JPH07149299A - 大気圏再突入航空機 - Google Patents
大気圏再突入航空機Info
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- JPH07149299A JPH07149299A JP29842793A JP29842793A JPH07149299A JP H07149299 A JPH07149299 A JP H07149299A JP 29842793 A JP29842793 A JP 29842793A JP 29842793 A JP29842793 A JP 29842793A JP H07149299 A JPH07149299 A JP H07149299A
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- aircraft
- fuselage
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- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 大気圏再突入航空機において、胴体ノーズ部
に設けられた低速飛行用空力デバイスをアブレーション
材で覆うことにより、再突入時には空力加熱の軽減を図
り、低速飛行時にはアブレーション材の昇華後露出した
上記デバイスを用いて、良好な飛行特性を得る。 【構成】 低速飛行用空力デバイスとして胴体１ノーズ
部上に複数の胴体ノーズ部突起８を取り付ける。機体構
造材６及び胴体ノーズ部突起８を覆うようにアブレーシ
ョン材３を再突入時の減少厚さ分だけコーティングす
る。 【効果】 アブレーション材の効果により再突入時の空
力加熱量が軽減でき、かつ低速飛行時においても、胴体
ノーズ部突起８を低速飛行用空力デバイスとして機能さ
せることができる。
に設けられた低速飛行用空力デバイスをアブレーション
材で覆うことにより、再突入時には空力加熱の軽減を図
り、低速飛行時にはアブレーション材の昇華後露出した
上記デバイスを用いて、良好な飛行特性を得る。 【構成】 低速飛行用空力デバイスとして胴体１ノーズ
部上に複数の胴体ノーズ部突起８を取り付ける。機体構
造材６及び胴体ノーズ部突起８を覆うようにアブレーシ
ョン材３を再突入時の減少厚さ分だけコーティングす
る。 【効果】 アブレーション材の効果により再突入時の空
力加熱量が軽減でき、かつ低速飛行時においても、胴体
ノーズ部突起８を低速飛行用空力デバイスとして機能さ
せることができる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、アブレーション材を
用いて空力加熱防御を行なう大気圏再突入航空機の低速
飛行特性の向上に関するものである。
用いて空力加熱防御を行なう大気圏再突入航空機の低速
飛行特性の向上に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図５は、従来の大気圏再突入航空機の概
略図であり、図５（ａ）は全体図、図５（ｂ）は断面Ａ
−Ａにおける断面図である。図中１は胴体、２は主翼、
３はアブレーション材、４は衝撃波、５はアブレーショ
ン材の昇華によって生じた熱分解ガスである。このよう
な航空機が大気圏再突入時に音速を越えて高速で飛行す
ると、物体の前方に強い衝撃波４が発生し、急激に空気
が圧縮され、空気の運動エネルギが熱エネルギに変換さ
れ空気は加熱される。この現象を空力加熱と呼んでい
る。
略図であり、図５（ａ）は全体図、図５（ｂ）は断面Ａ
−Ａにおける断面図である。図中１は胴体、２は主翼、
３はアブレーション材、４は衝撃波、５はアブレーショ
ン材の昇華によって生じた熱分解ガスである。このよう
な航空機が大気圏再突入時に音速を越えて高速で飛行す
ると、物体の前方に強い衝撃波４が発生し、急激に空気
が圧縮され、空気の運動エネルギが熱エネルギに変換さ
れ空気は加熱される。この現象を空力加熱と呼んでい
る。
【０００３】空力加熱は、特に高速で飛行する大気圏再
突入時において重要な課題となる。空気の運動エネルギ
が熱エネルギに変換された後、物体の周りの空気の薄い
層即ち境界層の中に流入し、境界層内の空気の温度が上
昇する。空力加熱による空気の温度上昇は以下の式で与
えられる。
突入時において重要な課題となる。空気の運動エネルギ
が熱エネルギに変換された後、物体の周りの空気の薄い
層即ち境界層の中に流入し、境界層内の空気の温度が上
昇する。空力加熱による空気の温度上昇は以下の式で与
えられる。
【０００４】
【数１】
【０００５】ここで、γは空気の比熱比であり通常１．
４を用いる。Ｍ∞は大気圏再突入時の飛行速度、Ｔ∞は
空気の絶対温度である。例えば、気温０℃の空気中を大
気圏再突入航空機が音速の１０倍、即ちＭ∞＝１０で飛
行する時、大気圏再突入航空機の淀み点での空気の温度
は２０００℃以上になる。この様に、非常に高温に加熱
された空気から機体の周りに形成された境界層に熱が流
入し、境界層の温度を上昇させ、さらに、物体表面に熱
が侵入し、機体の温度が上昇する。この時、境界層から
