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28-1 静粛超音速機技術の研究開発 ～低ソニックブーム設計概念実証(D-SEND)プロジェクト～

１．はじめに コンコルドを超える次世代超音速旅客機（SST）の最大の技術課題として、その陸上超音

速飛行の可能性の鍵を握るソニックブーム低減が考えられている 1)。ソニックブームは、

超音速飛行する物体の各部から発生する衝撃波が空間を伝播する過程で、その非線形性に

より機体先端及び後端の衝撃波に整理・統合されて地上に到達し、それらに伴う急激な圧

力上昇により２つの衝撃音となって聞こえる騒音現象である。コンコルドはこのソニック

ブームのため陸上超音速飛行が禁止され、その高速性を生かせなかったことが商業的な成

功に繋がらなかったと言われている。 ソニックブームの低減に関する研究は主に米日で進められている。その低減の基本原理

は、機体形状の工夫を通して機体近傍の衝撃波パターンを制御し、その伝播過程での衝撃

波の整理・統合を遅らせることにある。この原理に基づく設計手法は既に Seebass らによ

って考案されており、まず機首部を鈍頭にして強い衝撃波を作り、その後方は弱い衝撃の

集まりとするような胴体の断面積分布を設けることで先端衝撃波への集積を遅らせ、次に

主翼の揚力分布を胴体後端まで設けることで、主翼から生じる各衝撃波の分布が伝播過程

において胴体後端部から発生する衝撃波に集積しないように設定する手法である（SGD法：Seebass-George-Darden 法）2)。特に、先端に集まる衝撃波に基づく先端ブームの低減

効果は、2003 年に米国で F-5 戦闘機を改修した試験機による飛行試験によって実証された3)が、SGD 法では「重心まわりの頭下げモーメントが避けられずトリム飛行が困難」とい

う課題を持っており、後端に集まる衝撃波に基づく後端ブームの低減に関しては、さらに

トリムを悪化させる要因となるため、米国の研究においても未だ飛行実証には成功してい

ない。 このような背景のもと、JAXA は 2006 年から「静粛超音速機技術の研究開発（S3）」計

画を立ち上げ、50 席規模の小型 SST を対象として、ソニックブーム低減、抵抗低減、離着

陸騒音低減、構造重量軽減の４つの技術目標を掲げ（図１）4)、大学・企業との共同研究あ

るいは公募型研究を活用して要素技術研究を進めている。特に、ソニックブーム低減に関

しては、まず SGD 法とは異なる独自の設計概念を創出し（特許取得）5)、これまでの検討

状況を踏まえ、地上でのソニックブームによる圧力上昇量が「コンコルドの約 1/4（25Pa、0.5psf(lb/ft2)）以下」を目標値に設定している 4)。次に、この設計概念の実機への適用効

果を実証するため、全長約 8m の小型無人試験機を設計・開発し、飛行試験を実施した。こ

れが低ソニックブーム設計概念実証（D-SEND）プロジェクトである 4)。

図１ JAXA「静粛超音速機技術の研究開発（S3）」計画における技術目標 4)

（公財）航空機国際共同開発促進基金 【解説概要 28-1】

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２．D-SEND プロジェクトの意義と目的 ２．１ JAXA の低ブーム設計概念

