抗力発散マッハ数

抗力発散マッハ数（臨界マッハ数と混同しないでください）は、マッハ数が増加し続けるにつれて、翼または機体の空気抵抗が急激に増加し始めるマッハ数です。[ 1 ]この増加により、^抗力係数が低速時の値の10倍以上に上昇する可能性があります。

抗力発散マッハ数は通常0.6より大きいため、遷音速効果です。抗力発散マッハ数は通常、臨界マッハ数に近く、常に臨界マッハ数よりも大きくなります。一般的に、抗力係数はマッハ1.0でピークに達し、マッハ1.2程度を超えて 超音速領域に移行した後、再び減少し始めます。

抗力の大幅な増加は、翼の上面に衝撃波が形成されることによって引き起こされ、これにより翼後部で流れの剥離や逆圧力勾配が生じる可能性があります。この影響により、超音速で飛行することを目的とした航空機には大きな推力が必要になります。遷音速および超音速航空機の開発初期には、マッハ 1.0 付近の抗力領域で余分な加速を得るために、急降下がよく使用されました。この急激な抗力の増加により、音速の壁は破られないという誤った考えが広まりました。これは、近い将来、この壁を克服できる推進力や制御能力を持つ航空機技術は存在しないと思われたためです。実際、高速での抗力を計算する一般的な解析的方法の 1 つであるプラントル・グラウエルトの法則では、マッハ 1.0 では抗力が無限大になると予測されています。

音速の壁を突破しようとする試みから生まれた重要な技術革新として、ホイットコム面積則と超臨界翼型が挙げられます。超臨界翼型は、抗力発散マッハ数を可能な限り高くするように特別に設計されており、航空機は亜音速から遷音速の低速域において比較的低い抗力で飛行することができます。これらに加え、数値流体力学などの他の技術革新により、現代の航空機設計において抗力増加係数を2～3倍に低減することが可能になりました。^[2]

与えられたプロペラ翼型の抗力発散マッハ数Mdd_は、コーンの関係式で近似できる。^[3]

${\displaystyle M_{\text{dd}}+{\frac {1}{10}}c_{l,{\text{デザイン}}}+{\frac {t}{c}}=K,}$

どこ

${\displaystyle M_{\text{dd}}}$ 抗力発散マッハ数、

${\displaystyle c_{l,{\text{デザイン}}}}$ 翼の特定の断面の揚力係数である。

tは特定の断面における翼厚であり、

cは与えられたセクションにおける弦の長さであり、

${\displaystyle K}$ CFD解析によって確立された係数です。

従来の翼型（6シリーズ）の場合、K = 0.87、 ^[4]

超臨界翼の場合、 K = 0.95。

参照

• 棺の角
• 臨界マッハ数
• 防音壁
• 音速
• 超臨界翼
• 波抵抗

注記

1. アンダーソン、ジョン・D. (2001). 『空気力学の基礎』マグロウヒル. pp. 613. ISBN 9780072373356。
2. アンダーソン、ジョン・D. (2001). 『空気力学の基礎』マグロウヒル. pp. 615. ISBN 9780072373356。
3. Boppe, CW、「空力設計のための CFD 抗力予測」、計算流体力学からの抗力予測と分析の技術ステータスレビュー: 最新技術、AGARD AR 256、1989 年 6 月、8-1 ～ 8-27 ページ。
4. Mason, WH「遷音速空気力学について」51ページ。