物体に流入する熱量は、物体における熱伝達率及び、境
界層外縁と物体表面の温度差に比例する。これを式で表
すと、以下のようになる。
４を用いる。Ｍ∞は大気圏再突入時の飛行速度、Ｔ∞は
空気の絶対温度である。例えば、気温０℃の空気中を大
気圏再突入航空機が音速の１０倍、即ちＭ∞＝１０で飛
行する時、大気圏再突入航空機の淀み点での空気の温度
は２０００℃以上になる。この様に、非常に高温に加熱
された空気から機体の周りに形成された境界層に熱が流
入し、境界層の温度を上昇させ、さらに、物体表面に熱
が侵入し、機体の温度が上昇する。この時、境界層から
物体に流入する熱量は、物体における熱伝達率及び、境
界層外縁と物体表面の温度差に比例する。これを式で表
すと、以下のようになる。
【０００６】
【数２】
【０００７】ここで、Ｑは流入する熱量、Ｈは熱伝達
率、（Ｔ2 −Ｔ1 ）は境界層外縁と物体表面の温度差で
ある。
率、（Ｔ2 −Ｔ1 ）は境界層外縁と物体表面の温度差で
ある。
【０００８】アブレーション材を機体表面にコーティン
グすることは、前述した空力加熱を軽減する方法の一つ
である。図６は、この方法の原理図であり、図中６は機
体構造材である。アブレーション材がコーティングされ
た機体が空力加熱を受けると、アブレーション材が昇華
し始め、熱分解ガス５を発生する。昇華反応の際、大量
の昇華熱を周囲の空気から吸収するため、空力加熱は軽
減される。この際、アブレーション材は熱分解されて質
量を失い、その結果、アブレーション材の厚さは減少し
ていく。この厚さの減少速度は表面温度の関数であり、
これを式で表すと、以下のようになる。
グすることは、前述した空力加熱を軽減する方法の一つ
である。図６は、この方法の原理図であり、図中６は機
体構造材である。アブレーション材がコーティングされ
た機体が空力加熱を受けると、アブレーション材が昇華
し始め、熱分解ガス５を発生する。昇華反応の際、大量
の昇華熱を周囲の空気から吸収するため、空力加熱は軽
減される。この際、アブレーション材は熱分解されて質
量を失い、その結果、アブレーション材の厚さは減少し
ていく。この厚さの減少速度は表面温度の関数であり、
これを式で表すと、以下のようになる。
【０００９】
【数３】
【００１０】ここで、ｖはアブレーション材厚さの減少
速度、ＴW は表面温度、ＴC は昇華反応が起こる最低温
度である。
速度、ＴW は表面温度、ＴC は昇華反応が起こる最低温
度である。
【００１１】図７は、大気圏再突入航空機の機体表面温
度の履歴図の例である。図において、横軸は飛行時刻
ｔ、縦軸は表面温度ＴW を表す。時刻ｔ0 は再突入開始
時刻、時刻ｔ1 は再突入終了時刻、ＴW はその間におけ
る表面温度の平均値を表す。この場合、再突入時におけ
るアブレーション材厚さの減少量Δｙを式で表すと、以
下のようになる。
度の履歴図の例である。図において、横軸は飛行時刻
ｔ、縦軸は表面温度ＴW を表す。時刻ｔ0 は再突入開始
時刻、時刻ｔ1 は再突入終了時刻、ＴW はその間におけ
る表面温度の平均値を表す。この場合、再突入時におけ
るアブレーション材厚さの減少量Δｙを式で表すと、以
下のようになる。
【００１２】
【数４】
【００１３】このように、アブレーション材をコーティ
ングすることにより空力加熱量を軽減することが可能で
あるが、空力加熱量は物体の曲率半径の平方根に反比例
するため、大気圏再突入航空機のような厳しい空力加熱
に晒される航空機では、有害な空力加熱を避けるため、
機体表面はなるべく突起物を持たない滑らかな形状であ
ることが不可欠である。
ングすることにより空力加熱量を軽減することが可能で
あるが、空力加熱量は物体の曲率半径の平方根に反比例
するため、大気圏再突入航空機のような厳しい空力加熱
に晒される航空機では、有害な空力加熱を避けるため、
機体表面はなるべく突起物を持たない滑らかな形状であ
ることが不可欠である。
【００１４】一方、このような航空機が再突入を終了し
た後に安全に着陸するためには、低速時において、通常
の航空機と同等の良好な飛行特性が要求される。図８
は、主翼２上の流れの特徴を示す図である。図中７は主
翼２上での空気の流れである。この場合、主翼前縁に添
う空気の流れの経路が長いため境界層が発達し、翼端付
近で流れの剥離が生じ易くなる。その結果、機体の失速
が生じ易くなり、良好な低速飛行特性は得られない。こ
れを避けるためには、胴体ノーズ部において渦流を発生
させ、主翼上の空気の流れにエネルギーを与えて、剥離
を遅らせることが望ましい。そのためには胴体ノーズ部
に何らかの空力デバイスを設ける必要であるが、これら
は全て、機体の凹凸を利用しているため、前述したよう
に、再突入時における空力加熱の軽減という点から見
て、そのままで使用することはできない。また、機体の
失速は、機体がある迎え角以上になると発生するので、
低速時における迎え角をなるべく小さくすることが望ま
しい。しかし、大気圏再突入航空機の胴体先端曲率半径
は、空力加熱の軽減のために一般的に大きく、低速時に
はその空気抵抗が揚力を減らす方向に働くので、迎え角
を大きくせざるを得ない。