JAXA の低ブーム設計概念は次の通りである（図２）。まず先端ブームの低減については、

SGD 法の原理を踏襲しつつ、その課題である造波抵抗の増加を最小限に抑えるために非軸

対称機首形状を採用している。具体的には、機首形状を表現するパラメタを設計変数とす

る、先端ブームと造波抵抗の両方の低減を可能とする最適なパラメタの組み合わせを探す

設計手法である。次に後端ブームの低減については、機体後方部で「膨張波-衝撃波-膨張

波」の組み合わせを発生させ、衝撃波を膨張波で挟むことにより衝撃波位置を固定して後

端からの衝撃波と一体化するのを防ぎ、後端部での圧力回復を多段（２段以上）の衝撃波

の組み合わせによって実現させることで、後端ブームの強度を低減させている。具体的に

は、主翼形状の設計には揚力発生状態でブーム低減と抵抗低減を評価項目とした

CFD(Computational Fluid Dynamics)多目的最適設計法を適用し、主翼の捩り角及びキ

ャンバー分布（Warp 形状）を最適化している。また胴体形状は後胴に揚力面を設け、そ

の下面は波打ち形状とし、さらにトリム条件とのバランスを考慮して水平尾翼には逆キャ

ンバーの断面形状を持たせることを組み合わせて最適化している 4,5)。このような設計概

念の適用（図２）により、“トリム飛行を確保し、かつ先端及び後端ブームを同時に低減

すること”を世界で初めて飛行実証する D-SEND プロジェクトは、次世代 SST 開発にお

いて大変意義のある計画と考えられる。

図２ JAXA の低ブーム設計概念 4) ２．２ ICAO への貢献 現在、ソニックブームの許容可能な低減レベルについては国際民間航空機関（ICAO）で

議論が進んでおり、JAXA も国土交通省を支援してその技術的な検討に参加している。検討

項目の一つに、ソニックブーム基準策定のための実証方法として根拠データの取得が求め

られる試験手順等がある。JAXA は、既に D-SEND プロジェクトの予備試験（D-SEND#1試験）でその有効性が確認された「空中ブーム計測システム（BMS：Boom Measurement System）」の成果を提示することで、その検討の推進に貢献している 4)。これは地上付

近の大気の乱れ（大気乱流）によるソニックブームの伝播過程への影響を避けるため、係

留気球を用いて空中にマイクロホンを設置して、地上の定点においてソニックブーム（に

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よる圧力変動）を計測するシステムである（図６参照）。また基準策定のためには、実際

に低ブーム設計された機体が安定に飛行でき、確実に低ブーム性を実現していることの物

理的根拠が必要であり、低ブーム試験機の飛行試験（D-SEND#2 試験）による設計概念

の実証は、その検討の前提に大きな影響を与えると共に、今後の検討で使われるソニック

ブームの伝播解析技術 6)の検証データにも成り得ることから、D-SEND プロジェクトの成

果に非常に大きな期待が寄せられている。

２．３ プロジェクトの概要 4) D-SEND プロジェクトでは、低ブーム試験機を気球を用いて高度約 30km 上空から自

由落下させることにより、所定の経路上で超音速飛行を実現させ、発生するソニックブー

ムを計測（図３）、設計時の推定ブーム（圧力波形）と比較することで、JAXA の低ブー

ム設計概念の有効性を確認することを目的としている。この飛行試験は、上述の予備試験

（第１フェーズ試験）に続く本番の第２フェーズ試験（D-SEND#2 と呼称）として計画

された。この実現のためには、まず地上付近に存在する大気乱流がソニックブームに与え

る影響を避けるため、高度約 1km 付近までマイクロホンを上げる必要があり、合わせて

地上までの数ヶ所でも計測可能となるような係留気球を用いた空中ブーム計測システム

（BMS）が独自に開発された。このシステムの機能と有効性は、2009 年 9 月にスウェー

デン宇宙公社（SSC）との契約において実機（スウェーデン空軍の戦闘機）を用いた先行

試験と、続く本番での気球試験に対するリスク低減のための予備試験として 2011 年 5 月

に実施された簡易供試体を用いた D-SEND#1 試験によって十分確認された。供試体は単

純な円錐形状（NWM と呼称）と SGD 法に基づく先端ブーム低減形状（LBM と呼称）の

２種類の軸対称物体であり、D-SEND#1 試験では LBM の先端ブーム低減効果も確認され、

その成果（形状情報、 計測及び解析データ）は JAXA のホームページで公開 7)され、我

が国のソニックブーム研究の発展に広く貢献している。

図３ JAXA の D-SEND プロジェクトの概要 4) D-SEND#2 試験では、まず JAXA によってマッハ数 1.3、揚力係数 0.12 の設計点で供

試体の空力形状が設計され、次に富士重工業（株）が主契約社となって基本及び詳細設計

と機体の製造が成された。この設計マッハ数は、SSC の気球試験における機体長の制限

（8m 以下）と気球能力に伴う重量制限（1 トン以下）を勘案して設定されたものである。

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S3 計画における小型 SST の設計マッハ数 1.6（図１）よりは小さいが、マッハ数 1.3 で

設計概念と手法が実証できれば、この差の影響は十分解析によって補うことができる。

D-SEND#2 試験機は自律型の誘導制御則を搭載した超音速飛行可能な無人機であり、２

機製造された（図４）。飛行実証方法は図３の通りであり、BMS 上空で飛行マッハ数 1.3、経路角約-50°のトリム飛行させることで、機体から発生する低ブーム圧力波形をほぼ鉛

