JP7103631B2

JP7103631B2 - 超音速機及びソニックブームの低減方法

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Publication number: JP7103631B2
Application number: JP2018073784A
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Inventors: 篤史上野; 達規湯原; 正史金森
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Description

本発明は、超音速旅客機などの超音速機及びそのような超音速機におけるソニックブームの低減方法に関する。

航空機が上空を超音速で飛行するとき、機体各部から発生する衝撃波が大気中を長い距離伝播するに従い統合し、地上では、２つの急激な圧力変動を引き起こすＮ型の圧力波形として観測され、人には瞬間的な爆音として聞こえる。これが一般に「ソニックブーム」と呼ばれているものである。西暦２００３年に退役したコンコルドは、ソニックブームにより地上を超音速で飛行することができず、海上のみに制限されていたため、ソニックブームは将来の超音速旅客機実現のための大きな技術課題になっている。

機体形状設計によりソニックブームを低減する技術は従来からある。非特許文献１は航空機の設計条件（機体長、機体重量、飛行マッハ数、飛行高度、等）に対してソニックブームを低減するための機体等価断面積分布（機体の断面積と揚力と等価な断面積の合計）を算出する技術であり、非特許文献２及び非特許文献３では非特許文献１の技術を用いて具体的な機体形状の設計を行っている。また、特許文献１で提唱されたソニックブーム低減機体形状コンセプトは実験機に適用され飛行実証されている。

特許第５０５７３７４号公報

Christine M. Darden：Sonic－Boom Minimization With Nose－Bluntness Relaxation, NASA TP－1348, 1979. Todd E. Magee, Peter A. Wilcox, Spencer R. Fugal, and Kurt E. Acheson, Eric E. Adamson, Alicia L. Bidwell， Stephen G. Shaw： System－Level Experimental Validations for Supersonic Commercial Transport Aircraft Entering Service in the 2018－2020 Time Period Phase Ｉ Final Report, NASA／CR－2013－217797, 2013. John Morgenstern, Nicole Norstrud, Jack Sokhey. Steve Martens, and Juan J. Alonso: Advanced Concept Studies for Supersonic Commercial Transports Entering Service in the 2018 to 2020 Period Phase ＩFinal Report, NASA／CR－2013―217820,2013.

特許文献１、非特許文献１～３は、いずれも機体形状設計によりソニックブームを低減する技術を開示しているが、実機に適用するには、エンジン排気がソニックブームに与える影響も考慮する必要がある。

以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、エンジン排気によるソニックブームを低減することができる超音速機及びソニックブームの低減方法を提供することにある。

上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る超音速機は、機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルと、前記エンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気を挟むように前記機体に配置され、前記エンジン排気の前記機体下方への回り込みを抑制する一対の遮蔽板とを具備する。
本発明によれば、一対の遮蔽板によりエンジン排気の機体下方への回り込みが抑制され、エンジン排気によるソニックブームを低減することができる。

本発明の一形態に係る超音速機では、エンジンナセルより後方に配置された水平尾翼を有し、前記一対の遮蔽板は、前記水平尾翼に配置されている。
各前記一対の遮蔽板は、前記機体の外側に傾斜してもよい。
これにより、遮蔽板による圧力遮蔽を効果的に行い、ソニックブームを低減することができる。

各前記一対の遮蔽板が傾斜する角度は、マルチポール法における３次ポールを指標として定められてもよい。
これにより、遮蔽板による圧力遮蔽を効果的に行い、ソニックブームを低減することができる。
各前記一対の遮蔽板は、前記機体の内側にキャンバを有してもよい。
一対の遮蔽板は負圧を抑えるだけでなく、積極的に正圧を作り出すことでソニックブームを低減しているが、遮蔽板の内側にキャンバを有することでこの正圧を強めることができ、遮蔽板によるソニックブーム低減の効果を高めることができる。