た後に安全に着陸するためには、低速時において、通常
の航空機と同等の良好な飛行特性が要求される。図８
は、主翼２上の流れの特徴を示す図である。図中７は主
翼２上での空気の流れである。この場合、主翼前縁に添
う空気の流れの経路が長いため境界層が発達し、翼端付
近で流れの剥離が生じ易くなる。その結果、機体の失速
が生じ易くなり、良好な低速飛行特性は得られない。こ
れを避けるためには、胴体ノーズ部において渦流を発生
させ、主翼上の空気の流れにエネルギーを与えて、剥離
を遅らせることが望ましい。そのためには胴体ノーズ部
に何らかの空力デバイスを設ける必要であるが、これら
は全て、機体の凹凸を利用しているため、前述したよう
に、再突入時における空力加熱の軽減という点から見
て、そのままで使用することはできない。また、機体の
失速は、機体がある迎え角以上になると発生するので、
低速時における迎え角をなるべく小さくすることが望ま
しい。しかし、大気圏再突入航空機の胴体先端曲率半径
は、空力加熱の軽減のために一般的に大きく、低速時に
はその空気抵抗が揚力を減らす方向に働くので、迎え角
を大きくせざるを得ない。
【００１５】
【発明が解決しようとする課題】以上説明した通り、従
来の大気圏再突入航空機は、大気圏再突入時の空力加熱
を軽減するため、滑らかな機体形状及び大きな胴体先端
曲率半径を持つことが不可欠であり、そのために再突入
後の低速飛行時における飛行特性が悪化するという課題
があった。
来の大気圏再突入航空機は、大気圏再突入時の空力加熱
を軽減するため、滑らかな機体形状及び大きな胴体先端
曲率半径を持つことが不可欠であり、そのために再突入
後の低速飛行時における飛行特性が悪化するという課題
があった。
【００１６】この発明は、このような課題を解決するた
めになされたもので、アブレーション材を胴体表面にコ
ーティングすることによって再突入時の空力加熱を軽減
させると共に、低速飛行時の飛行特性も良好にすること
を目的とするものである。
めになされたもので、アブレーション材を胴体表面にコ
ーティングすることによって再突入時の空力加熱を軽減
させると共に、低速飛行時の飛行特性も良好にすること
を目的とするものである。
【００１７】
【課題を解決するための手段】この発明による大気圏再
突入航空機は、胴体表面に、コーティングされたアブレ
ーション材及び低速飛行用の空力デバイスを有し、大気
圏再突入時には滑らかな機体形状を保ち、その後の低速
飛行時のみ、低速飛行用空力デバイスが機体表面に露出
して機能する手段を設けたものである。
突入航空機は、胴体表面に、コーティングされたアブレ
ーション材及び低速飛行用の空力デバイスを有し、大気
圏再突入時には滑らかな機体形状を保ち、その後の低速
飛行時のみ、低速飛行用空力デバイスが機体表面に露出
して機能する手段を設けたものである。
【００１８】
【作用】この発明においては、低速飛行用空力デバイス
を覆うようにアブレーション材をコーティングした状態
で再突入を行なうことによって、滑らかな機体形状を保
持しながら空力加熱の軽減を図り、再突入後の着陸まで
の低速飛行時には、アブレーション材厚さの減少によっ
て機体表面に露出した低速飛行用空力デバイスを用い
て、良好な低速飛行特性を得ることができる。
を覆うようにアブレーション材をコーティングした状態
で再突入を行なうことによって、滑らかな機体形状を保
持しながら空力加熱の軽減を図り、再突入後の着陸まで
の低速飛行時には、アブレーション材厚さの減少によっ
て機体表面に露出した低速飛行用空力デバイスを用い
て、良好な低速飛行特性を得ることができる。
【００１９】
実施例１ 図１は、この発明の一実施例を示す説明図であり、図１
（ａ）は全体図、図１（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｂ−Ｂにおける断面図、図１（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｂ−Ｂにおける断面図
である。図中８は機体構造材６と同じ材質でつくられた
複数の胴体ノーズ部突起である。図中９は胴体ノーズ部
突起８から発生する渦流である。この発明による大気圏
再突入航空機が大気圏再突入時に極超音速で飛行する
時、胴体前方において図５（ｂ）に示すように衝撃波４
が発生し、衝撃波４の後方では気体が急激に減速されて
運動エネルギが熱エネルギに変換され、熱が発生する。
（ａ）は全体図、図１（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｂ−Ｂにおける断面図、図１（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｂ−Ｂにおける断面図
である。図中８は機体構造材６と同じ材質でつくられた
複数の胴体ノーズ部突起である。図中９は胴体ノーズ部
突起８から発生する渦流である。この発明による大気圏
再突入航空機が大気圏再突入時に極超音速で飛行する
時、胴体前方において図５（ｂ）に示すように衝撃波４
が発生し、衝撃波４の後方では気体が急激に減速されて
運動エネルギが熱エネルギに変換され、熱が発生する。
【００２０】この発明による大気圏再突入航空機は、胴
体ノーズ部に機体構造材６と同じ材質でつくられた複数
の胴体ノーズ部突起８を有しており、発射時から再突入
以前の飛行状態においては、図１（ｂ）に示すように、
厚さΔｙを有するアブレーション材３でコーティングさ
れている。この時、胴体ノーズ部は滑らかな表面を持
ち、有害な抵抗を発生することなく飛行することができ
る。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方で発生す
る急激な空力加熱のため、アブレーション材３は昇華を
し始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に厚さも減
少していく。この際、胴体ノーズ部突起８が露出し始め
るまでは、胴体ノーズ部は滑らかな表面を保つため、胴
体ノーズ部突起８を有することに起因する有害な空力加
熱を受けることはない。その後、胴体ノーズ部突起８が
露出し始めると、有害な空力加熱を受け始めるが、アブ
レーション材３の厚さの減少は徐々に進行するために表
面は比較的滑らかに保たれ、アブレーション材３がない
場合に比べて、空力加熱の度合は小さくて済む。再突入
が終了して飛行速度が減少した後の着陸までの低速飛行
時には、主翼前縁部は図１（ｃ）に示すように胴体ノー
ズ部突起８が機体表面に露出した状態になり、そこで発
生する渦流９が主翼上での空気の流れ７にエネルギーを
与えるため、主翼翼端付近での剥離による失速を防ぎ、
良好な低速飛行特性を得ることができる。
体ノーズ部に機体構造材６と同じ材質でつくられた複数
の胴体ノーズ部突起８を有しており、発射時から再突入
以前の飛行状態においては、図１（ｂ）に示すように、
厚さΔｙを有するアブレーション材３でコーティングさ
れている。この時、胴体ノーズ部は滑らかな表面を持
ち、有害な抵抗を発生することなく飛行することができ
る。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方で発生す
る急激な空力加熱のため、アブレーション材３は昇華を
し始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に厚さも減
少していく。この際、胴体ノーズ部突起８が露出し始め
るまでは、胴体ノーズ部は滑らかな表面を保つため、胴
体ノーズ部突起８を有することに起因する有害な空力加
熱を受けることはない。その後、胴体ノーズ部突起８が
露出し始めると、有害な空力加熱を受け始めるが、アブ
レーション材３の厚さの減少は徐々に進行するために表
面は比較的滑らかに保たれ、アブレーション材３がない
場合に比べて、空力加熱の度合は小さくて済む。再突入
が終了して飛行速度が減少した後の着陸までの低速飛行
時には、主翼前縁部は図１（ｃ）に示すように胴体ノー
ズ部突起８が機体表面に露出した状態になり、そこで発
生する渦流９が主翼上での空気の流れ７にエネルギーを
与えるため、主翼翼端付近での剥離による失速を防ぎ、
良好な低速飛行特性を得ることができる。
【００２１】このように、この発明においては、大気圏
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。さらに、発
射から再突入時に至る飛行時において、胴体ノーズ部突
起８が初めから露出している場合に比べて抵抗軽減がで
きるという利点もある。
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。さらに、発
射から再突入時に至る飛行時において、胴体ノーズ部突
起８が初めから露出している場合に比べて抵抗軽減がで
きるという利点もある。
【００２２】実施例２ 図２は、この発明の一実施例を示す説明図であり、図２
（ａ）は全体図、図２（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｃ−Ｃにおける断面図、図２（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｃ−Ｃにおける断面図
である。図中１０は機体構造材６と同じ材質でつくられ
た胴体ノーズ部カナードである。図中１１は胴体ノーズ
部突起８から発生するカナード後流である。この発明に
よる大気圏再突入航空機が大気圏再突入時に極超音速で
飛行する時、胴体前方において図５（ｂ）に示すように
衝撃波４が発生し、衝撃波４の後方では気体が急激に減
速されて運動エネルギが熱エネルギに変換され、熱が発
生する。
（ａ）は全体図、図２（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｃ−Ｃにおける断面図、図２（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｃ−Ｃにおける断面図
である。図中１０は機体構造材６と同じ材質でつくられ
た胴体ノーズ部カナードである。図中１１は胴体ノーズ
部突起８から発生するカナード後流である。この発明に
よる大気圏再突入航空機が大気圏再突入時に極超音速で
飛行する時、胴体前方において図５（ｂ）に示すように
衝撃波４が発生し、衝撃波４の後方では気体が急激に減
速されて運動エネルギが熱エネルギに変換され、熱が発
生する。
【００２３】この発明による大気圏再突入航空機は、胴
体ノーズ部に機体構造材６と同じ材質でつくられた胴体
ノーズ部カナード１０を有しており、発射時から再突入
以前の飛行状態においては、図２（ｂ）に示すように、
厚さΔｙを有するアブレーション材３でコーティングさ
れている。この時、胴体ノーズ部は滑らかな表面を持
ち、有害な抵抗を発生することなく飛行することができ
る。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方で発生す
る急激な空力加熱のため、アブレーション材３は昇華を
し始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に厚さも減
少していく。この際、胴体ノーズ部カナード１０が露出
し始めるまでは、胴体ノーズ部は滑らかな表面を保つた
め、胴体ノーズ部カナード１０を有することに起因する
有害な空力加熱を受けることはない。その後、胴体ノー
ズ部カナード１０が露出し始めると、有害な空力加熱を
受け始めるが、アブレーション材３の厚さの減少は徐々
に進行するために表面は比較的滑らかに保たれ、アブレ
ーション材３がない場合に比べて、空力加熱の度合は小
さくて済む。再突入が終了して飛行速度が減少した後の
着陸までの低速飛行時には、胴体ノーズ部は図２（ｃ）
に示すように胴体ノーズ部カナード１０が機体表面に露
出した状態になり、そこで発生するカナード後流１１が
主翼上での空気の流れ７にエネルギーを与えるため、主
翼翼端付近での剥離による失速を防ぎ、良好な低速飛行
特性を得ることができる。
体ノーズ部に機体構造材６と同じ材質でつくられた胴体
ノーズ部カナード１０を有しており、発射時から再突入
以前の飛行状態においては、図２（ｂ）に示すように、
厚さΔｙを有するアブレーション材３でコーティングさ
れている。この時、胴体ノーズ部は滑らかな表面を持
ち、有害な抵抗を発生することなく飛行することができ
る。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方で発生す
る急激な空力加熱のため、アブレーション材３は昇華を
し始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に厚さも減
少していく。この際、胴体ノーズ部カナード１０が露出
し始めるまでは、胴体ノーズ部は滑らかな表面を保つた
め、胴体ノーズ部カナード１０を有することに起因する
有害な空力加熱を受けることはない。その後、胴体ノー
ズ部カナード１０が露出し始めると、有害な空力加熱を
受け始めるが、アブレーション材３の厚さの減少は徐々
に進行するために表面は比較的滑らかに保たれ、アブレ
ーション材３がない場合に比べて、空力加熱の度合は小
さくて済む。再突入が終了して飛行速度が減少した後の
着陸までの低速飛行時には、胴体ノーズ部は図２（ｃ）
に示すように胴体ノーズ部カナード１０が機体表面に露
出した状態になり、そこで発生するカナード後流１１が
主翼上での空気の流れ７にエネルギーを与えるため、主
翼翼端付近での剥離による失速を防ぎ、良好な低速飛行
特性を得ることができる。
【００２４】このように、この発明においては、大気圏
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。さらに、発
射から再突入時に至る飛行時において、胴体ノーズ部カ
ナード１０が初めから露出している場合に比べて抵抗軽
減ができるという利点もある。
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。さらに、発
射から再突入時に至る飛行時において、胴体ノーズ部カ
ナード１０が初めから露出している場合に比べて抵抗軽
減ができるという利点もある。
【００２５】実施例３ 図３は、この発明の一実施例を示す説明図であり、図３
（ａ）は全体図、図３（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｄ−Ｄにおける断面図、図３（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｄ−Ｄにおける断面図
である。図中１２はストレーキである。図中１３はスト
レーキ１２から発生するストレーキ前縁剥離渦である。
この発明による大気圏再突入航空機が大気圏再突入時に
極超音速で飛行する時、胴体前方において図５（ｂ）に
示すように衝撃波４が発生し、衝撃波４の後方では気体
が急激に減速されて運動エネルギが熱エネルギに変換さ
れ、熱が発生する。
（ａ）は全体図、図３（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｄ−Ｄにおける断面図、図３（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｄ−Ｄにおける断面図
である。図中１２はストレーキである。図中１３はスト
レーキ１２から発生するストレーキ前縁剥離渦である。
この発明による大気圏再突入航空機が大気圏再突入時に
極超音速で飛行する時、胴体前方において図５（ｂ）に
示すように衝撃波４が発生し、衝撃波４の後方では気体
が急激に減速されて運動エネルギが熱エネルギに変換さ
れ、熱が発生する。
【００２６】この発明による大気圏再突入航空機は、胴
体ノーズ部から主翼付け根にかけてストレーキ１２を有
しており、発射時から再突入以前の飛行状態において
は、図３（ｂ）に示すように、ストレーキ１２は厚さΔ
ｙのアブレーション材３でコーティングされている。こ
の時、胴体ノーズ部から主翼付け根にかけては滑らかな
表面を持ち、有害な抵抗を発生することなく飛行するこ
とができる。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方
で発生する急激な空力加熱のため、アブレーション材３
は昇華をし始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に
厚さも減少していく。この際、ストレーキ１２が露出し
始めるまでは、主翼前縁部は滑らかな表面を保つため、
ストレーキ１２を有することに起因する有害な空力加熱
を受けることはない。その後、ストレーキ１２が露出し
始めると、有害な空力加熱を受け始めるが、アブレーシ
ョン材３の厚さの減少は徐々に進行するために表面は比
較的滑らかに保たれ、アブレーション材３がない場合に
比べて、空力加熱の度合は小さくて済む。再突入が終了
して飛行速度が減少した後の着陸までの低速飛行時に
は、胴体ノーズ部から主翼付け根にかけては図３（ｃ）
に示すようにストレーキ１２が機体表面に露出した状態
になり、そこで発生するストレーキ前縁剥離渦１３が主
翼上での空気の流れ７にエネルギーを与えるため、主翼
翼端付近での剥離による失速を防ぎ、良好な低速飛行特
性を得ることができる。
体ノーズ部から主翼付け根にかけてストレーキ１２を有
しており、発射時から再突入以前の飛行状態において
は、図３（ｂ）に示すように、ストレーキ１２は厚さΔ
ｙのアブレーション材３でコーティングされている。こ
の時、胴体ノーズ部から主翼付け根にかけては滑らかな
表面を持ち、有害な抵抗を発生することなく飛行するこ
とができる。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方
で発生する急激な空力加熱のため、アブレーション材３
は昇華をし始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に
厚さも減少していく。この際、ストレーキ１２が露出し
始めるまでは、主翼前縁部は滑らかな表面を保つため、
ストレーキ１２を有することに起因する有害な空力加熱
を受けることはない。その後、ストレーキ１２が露出し
始めると、有害な空力加熱を受け始めるが、アブレーシ
ョン材３の厚さの減少は徐々に進行するために表面は比
較的滑らかに保たれ、アブレーション材３がない場合に
比べて、空力加熱の度合は小さくて済む。再突入が終了
して飛行速度が減少した後の着陸までの低速飛行時に
は、胴体ノーズ部から主翼付け根にかけては図３（ｃ）
に示すようにストレーキ１２が機体表面に露出した状態
になり、そこで発生するストレーキ前縁剥離渦１３が主
翼上での空気の流れ７にエネルギーを与えるため、主翼
翼端付近での剥離による失速を防ぎ、良好な低速飛行特
性を得ることができる。
【００２７】このように、この発明においては、大気圏
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。さらに、発
射から再突入時に至る飛行時において、ストレーキ１２
が初めから露出している場合に比べて抵抗軽減ができる
という利点もある。
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。さらに、発
射から再突入時に至る飛行時において、ストレーキ１２
が初めから露出している場合に比べて抵抗軽減ができる
という利点もある。
【００２８】実施例４ 図４は、この発明の一実施例を示す説明図であり、図４
（ａ）は全体図、図４（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｅ−Ｅにおける断面図、図４（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｅ−Ｅにおける断面図
である。図中１４は小曲率半径ノーズである。この発明
による大気圏再突入航空機が大気圏再突入時に極超音速
で飛行する時、胴体前方において図５（ｂ）に示すよう
に衝撃波４が発生し、衝撃波４の後方では気体が急激に
減速されて運動エネルギが熱エネルギに変換され、熱が
発生する。
（ａ）は全体図、図４（ｂ）は再突入以前の状態を示す
断面Ｅ−Ｅにおける断面図、図４（ｃ）は再突入後の低
速飛行時における状態を示す断面Ｅ−Ｅにおける断面図
である。図中１４は小曲率半径ノーズである。この発明
による大気圏再突入航空機が大気圏再突入時に極超音速