直下方で計測可能とするものである。

図４ D-SEND#2 試験機（S3CM と呼称）4) 第１回飛行試験は 2013 年 8 月 16 日に実施されたが、気球から分離後に超音速に達し

た際に行った引き起こし途中で機体にロールとヨーの連成振動が発生し、その後姿勢制御

が不能となり、低ソニックブーム圧力波形の計測には至らなかった。その後、JAXA 航空

技術部門では外部有識者委員会が設置され、原因究明が行われた。その結果、原因は機体

の制御則における安定余裕の不足と、搭載コンピュータに組み込まれていた空力特性モデ

ルの一部が不適切であったことが判明した。その後、それらを踏まえた対策が検討され、

誘導制御則と空力モデルの大幅な改修を経て 2014 年 8 月に再試験が計画された。しかし

ながら、その年は約１ヶ月の試験期間中に一度も飛行試験に適した気象条件が整わず、試

験を断念することとなった。そして、翌 2015 年 7 月 24 日の３度目の挑戦にして初めて

飛行試験に成功するに至った 4,8-11）。

３．D-SEND#2 試験の主要成果 ３．１ 実施状況 4) 試験実施に際して、まず 2015 年 5 月 18 日より準備作業を開始し、全ての作業を計画通

り完了して 6 月 29 日から試験期間に移行した。気象待ちに関しては、結果として 2014 年

とほぼ同程度の期間を要したが、7 月 22 日の SSC による気象会議において２日後（24 日）

は必要な気象条件が全て成立するとの予測を得て、SSC が最終的に試験実施を判断し、７

月 23 日の現地時間 16:00 から放球 10 時間前のカウントダウン（CD）が開始された。途中、

降雨の影響、気球運用上の関連部署との調整等により CD が何度かホールドされたが、高

層風の状態が安定していたため当初より遅れがあったものの現地時間 4:43（日本時間 11:43）に無事に放球された。その後は事前の高層風データをもとにした気球軌道の予測と実際と

の差をリアルタイムで分析しながら気球の上昇速度を制御し（バラスト放出は上昇速度を

増加、ヘリウムガス放出は減速させる）、気球が分離可能領域に到達するよう SSC が運用

を行った。その結果、放球後約 5 時間経過した現地時間 10:00（日本時間 17:00）に高度

30.5km から機体が分離された。機体は分離 117 秒後に BMS 上空を高度 8.2km、マッハ数

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1.39、経路角 47.5°で通過し、分離 138 秒後にはソニックブームが計測された。そして、分

離 177 秒後に安全に試験エリア内に落下したことが確認された（図５）。

図５ D-SEND#2 第２回飛行試験の実施状況 4,10) ３．２ 試験結果 試験後、直ちに計測データ（テレメトリ及びブーム計測データ）を解析した結果、まず

飛行状況については試験機が BMS 上空を計測要求の範囲内（マッハ数：1.2≦M≦1.4, 揚力係数：0.10≦CL≦0.13）で超音速飛行していたことが確認され、実際の飛行経路は分離

点からノミナルデータをもとに算出された経路とほぼ同一であったことから、第１回飛行

試験の飛行異常への対策は十分であったことが示された 4)。 次にブーム計測状況については、計測サイトの BMS 上空以外の他３ヶ所（加速時、滑空

時、ダイブ時）からマイクロホンに到達する直接的なソニックブームに加え、地面で反射

した衝撃波によるソニックブームも計測されていた（図６）。さらに計測サイト以外の残

りの２つのサイトでもソニックブームが計測されており、合計 196 個のソニックブーム圧

力波形の計測に成功している。その一例を図７に示す 8)。

図６ ソニックブーム計測の概要 8,10)

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図７ 高度 750m のマイクによる計測されたソニックブーム圧力波形 8,10) D-SEND#2 試験では BMS 上空から来るソニックブームの計測波形が低ブーム設計概念

を実証する上での評価対象となる。まず最も高い高度（750m）に置かれたマイクロホンで

計測したソニックブーム圧力波形（図７②、図８の緑線）と、同一の飛行条件で低ブーム

設計を適用しない場合の N 型のソニックブーム圧力波形（図８の赤線）とを比較すると明

確な低減効果が認められた。これにより計測波形は低ブーム型であることがまず確認され

た（図８）。しかしながら、計測波形とその発生点における飛行条件をもとに推定された

低ブーム圧力波形（図８の青線）との比較においては、波形の細部で有意な相違も認めら

れた 9)。

図８ 計測ブーム波形と推算ブーム波形の比較 9)