前記一対の遮蔽板は、前記一対の遮蔽板の対向間隔が前記機体の前方から後方に行くに従い広くなってもよい。
この構成の一対の遮蔽板により正圧を高めることができ、遮蔽板によるソニックブーム低減の効果を高めることができる。

本発明の一形態に係る超音速機は、前記エンジンナセルより後方に設けられた後胴揚力面を有し、前記一対の遮蔽板は、前記後胴揚力面に配置され、Ｖ尾翼としての機能を有する。
各前記一対の遮蔽板は、前記一対の遮蔽板を設けたことでソニックブームを低減できる位置から逆マッハ円錐を描き、前記逆マッハ円錐に基づく位置に配置されてもよい。
これにより、最も効果の高い位置でソニックブームを低減することができる。

本発明の一形態に係るソニックブームの低減方法は、機体の胴体にエンジンナセルが取り付けられた超音速機のソニックブームを低減する方法であって、前記エンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気を挟むように一対の遮蔽板を前記機体に配置し、前記一対の遮蔽板により前記エンジン排気の前記機体下方への回り込みを抑制する。

前記一対の遮蔽板を配置したことで圧力を上昇させたい位置から逆マッハ円錐を描き、前記逆マッハ円錐に基づいた位置に前記一対の遮蔽板を配置してもよい。典型的には、前記一対の遮蔽板を配置したことで圧力を上昇させたい位置であって、機体の中心を垂直に横切る対称面内にある第１の位置と、前記一対の遮蔽板を配置したことで圧力を上昇させたい位置であって、前記第１の位置から前記機体の胴体周りの周方向の第１及び第２の方向に所定の角度ずらした第２の位置及び第３の位置を設定し、前記第１～３の位置からそれぞれ第１～３の逆マッハ円錐を描き、前記第１の逆マッハ円錐と前記第２の逆マッハ円錐が交差する放物線上の点に前記一対の遮蔽板のうち前記第２の方向側にある遮蔽板の後端を位置させ、前記第１の逆マッハ円錐と前記第３の逆マッハ円錐が交差する放物線上の点に前記一対の遮蔽板のうち前記第１の方向側にある遮蔽板の後端を位置させてもよい。

各前記一対の遮蔽板が前記機体の外側に傾斜する角度をマルチポール法における３次ポールを指標として定めてもよい。典型的には、前記一対の遮蔽板がある場合の前記機体の直下におけるマルチポール法による圧力分布の修正量と前記一対の遮蔽板がない場合の前記機体の直下におけるマルチポール法による圧力分布の修正量との差分、又は前記一対の遮蔽板がある場合の三次ポール分布と前記一対の遮蔽板がない場合の三次ポール分布との差分を指標として各前記一対の遮蔽板が前記機体の外側に傾斜する角度を定めてもよい。

本発明により、エンジン排気によるソニックブームを低減することができる。

本発明の一実施形態に係る超音速機の外観を示す平面図である。図１に示した超音速機の外観を示す側面図である。図１に示した超音速機の外観を示す正面図である。本発明の一実施形態を説明する上で必要な座標軸の定義を示す図である。本発明の一実施形態を説明する上で必要な周方向の角度の定義を示す図である。本発明の一実施形態を説明する上で必要な周方向に所定角度ずらした位置の定義を示す図である。本発明の一実施形態に係るフィンの位置を逆マッハ円錐によって定める際の逆マッハ円錐の始点を決めるため、Φ＝０度における座標軸上での圧力波形を示すグラフである。本発明の一実施形態に係るフィンの位置を逆マッハ円錐によって定める際の逆マッハ円錐の始点を決めるため、Φ＝３０度における座標軸上での圧力波形を示すグラフである。本発明の一実施形態に係るフィンの位置を逆マッハ円錐によって定める際に各位置から逆マッハ円錐を描いた状態を示す図である。本発明の一実施形態に係るフィンの角度の定義を示す図である。マルチポール法におけるポール次数と相関係数との関係を示すグラフである。本発明の一実施形態に係るマルチポール法による圧力分布の修正量のフィン有りとフィンなしの差分の波形（波形Ａ）及び三次ポール分布のフィン有りとフィンなしの差分の波形（波形Ｂ）の例を示すグラフである。本発明の一実施形態に係るフィンの側面図である。図１３におけるＡ－Ａ断面の形状を示す図である。本発明の一実施形態に係るフィンの効果を確認するためのフィンがある場合及びない場合の機体直下近傍の圧力分布を示すグラフである。本発明の一実施形態に係るフィンの効果を確認するためのフィンがある場合及びない場合の機体直下地上のソニックブーム波形を示すグラフである。本発明の一実施形態に係るＸ軸の所定位置におけるＸ軸と直交する断面の圧力係数の分布を示す図である。図１７の比較例としてフィンがない場合のＸ軸の所定位置におけるＸ軸と直交する断面の圧力係数の分布を示す図である。本発明の一実施形態に係る対称面の圧力係数の分布を示す図である。図１９の比較例としてフィンがない場合の対称面の圧力係数の分布を示す図である。本発明の他の実施形態に係る超音速機の外観を示す平面図である。図２１に示した超音速機の外観を示す側面図である。図２１に示した超音速機の外観を示す正面図である。

以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。

＜第１の実施形態＞
（超音速機の構成）
図１は本発明の一実施形態に係る超音速機の外観を示す平面図、図２はその側面図、図３はその正面図である。
図１～図３に示すようにこの実施形態に係る超音速機は、機体１０の胴体１１に取り付けられた一対のエンジンナセル１２Ｒ、１２Ｌと、エンジンナセル１２Ｒ、１２Ｌに収容されたジェットエンジン（図示を省略）から噴出されるエンジン排気１５の機体１０下方への回り込みを抑制する一対の遮蔽板としてのフィン１３Ｒ、１３Ｌと、エンジンナセル１２Ｒ、１２Ｌより後方に配置された一対の水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌとを有する。

フィン１３Ｒ、１３Ｌは、エンジン排気１５を挟むように機体１０のうち典型的には水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌにそれぞれ配置される。
より詳細には、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌ及び一対の水平尾翼１４Ｒ、１４Ｌは、それぞれ、機体１０の機軸を垂直に横切る対称面１６に対して面対称に配置され、フィン１３Ｒは、水平尾翼１４Ｒ上に取り付けられ、フィン１３Ｌは、水平尾翼１４Ｌ上に取り付けられる。

図４は、この実施形態を説明する上で必要な座標軸の定義を示す図である。
この実施形態においては、胴体１１の長さを１としている。座標軸Ｘの原点（Ｘ＝０）は、ノーズ先端１８から発生するマッハ線１７と機体より下方にｒだけ離れたＸ軸との交点、つまりノーズ先端１８からの距離＝β×ｒだけ後方にずれた位置とした。
ここで、設計効率を考慮してｒ＝０．３とした。ｒの値が大きいほど解析時間が増加し、効率的な設計ができなくなるからである。
また、Ｍａｃｈ数は、超音速機の巡航速度で、１．６とした。
β×ｒは、
β×ｒ＝ｓｑｒｔ（Ｍａｃｈ^２－１）×ｒ＝ｓｑｒｔ（１．６^２－１）×０．３＝０．３７５
となる。

（フィン位置の設定）
この実施形態では、フィン１３Ｒ、１３Ｌの位置は逆マッハ円錐に基づき定めている。
図５は、この実施形態を説明する上で必要な周方向の角度の定義を示す図である。また、図６は、この実施形態を説明する上で必要な周方向に所定角度ずらした点の定義を示す図である。
この実施形態においては、図５に示すように、機体１０の機軸を垂直に横切る対称面１６の下側を周方向の角度Φ＝０度として（この面を対称面１６Ａとする。）、ここから胴体周りの周方向のうち機体１の正面から見て反時計周り正、時計周りを負とする。Φ＝３０度とは、図５に示すように、機体１の正面から見て反時計周りに３０°回転した面１６Ｂである。図６に示すように、後述する点ＡはΦ＝０度の対称面１６Ａに含まれ、点ＢはΦ＝３０度の面１６Ｂに含まれ、点Ｂ'はΦ＝－３０度の面１６Ｂ'に含まれる。