で飛行する時、胴体前方において図５（ｂ）に示すよう
に衝撃波４が発生し、衝撃波４の後方では気体が急激に
減速されて運動エネルギが熱エネルギに変換され、熱が
発生する。
【００２９】この発明による大気圏再突入航空機は、発
射時から再突入以前の飛行状態においては、胴体ノーズ
部が小曲率半径ノーズ１４及びその上にコーティングさ
れた厚さΔｙのアブレーション材３によって構成されて
いる。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方で発生
する急激な空力加熱のため、アブレーション材３は昇華
をし始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に厚さも
減少していく。この際、小曲率半径ノーズ１４が露出し
始めるまでは、胴体ノーズ部は滑らかな表面を保ちかつ
曲率半径が大きいため、有害な空力加熱は比較的少なく
抑えることができる。再突入が終了して飛行速度が減少
した後の着陸までの低速飛行時には、小曲率半径ノーズ
１４が露出した状態になって、胴体ノーズ部において発
生する空気抵抗が小さくて済み、従って空気抵抗による
揚力が減少する。その結果、低速飛行時に必要な抑え角
が小さくて済み、主翼の失速を防ぐことができる。
射時から再突入以前の飛行状態においては、胴体ノーズ
部が小曲率半径ノーズ１４及びその上にコーティングさ
れた厚さΔｙのアブレーション材３によって構成されて
いる。再突入が始まると同時に、衝撃波４の後方で発生
する急激な空力加熱のため、アブレーション材３は昇華
をし始めて空力加熱を軽減すると同時に、徐々に厚さも
減少していく。この際、小曲率半径ノーズ１４が露出し
始めるまでは、胴体ノーズ部は滑らかな表面を保ちかつ
曲率半径が大きいため、有害な空力加熱は比較的少なく
抑えることができる。再突入が終了して飛行速度が減少
した後の着陸までの低速飛行時には、小曲率半径ノーズ
１４が露出した状態になって、胴体ノーズ部において発
生する空気抵抗が小さくて済み、従って空気抵抗による
揚力が減少する。その結果、低速飛行時に必要な抑え角
が小さくて済み、主翼の失速を防ぐことができる。
【００３０】このように、この発明においては、大気圏
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。
再突入航空機の課題である、再突入時における空力加熱
量の軽減及び、低速飛行時における飛行特性という相反
する要求を同時に満足させることができる。
【００３１】
【発明の効果】以上のように、この発明によれば、大気
圏再突入機の胴体ノーズ部に低速飛行用空力デバイスを
設け、それをアブレーション材で覆うことにより、再投
入時の空力加熱を軽減させると共に、再突入後の低速飛
行時における飛行特性も良好にすることができる。
圏再突入機の胴体ノーズ部に低速飛行用空力デバイスを
設け、それをアブレーション材で覆うことにより、再投
入時の空力加熱を軽減させると共に、再突入後の低速飛
行時における飛行特性も良好にすることができる。
【図１】この発明の実施例１による大気圏再突入航空機
を示す図である。
を示す図である。
【図２】この発明の実施例２による大気圏再突入航空機
を示す図である。
を示す図である。
【図３】この発明の実施例３による大気圏再突入航空機
を示す図である。
を示す図である。
【図４】この発明の実施例４による大気圏再突入航空機
を示す図である。
を示す図である。
【図５】従来の大気圏再突入航空機の説明図である。
【図６】アブレーション材による空力加熱軽減法の原理
図である。
図である。
【図７】大気圏再突入航空機の機体表面温度の履歴図で
ある。
ある。
【図８】大気圏再突入航空機の低速飛行時における主翼
上での流れを示す図である。
上での流れを示す図である。
１ 胴体 ２ 主翼 ３ アブレーション材 ４ 衝撃波 ５ 熱分解ガス ６ 機体構造材 ７ 主翼上での空気の流れ ８ 胴体ノーズ部突起 ９ 渦流 １０ 胴体ノーズ部カナード １１ カナード後流 １２ ストレーキ １３ ストレーキ前縁剥離渦 １４ 小曲率半径ノーズ
Claims (4)
- 【請求項１】 地上より発射され、大気圏外を飛行後再
び大気圏内に突入し、地上に再帰還する航空機におい
て、胴体ノーズ部に低速飛行用の複数の突起を設けると
ともに、上記複数の突起を含む胴体ノーズ部表面を、航
空機の大気圏再突入時に熱分解により上記突起を露出さ
せるように機能するアブレーション（ａｂｌａｔｉｏ
ｎ）材で覆ったことを特徴とする大気圏再突入航空機。 - 【請求項２】 地上より発射され、大気圏外を飛行後再
び大気圏内に突入し、地上に再帰還する航空機におい
て、胴体ノーズ部に低速飛行用のカナードを設けるとと
もに、上記カナードを含む胴体ノーズ部表面を、航空機
の大気圏再突入時に熱分解により上記カナードを露出さ
せるように機能するアブレーション材で覆ったことを特
徴とする大気圏再突入航空機。 - 【請求項３】 地上より発射され、大気圏外を飛行後再
び大気圏内に突入し、地上に再帰還する航空機におい
て、胴体ノーズ部から主翼付け根にかけて低速飛行用の
