[Problem] To improve design accuracy and reduce design time in the process of matching the equivalent cross-sectional area of the design shape of a supersonic aircraft with a target equivalent cross-sectional area in the sonic boom reduction method based on the equivalent cross-sectional area. [Solution] In this technology: the initial shape of the fuselage and the target equivalent cross-sectional area of the fuselage are set; a near-field pressure waveform for the initial shape of the fuselage on the assumption that the supersonic aircraft flew at cruising speed is estimated; an equivalent cross-sectional area is evaluated from the estimated near-field pressure waveform for the initial shape of the fuselage; a Mach plane according to the cruise speed is set; and the design curve corresponding to an initial curve where the initial shape of the fuselage and the Mach plane intersect is set on the Mach plane so that the equivalent cross-sectional area approaches the target equivalent cross-sectional area. Then the shape of the fuselage is designed on the basis of the design curve.

    Le problème décrit par la présente invention est d'améliorer la précision de conception et de réduire le temps de conception dans le processus de mise en correspondance de l'aire de la section droite équivalente de la forme de conception d'un aéronef supersonique avec une aire de la section droite équivalente cible dans le procédé de réduction de bang sonique sur la base de l'aire de la section droite équivalente. La solution selon l'invention consiste à définir la forme initiale du fuselage et l'aire de la section droite équivalente cible du fuselage ; à estimer une forme d'onde de pression en champ proche pour la forme initiale du fuselage, l'aéronef supersonique volant supposément à vitesse de croisière ; à évaluer une aire de la section droite équivalente à partir de la forme d'onde de pression en champ proche estimée pour la forme initiale du fuselage ; à définir un plan de Mach selon la vitesse de croisière ; et à définir, sur le plan de Mach, la courbe de conception correspondant à une courbe initiale où la forme initiale du fuselage et le plan de Mach se croisent, de telle sorte que l'aire de la section droite équivalente se rapproche de l'aire de la section droite équivalente cible. Ensuite, la forme du fuselage est réalisée sur la base de la courbe de conception.

    等価断面積に基づくソニックブーム低減法の、超音速機の設計形状の等価断面積を目標等価断面積に一致させるプロセスにおいて、設計確度の向上と設計時間の短縮化を実現すること。 【課題】 【解決手段】この技術は、機体の初期形状及び機体の目標等価断面積を設定し、超音速機が巡航速度で飛行したと仮定したときの機体の初期形状に対する近傍場圧力波形を推定し、推定した機体の初期形状に対する近傍場圧力波形から等価断面積を評価し、巡航速度に応じたマッハ平面を設定し、等価断面積が目標等価断面積に近づくように、機体の初期形状とマッハ平面とが交差する初期曲線に対応する設計曲線をマッハ平面上に設定する。そして、この設計曲線に基づき機体の形状を設計する。


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    Title :

    METHOD FOR DESIGNING SHAPE OF FUSELAGE OF SUPERSONIC AIRCRAFT, SUPERSONIC AIRCRAFT PRODUCTION METHOD, AND SUPERSONIC AIRCRAFT


    Additional title:

    PROCÉDÉ DE CONCEPTION DE FORME DE FUSELAGE D'AÉRONEF SUPERSONIQUE, PROCÉDÉ DE PRODUCTION D'AÉRONEF SUPERSONIQUE ET AÉRONEF SUPERSONIQUE
    超音速機の機体形状の設計方法、超音速機の生産方法及び超音速機


    Contributors:

    Publication date :

    2019-10-03


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    Japanese


    Classification :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge