4.11.1 亜音速対超音速流 #

亜音速の空気力学では、揚力の理論は、物体に発生する力と、それが浸漬される移動ガス (空気) に基づいています。 約 260 ノットの速度では、空気は、一定の高度では圧力が変化している間はほぼ一定のままであるという点で、非圧縮性と見なすことができます。 この仮定の下で、空気は水と同じように作用し、流体として分類されます。 亜音速の空気力学理論は、粘度の影響 (流体の一部が別の部分に対して動くのを防ぐ傾向がある) は無視できると仮定し、空気を理想流体として分類し、次のような理想流体の空気力学の原理に従います。 連続性、ベルヌーイの原理、循環。

実際には、空気は圧縮可能で粘性があります。 これらの特性の影響は低速では無視できますが、特に速度が上がるにつれて圧縮性の影響がますます重要になります。 音の速度に近づく速度では、圧縮性 (および程度は低い) が最も重要です。 これらの速度範囲では、圧縮性が航空機の周囲の空気密度の変化を引き起こします。

飛行中、翼は上面を通る空気の流れを加速することによって揚力を発生します。 この加速空気は、航空機自体が亜音速を飛ばしている場合でも、音速に達する可能性があります。 極端な AoA では、航空機によっては、翼の上面を越える空気の速度が航空機の速度の 2 倍になることがあります。 したがって、航空機に超音速と亜音速の両方の気流を同時に持たせることは完全に可能です。 航空機のある場所 (翼の最大キャンバーの領域など) で音速が音速に達すると、さらに加速すると、衝撃波の形成、抗力の増加、バフェッティング、安定性、および制御の難しさなどの圧縮性効果が始まります。 亜音速の原理は、この点を超えるすべての速度で無効です。 [図 4-56]

4.11.2 速度範囲 #

音速は温度によって変化します。 15 °C の標準温度条件下では、海面での音速は 661 ノットです。 気温が –55 °C の 40,000 フィートでは、音速が 574 ノットにまで下がります。 高速飛行および/または高高度飛行では、速度の測定値は、同じ大気条件での航空機の真の対気速度と、航空機の真の対気速度の比率である「マッハ数」で表されます。 音速で移動する航空機は、マッハ 1.0 で移動しています。 航空機の速度はおおよそ次のように定義されます。 Transonic – 0.75 から 1.20 までの mach 数。 超音速 – 1.20 から 5.00 までのマッハ数。 極超音速 – 5.00 を超えるマッハ数。

トランソニック レンジと超音速範囲での飛行は軍用機でよく見られますが、民間ジェット機は通常、マッハ 0.7 から 0.90 の巡航速度範囲で動作します。

航空機のあらゆる部分にかかる空気の流れが最初に (ただし、それを超えない) マッハ 1.0 に到達する (ただし、それを超えない) 航空機の速度は、「クリティカル マッハ数」または「マッハ クリティカル」と呼ばれます。 したがって、重要なマッハ数は、亜音速飛行と超音速飛行の境界であり、翼と翼の設計に大きく依存します。 Transonic Flight の重要なポイントはクリティカル マッハ数です。 航空機で衝撃波が発生すると、気流が分離し、ビュッフェや航空機の制御が困難になる可能性があります。 衝撃波、ビュッフェ、気流の分離は、クリティカル マッハ数より上に発生します。 ジェット機は、通常、重要マッハ数またはその近くで巡航するときに最も効率的です。 クリティカル マッハ数よりも 5 ～ 10% の速度で、圧縮性効果が始まります。 ドラッグが急激に上昇し始めます。 「ドラッグ ライズ」に関連するのは、ビュッフェ、トリム、安定性の変化、およびコントロール サーフェスの有効性の低下です。 これが「ドラッグダイバージェンス」のポイントです。 [図 4-57]

VMO/MMO は、最大動作制限速度として定義されます。 VMO はノット キャリブレーションされた対気速度 (KCAS) で表され、MMO はマッハ数で表されます。 VMO 制限は通常、低高度での操作に関連付けられており、構造荷重やフラッターを処理します。 MMO の制限は、より高い高度での操作に関連しており、通常、圧縮性の影響とフラッターに関心があります。 より低い高度では、構造荷重とフラッターが懸念されます。 高度が高いと、圧縮性効果とフラッターが懸念されます。

