固定インテークと超音速飛行の関係

質問

機種別に推力重量比と最大速度を並べてみました。

グリペンが武装無しで超音速巡航できるそうなので、推重比１くらいが超音速巡航できる目安のようです。しかしながらＦ－１６は推重比が１を超えているのにも関わらず超音速巡航が出来ません。Ｆ－１５に関しては兵装無しで超音速巡航できるみたいですけど。

これに対してはどう考えるべきなのでしょう。

次にＦ－１５では可変インテークが採用され超音速飛行に有利になりましたが、Ｆ/Ａ－１８については整備性などを勘案して固定インテークを採用したため、最大速度も低く抑えられたとよく聞きます。まるで固定インテークでは超音速飛行が出来ないかのような言い回しですが、Ｆ－１０６、Ｆ－４、Ｆ－１６、Ｆ－２２、グリペン、これら全てが固定インテークです。それでマッハ２越え。推重比と最大速度はあまり相関がないようです。

この辺りはどう考えるべきでしょうか。

申し訳ありませんが工学的知識を踏まえた上でのコメントを希望いたします。

よろしくお願いいたします。

Ｆ－１０６　　０.７１　　２４５５ｋｍ/ｈ
Ｆ－４　　　　０.８６　　２３７０ｋｍ/ｈ
Ｆ－１５　　　１.１２　　２６６５ｋｍ/ｈ
Ｆ－１６　　　１.１０　　２４１０ｋｍ/ｈ
Ｆ/Ａ－１８ 　０.９６　　１９１５ｋｍ/ｈ
Ｆ－２２　　　１.２６　　２４１０ｋｍ/ｈ
グリペン　　　０.９７　　２２０４ｋｍ/ｈ

回答No.1

kagakusuki · ベストアンサー

>これに対してはどう考えるべきなのでしょう。

　超音速飛行が出来るか否かは、推力重量比が直接関係している訳ではありませんから、推力重量比が比較的小さくとも超音速飛行が可能な機種が存在する事や、推力重量比が高くとも超音速飛行が出来ない機種が存在したりする事は当然の事です。
　航空機がどの位の速度を出せるのかに関しては、様々な要因が関わって来ます。
　中でも重要なのが、空気抵抗（造波抵抗を含む）と推力の兼ね合いです。
　例えば、機種は異なるものの、推力と総重量が全く同じ航空機が2機存在したとします。
　一方の航空機は機体の各部分が流線形をしていますが、もう一方の航空機はステルス性を考慮して、F-117のような角ばった形をしていたとします。
　この2機の航空機は、同じ速度で飛行した際の空気抵抗は大幅に異なりますが、推力重量比は同じです。
　この２機の航空機の最高速度は同じになるでしょうか？
　勿論そんな筈はありません。流線形をしている方が速く飛べる筈です。

　飛行速度が変化しますと、機体の周りの空気の流れ方も変化しますので、飛行速度と空気抵抗の関係は単純計算では求める事は出来ませんが、マッハ１前後の辺りを除けば、おおむね飛行速度が速くなる程、空気抵抗は増大します。
　一方、推力ですが、ジェットエンジンは空気取り入れ口から取り入れた空気を圧縮機で圧縮し、そこに燃料を吹き込んで燃焼させ、高温となって圧力が増大した燃焼ガスを使って、圧縮機駆動用のタービンを回し、タービンを回した後の未だ周囲の大気圧よりも高圧なガスをノズルから噴出させる事で推力を得ています。
　ジェットエンジンは、吸い込んだ空気の量が多い程、推力は大きくなりますし、タービンを通過した後のガスの圧力が高い方が推力も大きくなります。
　もし、圧縮機に流入する空気の圧力が高ければ、圧縮機はより多くの空気を取り入れる事が出来ますし、タービン通過後のガスの残圧も高くなりますので、推力は増大します。
　超音速機の場合、空気取り入れ口の先端に、円すい形のコーンや、気流に対して斜めに傾けた斜板を設ける事で、超音速飛行時に、空気取り入れ口の直前に弱い衝撃波が発生する様になっています。
　気流は衝撃波を通過する事で圧縮されて圧力が高くなります。
　その結果、エンジンに流入する空気の圧力は高くなり、エンジンの推力は増加します。

　この飛行速度が速くなる事による、空気抵抗の増加と、エンジン推力の変化が相まって、空気抵抗と推力が釣り合う様になる飛行速度が、飛行機が出せる速度の限界を決める要因の一つとなります。

　又、飛行速度が速くなればなるほど空気抵抗が増すという事は、飛行速度をどんどん速くして行けば、いつかは機体強度が風圧に耐えられなくなって、機体は空中分解してしまいます。
　この機体の強度と空気抵抗の兼ね合いも、飛行機が出せる速度の限界を決める要因の一つとなります。

　超音速飛行時には衝撃波が発生します。そして、衝撃波を通過した空気は圧縮されて圧力が高くなります。
　気体は圧縮されると温度が上昇する性質がありますから、超音速飛行時には機体は温度の高い気流に曝されます。
　これが空力加熱と呼ばれるもので、俗に「空気の摩擦熱」等と呼ばれる事もありますが、実際には摩擦は関係なく、空気が圧縮される事による温度上昇です。
　飛行マッハ数が高くなる程、衝撃波は強くなり、衝撃波通過後に空気が圧縮されて温度が上昇する度合いは激しくなります。
　このため、飛行マッハ数があまりにも高いと、（鉄を高温に加熱すると軟らかくなる様に）機体の構造材が高温のために強度が低下して、機体が変形したり、空中分解したりしてしまいます。
　このため、例え推力に余裕があっても、それ以上は飛行マッハ数を高くする訳には行かない限界があり、これを「熱の壁」と言います。

　他にも、翼に後退核を設けて衝撃波が翼面に触れない様にしていた処を、飛行マッハ数が高くなって、前進方向と衝撃波がなす角度が狭くなり、翼面に衝撃波が当たる事で、翼表面の気流が剥離して失速してしまう等、様々な要因があります。
　これら様々な要因によって、航空機が出す事が可能な速度は制限されているのであり、推力重量比だけによって単純に決まるものではありません。

>この辺りはどう考えるべきでしょうか。

　超音速機では空気鳥れ愚痴の先端の所に弱い衝撃波を発生させて、吸い込む空気を前もって圧縮している事は、既に述べた通りです。
　可変式空気取り入れ口というのは、このコーンの前後位置や、斜板の傾きを下辺とする事で、衝撃波の強さや空気取り入れ口の開口面積を調整し、エンジンに最適な気流を吸い込む様にしているものを言います。
　固定式の場合、特定の速度においては効率良く空気を取り入れる事が出来ますが、その特定の速度からかけ離れた速度行では、効率が低下してしまい、上手く空気を吸い込む事が困難になりますから、推力も低下してしまいます。
　固定式の場合は、空気取り入れ口の設計を高いマッハ数に合わせた場合には、低いマッハ数での効率が低下する事になります。
　逆に、空気取り入れ口の設計を低いマッハ数に合わせた場合には、高いマッハ数での効率が低下する事になります。
　この辺りを妥協して、中くらいのマッハ数に合わせた設計として、効率はあまり高くなくとも、機体の軽量化と、システムの簡素化を優先させているのが、固定式なのです。
　固定式空気取り入れ口は、効率が低いというだけで、決して超音速飛行が不可能という訳ではなく、推力に余裕を持たせる事で、効率が低い分を補ってる訳です。

お礼

エアインテークの位置は、機首にあるＦ８６のような第一世代機が、空力的には一番優れているように思います。それにショックコーンをつけたＭｉｇ２１は最強です。その後、機首はレーダースペースに追われてインテークは機体横へ移動し、更に迎え角を大きく取ったときを考えて機体下へ移動しました。これらはカタログスペックには出てこない性能です。

技術的には新しい世代の方が当然進んでいるのですが、だからより優れた速度性能を得られるよう機体形状が洗練されたということではないということです。

その極端な例がＦ/Ａ－１８かと。主翼の後退角は明らかに他の戦闘機より小さいです。Ｆ－８６と比べても小さい。機体強度や熱耐性は外見的に分かりませんが、とりあえずＦ/Ａ－１８については高速域での使用をまるで考えずに割り切った設計がなされているのですね。インテークだけではなく主翼まで可変にしてオールマイティを目指したＦ－１４があったから、そういう割り切りも許されたのでしょう。

固定インテークの最適速度域についても推して知るべしということですね。