まず、ソニックブーム低減の観点から圧力を上昇させる近傍場位置を定める。
ここで、この実施形態に係るフィンの位置を逆マッハ円錐によって定める際の逆マッハ円錐の始点を決めるため、対称面１６ＡにおけるＸ座標軸上での圧力波形を図７のグラフ、対称面１６を３０度回転させた面１６ＢにおけるＸ座標軸上での圧力波形を図８のグラフに示す。図７及び図８において、波形７０ｄはフィンがある場合、波形７０ｅはフィンがない場合を示している。図７及び図８において、Ｙ軸のｐは一様流静圧であり、ｄｐは一様流静圧からの差分である。

図７の波形７０ｄ、７０ｅから対称面１６Ａで圧力を上昇させるＡ点、図８の波形７０ｄ、７０ｅからΦ＝３０度の面１６Ｂで圧力を上昇させるＢ点を決める（ステップ１）。

次に、図９に示すように、点Ａ及び点Ｂの２点からそれぞれ逆マッハ円錐２０Ａ、２０Ｂを描き、これらが交差する放物線上の点をフィン１３Ｌの翼端後縁の位置として、フィン１３Ｌの位置を設定する（ステップ２）。

そして、ステップ２で設定したフィン１３Ｌの位置が排気ジェット遮蔽に好ましい位置かの観点を加え、つまり必要に応じて前記放物線上の点、もしくは、Ａ点及びＢ点を修正して上記のステップ１及びステップ２を繰り返す（ステップ３）。

排気ジェット遮蔽に好ましい位置かの観点とは、例えば逆マッハ円錐から得られた位置が排気ジェットのはるか上方となった場合には遮蔽としての意味がない等から判断する。

（フィン傾斜角の設定）
図１０はこの実施形態に係るフィンの角度の定義を示す図である。
この実施形態では、図１０に示すように、一対のフィン１３Ｒ、１３Ｌは、それぞれ、機体の外側に傾斜している。この傾斜角度をフィンの角度とする。このようにフィン１３Ｒ、１３Ｌを適切に傾斜させることで、ソニックブームを低減することができる。

図４に示したように、Ｘ軸は機体１から胴体長から０．３倍離れた位置となっている。この位置が機体１から離れるにつれて圧力波形は変化する（後述する図１９や図２０を参照）。変化の要因の一つとして、膨張波が機体１０の周方向に伝播することで、３次元的に周方向に圧力が変化することが挙げられる。ここで、Ｘ軸上の圧力分布を基準波形とする。

地上におけるソニックブームの波形を計算する際に（後述の図１６を参照）、この基準波形を使うと、Ｘ軸の位置から地上に伝播する中で上記の３次元的な周方向の圧力伝播が考慮されない。そこで、この実施形態では、この問題を解決するため、マルチポール（ｍｕｌｔｉｐｏｌｅ）法を採用する。

ここで、３次元的な周方向の圧力伝播を考慮して基準波形を修正した仮想的な圧力波形を用いる。この仮想的な圧力波形をマルチポール波形とする。基準波形の修正は、より具体的には、機体を等価なマルチポール分布に置き換え、ポール次数毎に与えられる周方向圧力伝播の強度減衰を反映して、周方向圧力伝播による圧力波形の変形を仮想的に基準波形に付加することである。

そして、マルチポール波形－基準波形を修正量とする。
この修正量（＝マルチポール波形－基準波形）が大きいと、３次元的な周方向の圧力伝播の影響が大きいことになる。

この実施形態では、エンジン排気１５が作り出す圧力波の３次元的な周方向の圧力伝播をフィン１３Ｒ、１３Ｌによって小さくするものであるので、フィン傾斜角の設定はこの修正量を指標とする。