これらの速度を順守すると、動圧またはフラッターによる構造的な問題、圧縮性の影響による航空機制御応答の低下 (例: マッハ タック、エルロンの逆転、またはバズ)、衝撃波による分離気流により、揚力や振動、およびビュッフェの損失が防止されます。 これらの現象のいずれかで、パイロットが航空機を適切に制御できなくなる可能性があります。

たとえば、初期の民間ジェット機の VMO 制限は 306 kcas で、最大 FL 310 (標準日) でした。 この高度 (FL 310) では、0.82 の MMO はほぼ 306 kcas に等しかった。 この高度を超えると、0.82 の MMO は常に 306 KCAS 未満の KCAS に等しく、最初に MMO 制限に達しない限り VMO 制限に到達できなかったため、動作限界になりました。 たとえば、FL 380 では、0.82 の MMO は 261 kcas に等しくなります。

4.11.3 マッハ数と対気速度 #

対気速度がマッハ数によってどのように変化するかを理解することが重要です。 例として、ジェット輸送機の失速速度が高度の上昇に伴ってどのように変化するかを考えてみましょう。 高度の増加により、対応する空気密度と外気温の低下が生じます。 このジェット輸送がクリーンな構成 (ギアとフラップアップ) にあり、重量が 550,000 ポンドであるとします。 航空機は、海面で約 152 kcas で失速する可能性があります。 これは、(標準日では) 152 kTa の真の速度と 0.23 のマッハ数に等しくなります。 FL 380 では、航空機は約 152 kcas で失速しますが、実際の速度は約 287 kTa で、マッハ数は 0.50 です。

ストーリング速度は私たちの目的では同じままですが、マッハ数と TA の両方が増加しました。 高度が上がるにつれて、空気密度が低下します。 これには、同じ KCA または KIAS のピトー管によって同じ圧力を感知するために、真の対気速度がより速く必要です (私たちの目的のために、KCA と KIA は互いに比較的近くにあります)。 FL 380 で 287 kTa で翼が経験する動的圧力は、152 kTa の海面と同じです。 ただし、より高いマッハ数で飛行しています。

もう 1 つの考慮すべき要素は、音速です。 気体の温度が下がると、音の速度が低下します。 このように、機体は外気温が下がるにつれて高度を上げていくと、音の速度が低下します。 海面では音速は約 661 kcas ですが、FL 380 では 574 kcas です。 このように、当社のジェット輸送機の場合、失速速度 (KTA での) は海面で 152 から FL 380 で 287 に達しました。 0.23 (152 KTA を 661 KTA で割ったもの) から 0.50 (287 KTA を 574 KTA で割った値) まで。 その間ずっと、ストールの KCA は 152 で一定のままです。これは、航空機が高度の増加に伴って一定の KCAS にある場合に何が起こるかを表していますが、パイロットが上昇中にマッハを一定に保つとどうなるでしょうか? 通常のジェット飛行では、上昇は 250 キア (またはそれ以上) で 10,000 フィートまで上がり、その後、指定された対気速度 (DC10 の場合は約 330 など) で、高さの高度に到達するまで上昇します。 その後、パイロットが一定のマッハ数で登って高度を巡航する「20 年代半ば」。

説明の目的で、パイロットが海面から FL 380 まで 0.82 の MMO で上昇すると仮定します。KCAS は 543 から 261 に移動します。 以前の議論から、機体が上昇するにつれて温度の低下とともに音速が低下していることを思い出してください。 マッハ数は、飛行条件での真の対気速度と音速の比です。 これの重要性は、一定のマッハ数が上昇すると、KCA (および KTA または KIA も同様) が低下することです。 航空機がこの一定の MMO で十分に高く上昇し、KIA、KCA、KTA が減少すると、失速速度に近づき始めます。 ある時点で、マッハ数での航空機の失速速度は航空機の MMO と等しく、パイロットは速度を上げたり (失速せずに) 速度を上げたり (航空機の最大操作速度を超えずに) スピードアップしたりすることはできませんでした。 これは「コフィン コーナー」と呼ばれています。

4.11.4 境界層 #

気流の粘性は、表面の局所速度を低下させ、皮膚の摩擦の原因となります。 この章の前半で説明したように、翼の表面上の空気の層が減速または粘度によって停止されるのは、境界層です。 境界層の流れには、層流と乱流の 2 種類があります。

4.11.5 層流境界層の流れ #

層流境界層は非常に滑らかな流れであり、乱流境界層には渦巻きまたは「渦」が含まれています。 層流は、乱流よりも皮膚の摩擦抵抗が少なくなりますが、安定性は低くなります。 翼面上の境界層の流れは、滑らかな層流として始まります。 流れが前縁から戻るにつれて、層流境界層の厚さが増します。

4.11.6 乱流境界層の流れ #

前縁から少し離れると、滑らかな層流が崩壊し、乱流に移行します。 ドラッグの観点からは、層流から乱流への流れを翼のできるだけ後方に移動させるか、境界層の層状部分内に翼の表面を大量に持つことをお勧めします。 ただし、低エネルギーの層流は、乱流層よりも急激に分解する傾向があります。

4.11.7 境界層の分離 #

粘性流に関連するもう 1 つの現象は、分離です。 気流が翼から離れたときに分離が発生します。 自然の進行は、層流境界層から乱流境界層、そして気流分離に至ります。 気流の分離は高い抗力を生み出し、最終的には揚力を破壊します。 境界層の分離点は、AOA が増加するにつれて翼上で前方に移動します。 [図 4-58]

渦発生器は、超音速飛行で遭遇する衝撃波による境界層の分離を遅らせたり防止したりするために使用されます。 それらは、気流に対して AOA 12° ～ 15° AOA に配置された小さな低アスペクト比エアフォイルです。 通常、翼に沿って数インチ間隔で、渦発生器は、境界の気流と表面のすぐ上の高エネルギー気流を混合する渦を作成します。 これにより、より高い表面速度が生成され、境界層のエネルギーが増加します。 したがって、気流の分離を生み出すには、より強い衝撃波が必要です。

4.11.8 衝撃波 #

飛行機が亜音速で飛行すると、前方の空気は、音速で飛行機の前に伝わる圧力変化によって飛行機が来ることを「警告」します。 この警告により、飛行機が到着する前に空気が脇に移動し始め、簡単に通過できるようになります。 飛行機の速度が音速に達すると、飛行機は圧力波に追いついているため、圧力変化によって前方の空気に警告できなくなります。 むしろ、空気粒子が飛行機の前に積み上げられ、それに対応する空気圧と密度の増加に伴い、飛行機の真正面での流速が急激に低下します。

飛行機の速度が音速を超えて増加すると、前方の圧縮空気の圧力と密度が増加し、圧縮領域が飛行機の前方に伸びます。 気流のある時点で、空気粒子は完全に邪魔されず、飛行機の接近についての事前の警告はありませんでした。次の瞬間、同じ空気粒子が温度、圧力、密度、速度の急激な変化を余儀なくされます。 邪魔されていない空気と圧縮空気の領域との間の境界は、衝撃波または「圧縮」波と呼ばれます。 この同じタイプの波は、超音速の気流が方向を変えることなくサブソニックに減速するたびに形成されます。たとえば、気流が翼のキャンバー部分を超音波速度まで加速し、最大キャンバーの領域を通過するときに亜音速まで減速する場合などです。 衝撃波は、超音速範囲と亜音速範囲の間の境界として形成されます。

衝撃波が気流に垂直に形成されるときはいつでも、それは「通常の」衝撃波と呼ばれ、波のすぐ後ろの流れは亜音速です。 通常の衝撃波を通過する超音速気流は、次のような変化を経験します。

• 気流は亜音速に遅くなります。
• 衝撃波のすぐ後ろの気流は方向を変えません。
• 波の背後の気流の静圧と密度が大幅に増加します。
• 気流のエネルギー (全圧 – ダイナミック プラス スタティック) が大幅に減少します。

衝撃波の形成は抗力の増加を引き起こします。 衝撃波の主な影響の 1 つは、波のすぐ後ろに高圧領域が形成されることです。 高圧領域の不安定性、および気流の速度エネルギーの一部が波を流れるときに熱に変換されるという事実は、抗力増加の一因となりますが、気流の分離による抗力ははるかに大きくなります。 衝撃波が強い場合、境界層は気流の分離に耐えるのに十分な運動エネルギーを持っていない可能性があります。 衝撃波の形成と気流の分離により、遷音速領域で発生した抗力は「波の抗力」として知られています。 速度がクリティカル マッハ数を約 10% 超えると、波の抗力が急激に増加します。 この点を超えて、翼の形状と攻撃角度によって境界層が再付着する可能性のある超音速範囲に飛行速度を上げるには、推力 (パワー) を大幅に増加させる必要があります。

通常の衝撃波が翼の上面に形成され、超音速の流れの領域と下面に通常の衝撃波が形成されます。 飛行速度が音速に近づくと、超音速の領域が拡大し、衝撃波が後縁に近づきます。 [図 4-59]

「ドラッグ ライズ」に関連付けられているのは、ビュッフェ (マッハ ビュッフェと呼ばれる)、トリムと安定性の変更、およびコントロールの減少です。

力の有効性。 気流の分離によるリフトの損失は、ダウンウォッシュの損失と、翼の中心圧力の位置の変化をもたらします。 気流の分離により、翼の後ろに乱流が発生し、テール サーフェスがビュッフェ (振動) になります。 水平テールによって提供されるノーズアップおよびノーズダウンのピッチ制御は、翼の後ろのダウンウォッシュに依存します。 このように、ダウンウォッシュが増加すると、テール サーフェスが見ているアタックの角度が効果的に増加するため、水平テールのピッチ制御効果が低下します。 ウィング CP の動きは、翼のピッチング モーメントに影響を与えます。 CP が後方に移動すると、「マッハ タック」または「タック アンダー」と呼ばれるダイビング モーメントが生成され、前進するとノーズアップ モーメントが生成されます。 これが、多くのタービン動力航空機で T テール構成が開発された主な理由であり、翼の乱流から実用的な限り水平方向のスタビライザーを配置します。

4.11.9 スイープバック #

遷音速飛行の困難のほとんどは、衝撃波による流れの分離に関連しています。 したがって、衝撃による分離を遅らせたり緩和したりする手段は、空気力学的性能を向上させます。 1 つの方法は、ウィング スイープバックです。 スイープバック理論は、圧力の分布と衝撃波の形成に影響を与えるのは、翼の前縁に垂直な気流の成分のみであるという概念に基づいています。 [図 4-60]

まっすぐな翼の航空機では、気流が翼の前縁に 90° で衝突し、その完全な衝撃により圧力と揚力が生じます。 スイープバックのある翼は、90° 未満の角度で同じ気流によって打たれます。 スイープ ウィングのこの気流は、翼が実際よりもゆっくりと飛んでいると信じ込ませる効果があります。 したがって、衝撃波の形成は遅れます。 ウィング スイープの利点には、クリティカル マッハ数の増加、力の発散マッハ数、ドラッグがピークを上げるマッハ数が含まれます。 つまり、スイープは圧縮性効果の開始を遅らせます。

抗力係数の急激な変化をもたらすマッハ数は、「力の発散」マッハ数と呼ばれ、ほとんどのエアフォイルでは、通常、クリティカル マッハ数を 5 ～ 10 パーセント上回っています。 この速度では、衝撃波の形成によって引き起こされる気流の分離により、抗力、揚力、またはピッチングのモーメント係数に大きな変化が生じる可能性があります。 圧縮性効果の開始の遅れに加えて、スイープバックは、抗力、揚力、またはモーメント係数の変化の大きさを減らします。 つまり、スイープバックを使用すると、力の発散が「和らげられる」のです。

スイープした翼の欠点は、翼の根ではなく、翼端で失速する傾向があることです。 [図 4-61] これは、境界層が先端に向かってスパン方向に流れ、前縁付近で分離する傾向があるためです。 スイープ ウィングの先端は翼の後部 (CL の後ろ) にあるため、ウィングチップ ストールは CL を翼上で前方に移動させ、鼻をさらに上昇させます。 翼のスイープとテーパーを組み合わせると、チップ ストールの傾向が最も大きくなります。

