近づきますが、曲率と厚さが重要となる低速時には依然として有用です。

極端に薄い翼を作れる場合は、翼を後退させる必要はありません。この解決策は、音速で飛行した最初の有人航空機であるベル X-1をはじめ、多くの設計で使用されました。この方法の欠点は、翼が非常に薄いため、燃料や着陸装置の保管に使用できなくなることです。このような翼はミサイルでは非常に一般的ですが、その分野では「フィン」と呼ばれることがよくあります。

胴体の形状も同様に、ホイットコム面積則の導入によって変更された。ホイットコムは遷音速抗力に対する機体形状のさまざまな試験に取り組んでいたが、 1952年にアドルフ・ブゼマンのプレゼンテーションを見て、シアーズ・ハック体の形状は胴体だけでなく航空機全体に適用する必要があることに気付いた。つまり、胴体は翼と接合する部分で狭くして、航空機全体の断面がシアーズ・ハック体の形状と一致するようにする必要があった。

面積ルールの適用は、一部のジェット旅客機を含む遷音速航空機での耐衝撃体の使用にも見られます。翼の後縁に沿ったポッドである耐衝撃体は、他の遷音速航空機の狭い胴体設計と同じ役割を果たします。

波抵抗を減らすための他の試みも、長年にわたっていくつか導入されてきました。超臨界翼型は、通常の翼型と同様に適度な低速揚力をもたらしますが、形状はフォン・カルマンのオジーブにかなり近いものです。現代の民間航空機はすべて、超臨界翼型を使用しており、翼の上面にかなりの超音速流を発生させます。

${\displaystyle Cd_{w}=4\cdot {\frac {\alpha ^{2}}{\sqrt {(M^{2}-1)}}}}$^[4]

${\displaystyle Cd_{w}=4\cdot {\frac {\alpha ^{2}+(t/c)^{2}}{\sqrt {(M^{2}-1)}}}}$^[4]

どこ：

${\displaystyle Cd_{w}}$- 波抵抗による抗力係数

α - 迎え角

${\displaystyle {\frac {t}{c}}}$- 厚さと弦の比率

M - 自由流マッハ数

これらの式は、低い迎え角（α < 5°）に適用可能です。