図１１は、上記の修正量に関するフィンが有る場合とない場合の差分と、マルチポール法におけるポールの分布に関するフィンが有る場合とない場合の差分との相関に関する、ポール次数と相関係数との関係を示すグラフである。この図から分かるように、３次ポールの相関係数が大きい。すなわち、３次ポールがフィン１３Ｒ、１３Ｌによる圧力遮蔽を最もよく表現できる。従って、３次ポール分布を指標としてフィン傾斜角を設定することが効果的といえる。この３次ポール分布は、より具体的には、流れ場の上下非対称性の強さを表す指標である。この３次ポールの指標をマルチポールの相関とする。
上記の修正量のフィン有りとフィンなしの差分の波形（波形Ａ）及びマルチポールの相関のフィン有りとフィンなしの差分の波形（波形Ｂ）の例を図１２のグラフに示す。

ここで、波形Ａから修正量の差分の０．９５～１の間の山は、フィン有りの場合はこの位置における修正量がフィンなしの場合よりも大きいことを示している。フィンがないとエンジン排気が作り出す膨張波が３次元的に周方向に回り込むため、修正量が負となる。フィンが有るとこの回り込みが抑制されるため、負側の修正量が小さくなることで山ができることになる。この膨張波の回り込みの抑制がソニックブーム低減化に効いているので、この山が高くなるようにフィン傾斜角を設定すればよい。

また、修正量の差分の波形Ａとマルチポールの相関の差分の波形Ｂとを比較すると、これらの波形は横軸の０．９５～１の間で山が有るという点で相関がある。従って、上記と同様に、マルチポールの相関の差分の波形における０.９５～１の山を高くするようにフィン傾斜角を設定してもソニックブーム低減化を実現できる。

本発明においては、修正量を指標としてフィン傾斜角を設定してもよく、マルチポールの相関を指標してフィン傾斜角を設定してもよく、更に修正量及びマルチポールの相関の両方を指標としてフィン傾斜角を設定してもよい。

（フィンのキャンバなどの設定）
図１３はフィン１３Ｒの側面図であり、図１４は図１３に示したフィン１３ＲのＡ－Ａ断面図である。なお、フィン１３Ｌは、対称面１６に対してフィン１３Ｒと面対称となっている。
図１４に示すように、フィン１３Ｒ、１３Ｌは、ぞれぞれ、機体１０の内側に向かうキャンバ２１を有する。

ここで、フィン１３Ｒ、１３Ｌの翼端後縁から延びるマッハ円錐と対称面１６との交線は、圧力分布とほぼ一致する。また、フィン１３Ｒ、１３Ｌは負圧を抑えるだけでなく、積極的に正圧を作り出す。キャンバ２１はこの正圧を強める。従って、フィン１３Ｒ、１３Ｌは、キャンバ２１を有することで、機体の内側に向かってより強い衝撃波が形成され、これにより対称面１６における弓型衝撃波が強まり、ソニックブームをより低減することができる。
また、図１に示すように、フィン１３Ｒとフィン１３Ｌとの対向間隔Ｃは、機体１０の前方から後方に行くに従い広くなっている。フィン１３Ｒ、１３Ｌをこのように構成することで、キャンバと同様に強い弓形衝撃波が形成され、ソニックブームをより低減することができる。

なお、フィン１３Ｒ、１３Ｌのフィン形状や対向間隔Ｃは、上述したフィン傾斜角の設定と同様に、マルチポール（ｍｕｌｔｉｐｏｌｅ）法を用いて設定することで、ソニックブーム低減の効果を高めることができる。

（フィンの効果）
この実施形態に係る超音速機は、フィン１３Ｒ、１３Ｌを有することで、エンジン排気１５がソニックブームに及ぼす影響を低減することができる。
ここで、図１５は、フィン１３Ｒ、１３Ｌがある場合（７０ｄ）及びない場合（７０ｅ）の機体直下近傍場の圧力波形を示すグラフである。図１６は、フィン１３Ｒ、１３Ｌがある場合（７０ｄ）及びない場合（７０ｅ）の機体直下地上のソニックブーム波形を示すグラフである。