失速状況は、T テール構成によって悪化する可能性があります。これにより、テール コントロール サーフェス ビュッフェの形でストール前の警告がほとんどまたはまったく表示されません。 [図 4-62] T テールは、翼が失速し始めた後でも、翼の後流より上にある T テールは有効なままであり、パイロットがうっかりして翼をより大きな AOA でより深いストールに追いやることができます。 水平尾翼面が翼の後流に埋もれてしまうと、エレベーターがすべての有効性を失い、ピッチ姿勢を下げてストールを壊すことができなくなります。 ストール前およびストール直後の体制では、スイープ ウィング航空機の揚力/引きずりの性質 (特に低速での抗力の大幅な増加) により、ピッチ姿勢を変化させずに飛行経路がますます下降し、AOA がさらに増加する可能性があります。 このような状況では、信頼できる AOA 情報がなければ、対気速度が上昇するノーズダウン ピッチの姿勢は、回復が行われたことを保証するものではなく、この段階でのアップエレベーターの動きは、航空機を失速させたままにする可能性があります。

極端な機首の高い姿勢で立ち往生し、回復を困難または暴力的にするのは、T テール機の特徴です。 スティックプッシャーは、このタイプのストールを禁止します。 ストール速度が約 1 ノット上で、事前にプログラムされたスティックの力がスティックを前方に動かし、ストールが発生するのを防ぎます。 スティックプッシャーによって生成されたピッチダウンが航空機に過度の負荷を加えるのを防ぐために、G リミッターをシステムに組み込むこともできます。 一方、「スティック シェーカー」は、対気速度が失速速度より 5 ～ 7% 高い場合、失速警告を表示します。

4.11.10 マッハ ビュッフェの境界 #

マッハ ビュッフェは、必ずしも航空機の速度ではなく、翼を超える気流の速度の関数です。 対気速度が速すぎる場合でも、MMO の近くの AOA が高すぎる場合でも、航空機が強すぎる場合はいつでも、「高速」ビュッフェが発生します。 「低速マッハ ビュッフェ」として知られる、はるかに低速でビュッフェを体験できる場合もあります。

速度が遅すぎて速度が遅すぎて高度な AOA が必要な航空機は、低速マッハ ビュッフェを引き起こす可能性が最も高い状況です。 この非常に高い AOA は、高速ビュッフェの場合と同じように、衝撃波とビュッフェの同じ効果が発生するまで、翼の上面での気流速度を増加させる効果があります。 翼の AOA は、航空機の高速または低速の境界でマッハ ビュッフェを誘発するのに最大の影響を与えます。 AOA を増加させる条件、翼上の気流の速度、およびマッハ ビュッフェの可能性は次のとおりです。

• 高度が高い — 航空機が高く飛ぶほど、空気が薄くなり、水平飛行を維持するために必要なリフトを生成するために必要な AOA が大きくなります。
• 重い重量 — 航空機が重いほど、翼に必要なリフトが大きくなり、他のすべてのものが同じになるほど、AOA は大きくなります。
• G 荷重 – 航空機の G 負荷が増加すると、航空機の重量が増加する場合と同じ効果があります。 G 力の増加がターン、大まかな制御の使用、または乱流によって引き起こされるかどうかにかかわらず、翼の AOA を増加させる効果は同じです。

4.11.11 高速飛行制御 #

高速航空機では、飛行制御は一次飛行制御と二次飛行制御と補助飛行制御に分けられます。 主な飛行制御は、機体をピッチ、ロール、ヨークの周りで操縦します。 エルロン、エレベーター、ラダーが含まれます。 2 次または補助飛行制御には、タブ、前縁フラップ、後縁フラップ、スポイラー、およびスラットが含まれます。

スポイラーは翼の上面に使用され、リフトを損なったり減らしたりします。 高速の航空機は、すっきりとした低抗力設計のため、スポイラーをスピード ブレーキとして使用して速度を落とします。 スポイラーは、タッチダウン直後に延長され、リフトをダンプするため、航空機の重量を翼からホイールに移し、ブレーキ性能を向上させます。 [図 4-63]

ジェット輸送機には小さなエルロンがあります。 フラップにはできるだけ翼の後縁が必要なため、エルロンのスペースは限られています。 また、従来のサイズのエルロンは、高速で翼のねじれを引き起こす可能性があります。 そのため、スポイラーはエルロンと連携してロール コントロールを追加するために使用されます。

一部のジェット輸送機には、2 組のエルロン、船外機の低速エルロン、および 1 組の高速船内エルロンが搭載されています。 離陸後にフラップが完全に収縮すると、船外機は自動的にフェアリング位置でロックアウトされます。

ロール コントロールに使用すると、上向きのエルロン側のスポイラーが伸びて、その側のリフトが減少し、翼が落下します。 スポイラーがスピード ブレーキとして延長されている場合でも、ロール コントロールに使用できます。 差動タイプの場合、それらはさらに一方に伸び、もう一方の側で後退します。 それらが非差動型の場合、それらはさらに一方の側に伸びますが、もう一方の側では後退しません。 スピード ブレーキとして完全に伸ばすと、非ディファレンシャル スポイラーは延長されたままになり、エルロンを補うことはありません。

スムーズな失速と気流の分離のないより高い AoA を得るために、翼の前縁は、より高い AoA で気流が付着できるように丸みを帯びたほぼ鈍い形状にする必要があります。 この形状では、気流の分離は後縁から始まり、AOA が増加するにつれて徐々に前進します。

高速飛行に必要な先の尖った前縁は突然失速し、気流が翼の前縁の周りの鋭い曲線をたどることができないため、後縁フラップの使用を制限します。 気流は、中程度の AOA で上面から突然引き裂かれる傾向があります。 後縁フラップを利用して CL-MAX を増やすには、翼は気流分離なしでより高い AOA に移動する必要があります。 したがって、前縁スロット、スラット、およびフラップを使用して、離陸、登り、着陸時の低速特性を改善します。 これらのデバイスは、後縁フラップほど強力ではありませんが、高揚力のトレーリング エッジ フラップと組み合わせてフル スパンで使用すると効果的です。 これらの高度な高揚力装置の助けを借りて、気流の分離が遅れ、CL-MAX が大幅に増加します。 実際、失速速度が 50 ノット減少することは珍しくありません。

大型ジェット輸送機の運用要件には、大きなピッチ トリムの変更が必要です。 いくつかの要件があります。

• 広い CG 範囲
• 広い速度範囲
• エレベーターの残量を制限せずに、翼の前縁と後縁の高揚力装置による大きなトリム変更を実行する機能
• トリム ドラッグを最小限に抑えます

これらの要件は、可変入射水平安定器を使用することによって満たされます。 固定テール航空機の大きなトリム変更には、大きなエレベーターのたわみが必要です。 これらの大きなたわみでは、エレベーターの動きは同じ方向にほとんど残りません。 可変の入射水平スタビライザーは、トリムの変更を取り出すように設計されています。 スタビライザーはエレベーターよりも大きく、その結果、角度を大きくする必要はありません。 これにより、エレベーターがテール プレーンを流動にして、上下の全範囲の動きを残します。 可変入射水平安定器は、

エレベーターが残りを処理するように、ピッチ制御要求の大部分を処理するように設定してください。 可変入射水平スタビライザーを装備した航空機では、エレベーターは固定式航空機よりも小さくなり、単独での効果が低くなります。 他の飛行制御と比較して、可変入射水平安定装置はその効果において非常に強力です。

ジェット輸送機のサイズと高速のため、制御面を動かすために必要な力は、パイロットの強度を超える可能性があります。 その結果、制御面は油圧または電力ユニットによって作動します。 フライト デッキでコントロールを動かすと、必要な制御角度が通知され、パワー ユニットは実際のコントロール サーフェスを配置します。 電源装置が完全に故障した場合は、コントロール タブを手動で制御することで、制御面の動きを行うことができます。 コントロール タブを動かすと、コントロール サーフェスを動かす空気力学的なバランスが崩れます。