ストレーキを設けるとともに、上記ストレーキを含む胴
体ノーズ部から主翼付け根にかけての機体表面を、航空
機の大気圏再突入時に熱分解により上記ストレーキを露
出させるように機能するアブレーション材で覆ったこと
を特徴とする大気圏再突入航空機。 - 【請求項４】 地上より発射され、大気圏外を飛行後再
び大気圏内に突入し、地上に再帰還する航空機におい
て、胴体ノーズ部に低速飛行用の先端曲率半径の小さい
ノーズを設けるとともに、上記ノーズを含む胴体ノーズ
部表面を、航空機の大気圏再突入時に熱分解により上記
ノーズを露出させるように機能するアブレーション材で
覆ったことを特徴とする大気圏再突入航空機。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29842793A JPH07149299A (ja) | 1993-11-29 | 1993-11-29 | 大気圏再突入航空機 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP29842793A JPH07149299A (ja) | 1993-11-29 | 1993-11-29 | 大気圏再突入航空機 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07149299A true JPH07149299A (ja) | 1995-06-13 |
Family
ID=17859568
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP29842793A Pending JPH07149299A (ja) | 1993-11-29 | 1993-11-29 | 大気圏再突入航空機 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07149299A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010506797A (ja) * | 2006-10-18 | 2010-03-04 | アエリオン・コーポレーション | 高性能超音速層流翼 |
| JP2011513116A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | 不等間隔のショックバンプを有する空力学的構造 |
| JP2011513117A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | 非対称なショックバンプを有する空力学的構造 |
| JP2011513118A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | ショックバンプアレイ |
| JP2011513115A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | ショックバンプ |
| JP2015197237A (ja) * | 2014-03-31 | 2015-11-09 | 三菱重工業株式会社 | 飛しょう体、及び、飛しょう体の動作方法 |
| JP2016182874A (ja) * | 2015-03-26 | 2016-10-20 | 三菱電機株式会社 | リエントリ宇宙機誘導制御システム |
-
1993
- 1993-11-29 JP JP29842793A patent/JPH07149299A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010506797A (ja) * | 2006-10-18 | 2010-03-04 | アエリオン・コーポレーション | 高性能超音速層流翼 |
| JP2011513116A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | 不等間隔のショックバンプを有する空力学的構造 |
| JP2011513117A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | 非対称なショックバンプを有する空力学的構造 |
| JP2011513118A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | ショックバンプアレイ |
| JP2011513115A (ja) * | 2008-02-29 | 2011-04-28 | エアバス・ユ―ケ―・リミテッド | ショックバンプ |
| JP2015197237A (ja) * | 2014-03-31 | 2015-11-09 | 三菱重工業株式会社 | 飛しょう体、及び、飛しょう体の動作方法 |
| JP2016182874A (ja) * | 2015-03-26 | 2016-10-20 | 三菱電機株式会社 | リエントリ宇宙機誘導制御システム |
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