計算条件は、
高度：１４．４ｋｍ
マッハ数：１．６
迎角：２．７６度
１００％推力
とした。

図１５及び図１６から、いずれの場合もフィン１３Ｒ、１３Ｌを有する方が、圧力が上がっている。これから、フィン１３Ｒ、１３Ｌを有することで、エンジン排気１５のソニックブームに及ぼす影響を低減していることが分かる。

図１７及び図１８はＸ軸の所定位置（フィンの位置付近）におけるＸ軸と直交する断面の圧力係数の分布を示しており、図１７はフィン１３Ｒ、１３Ｌを有する場合、図１８はフィンがない場合である。
図１７の矢印Ｄの領域をみて、それに対応する図１８の領域と比較すると、図１７に示すフィン１３Ｒ、１３Ｌを有する場合の方が圧力係数が高く、膨張波の回り込みを抑えていることが分かる。

また、図１９及び図２０は対称面１６の圧力係数の分布を示しており、図１９はフィン１３Ｒ、１３Ｌを有する場合、図２０はフィンがない場合である。
図１９と図２０とを比較すると、フィン１３Ｒ、１３Ｌを有する場合の方か、弓形衝撃波が強く、圧力が上昇していることが分かる。これは、対称面１６においてもフィン１３Ｒ、１３Ｌによる膨張波回り込みの抑制効果が確認できることを意味する。

以上の観点から、フィン１３Ｒ、１３Ｌを有することで、エンジン排気１５のソニックブームに及ぼす影響を低減していることが分かる。

＜第２の実施形態＞
本発明は、上記の実施形態で示した構成の超音速機だけでなく、様々形態の超音速機に提供可能である。
図２１は第２の実施形態に係る超音速機の外観を示す平面図、図２２はその側面図、図２３はその正面図である。
図２１～図２３に示すようにこの実施形態に係る超音速機は、機体１１０の胴体１１１に取り付けられた一対のエンジンナセル１１２Ｒ、１１２Ｌと、エンジンナセル１１２Ｒ、１１２Ｌの後方に配置された一対の遮蔽板１１３Ｒ、１１３Ｌとを有する。

一対の遮蔽板１１３Ｒ、１１３Ｌは、エンジンナセル１１２Ｒ、１１２Ｌより後方に設けられた後胴揚力面１１４に機体外側に傾斜するように取り付けられている。
一対の遮蔽板１１３Ｒ、１１３Ｌは、エンジンナセル１１２Ｒ、１１２Ｌに収容されたジェットエンジン（図示を省略）から噴出されるエンジン排気１５の胴体１１１への回り込みを抑制すると共に、Ｖ尾翼としての機能を有する。

この実施形態に係る超音速機も、第１の実施形態で説明したとおり、一対の遮蔽板１１３Ｒ、１１３Ｌを有することで、ソニックブームを低減することができる。

＜その他＞
本発明は、上記の実施形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲において様々に変形して或いは応用して実施することが可能である。そのような実施の範囲も本発明の技術的範囲の属する。

１：機体
１０：機体
１１：胴体
１２Ｌ：エンジンナセル
１２Ｒ：エンジンナセル
１３Ｌ：フィン
１３Ｒ：フィン
１４Ｌ：水平尾翼
１４Ｒ：水平尾翼
１５：エンジン排気
１６：対称面
１６Ａ：対称面
１６Ｂ：面
１６Ｂ' ：面
２０Ａ：逆マッハ円錐
２０Ｂ：逆マッハ円錐
２０Ｂ' ：逆マッハ円錐
２１：キャンバ
１１０：機体
１１１：胴体
１１２Ｌ：エンジンナセル
１１２Ｒ：エンジンナセル
１１３Ｌ：遮蔽板
１１３Ｒ：遮蔽板
１１４：後胴揚力面
Ｃ：対向間隔
Φ ：角度

Claims

機体の胴体に取り付けられたエンジンナセルと、
前記エンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気を挟むように前記機体に配置され、前記エンジン排気の前記機体下方への回り込みを抑制する一対の遮蔽板と
を具備し、
前記一対の遮蔽板の翼端後縁は、前記一対の遮蔽板を配置したことで圧力が上昇する位置を始点として描かれる逆マッハ円錐上に配置される
超音速機。
請求項１に記載の超音速機であって、
前記エンジンナセルより後方に配置された水平尾翼を有し、
前記一対の遮蔽板は、前記水平尾翼に配置されている
超音速機。
請求項１又は２に記載の超音速機であって、
各前記一対の遮蔽板は、前記機体の外側に傾斜する、
超音速機。
請求項３に記載の超音速機であって、
各前記一対の遮蔽板が傾斜する角度は、マルチポール法における３次ポールを指標として定められている
超音速機。
請求項１乃至４のうちいずれか一項に記載の超音速機であって、
各前記一対の遮蔽板は、前記機体の内側にキャンバを有する
超音速機。
請求項１乃至５のうちいずれか一項に記載の超音速機であって、
前記一対の遮蔽板は、前記一対の遮蔽板の対向間隔が前記機体の前方から後方に行くに従い広くなる
超音速機。
請求項１に記載の超音速機であって、
前記エンジンナセルより後方に設けられた後胴揚力面を有し、
前記一対の遮蔽板は、前記後胴揚力面に配置され、Ｖ尾翼としての機能を有する
超音速機。
機体の胴体にエンジンナセルが取り付けられ、前記エンジンナセルに収容されたジェットエンジンから噴出されるエンジン排気を挟むように一対の遮蔽板が前記機体に配置された超音速機のソニックブームを低減する方法であって、
前記一対の遮蔽板を配置したことで圧力を上昇させたい位置から逆マッハ円錐を描き、
前記逆マッハ円錐に基づいた位置に前記一対の遮蔽板を配置することで、
前記一対の遮蔽板により前記エンジン排気の前記機体下方への回り込みを抑制する
ソニックブームの低減方法。
請求項８に記載のソニックブームの低減方法であって、
前記一対の遮蔽板を配置したことで圧力を上昇させたい位置であって、機体の中心を垂直に横切る対称面内にある第１の位置と、前記一対の遮蔽板を配置したことで圧力を上昇させたい位置であって、前記第１の位置から前記機体の胴体周りの周方向の第１及び第２の方向に所定の角度ずらした第２の位置及び第３の位置を設定し、
前記第１～３の位置からそれぞれ第１～３の逆マッハ円錐を描き、
前記第１の逆マッハ円錐と前記第２の逆マッハ円錐が交差する放物線上の点に前記一対の遮蔽板のうち前記第２の方向側にある遮蔽板の後端を位置させ、
前記第１の逆マッハ円錐と前記第３の逆マッハ円錐が交差する放物線上の点に前記一対の遮蔽板のうち前記第１の方向側にある遮蔽板の後端を位置させる
ソニックブームの低減方法。
請求項８又は９に記載のソニックブームの低減方法であって、
各前記一対の遮蔽板が前記機体の外側に傾斜する角度をマルチポール法における３次ポールを指標として定める
ソニックブームの低減方法。
請求項１０に記載のソニックブームの低減方法であって、
前記一対の遮蔽板がある場合の前記機体の直下におけるマルチポール法による圧力分布の修正量と前記一対の遮蔽板がない場合の前記機体の直下におけるマルチポール法による圧力分布の修正量との差分、又は前記一対の遮蔽板がある場合の三次ポール分布と前記一対の遮蔽板がない場合の三次ポール分布との差分を指標として各前記一対の遮蔽板が前記機体の外側に傾斜する角度を定める
ソニックブームの低減方法。