7

次に、その相違の主原因を特定するため、想定される波形変形要因を文献情報並びに数

値解析を行って分析・評価した結果、最終的に大気乱流の影響が唯一考えられることが明

らかになった。まずこれまでに検討されている N 型のソニックブーム波形に対する大気乱

流の影響評価の分析法を参考に同種の解析手法が構築され、次に試験時に計測した６回の

ゾンデによる気象観測データを用いて大気乱流モデルの主要パラメタ（速度変動量、乱流

渦の空間的スケール、大気乱流層の厚さ）の具体的な値が推定された。その結果、大気乱

流層の厚さが約 3.5km であることが判明し、今回の飛行試験では BMS の高度 1km では大

気乱流の影響を避けるには不十分であったことが明らかになった 9-11)。 そこで、この大気乱流モデルを用いたソニックブーム波形の変形効果が解析された。解

析に際しては、計測波形の時間・空間的位置から逆算してソニックブームが発生した起点

を推定し、そこでの飛行状態（マッハ数、揚力係数、経路角等）をもとに機体近傍の流れ

場が CFD で解析された。次に D-SEND#1 試験で検証されたソニックブーム伝播解析手法

を用いて機体近傍から大気乱流層まで伝播するソニックブーム波形が推定された。続いて、

それを入力データとして、大気乱流層での波形変形量が推定された。推定に際しては、伝

播方向と垂直の翼幅方向にランダムな大気乱れがあるとする仮定を置き、解析には JAXAで開発された大気乱流の影響を評価できるソニックブーム伝播解析ツール SPnoise が用い

られた。図９に得られた結果（SPnoise 解析結果）が示されるが、まず左図より約 400 種

類の異なる乱流状態に対して全ての変形波形の中に計測ブーム波形が確実に存在している

ことが確認された。次に、その中で計測ブーム波形に最も似ているものを選び比較したの

が右図であるが、非常に良く一致していることがわかる。本結果は高度 750m でのマイク

ロホンによるものであるが、高度 650m 及び 500m のマイクロホンでの計測結果について

も同種の傾向であり、かつ波形がほぼ同一であることが認められている 10)。これらのマイ

クロホンはちょうどソニックブーム波形が伝播する波線上に位置しており、この解析結果

は高度 750m のマイクロホンに到達するまでに変形された波形はほぼそのまま変化するこ

となく下方に伝播していることを示している。この同一波線上での大気乱流による変形波

形がほぼ変化せずに伝播するという事例は、N 型のブーム波形の場合には過去の計測例に

も見られるものである。また、試しに大気乱流層の境界まで伝播した図８の赤線に相当す

る N 型ブーム波形を入力データとして、大気乱流層でのブーム波形の変形を解析すると、

全ての変形波形の中に計測ブーム波形が存在していないことも確認できている（図１０）

10,11)。

図９ 大気乱流の影響を考慮した低ブーム推算波形 9-11)

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以上の解析結果を総合して、JAXA は今回計測したソニックブーム圧力波形は、低ブーム

機体として想定されるソニックブーム波形が大気乱流の影響を受けて変形したものである

と結論付け、D-SEND#2 試験により JAXA の低ブーム設計概念は飛行実証されたとしてい

る。

図１０ 大気乱流の影響を考慮した N 型ブーム推算波形 10-11)

４．まとめ

JAXA は D-SEND プロジェクトによって、従来のソニックブーム低減設計手法の課題で

あったトリム飛行の困難さを克服しつつ、先端及び後端ブームを同時に低減できる設計概

念を世界で初めて飛行実証することに成功し、その設計技術を 50 席規模の小型 SST に対

して適用した結果、コンコルドのソニックブーム強度の 1/4 以下を達成できることが示され

た 10,12)ことで、次世代 SST 実現のための最大の技術課題であるソニックブーム低減に見通

しをつけた。世界的にも同種の計画が皆無であることから、D-SEND プロジェクトの技術

的価値は非常に高いと考えられる。また国際的なソニックブーム基準策定に向けた ICAOの活動が進む中、2016 年 10 月末に ICAO の下部組織である航空環境保全委員会(CAEP)の技術検討グループである超音速タスクグループ（SSTG）に上記成果が提示され、技術的

な議論を通して D-SEND プロジェクトの成果が低ブーム機の飛行実現性に関する物理的根

拠を与えるとともにソニックブーム解析技術の検証データとなり得るとして、今後のブー

ム基準策定検討に非常に有益かつ価値あるものとの高い評価も受け、CAEP での検討段階

のフェーズアップにも貢献している。JAXA では「静粛超音速機技術の研究開発」計画で開

発した低ブーム設計技術以外の要素技術研究成果を取り込み、図１の技術目標を全て達成

できる小型 SST の概念機体を設計するに至っているが 10)、現在は、さらに厳しさを増す離

着陸騒音低減に対する要求も満足できるよう更なる最適な小型 SST 形状のシステム設計研

究を進めている。 参考文献 1) JAXA 航空プログラムグループ：航空機研究開発の現在から未来へ～技術はどこまで発

達しているか～, 丸善プラネット(2011), pp.186-212 2) Darden, C. M.: Sonic Boom Theory – Its Status in Prediction and Minimization, J.

Aircraft, Vol.14, No.6, 1977, pp.569-576.

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3) NEDO：超音速航空機のソニックブーム低減に関する研究開発状況（米国）, NEDO 海

外レポート, No.972, 2006 4) 吉田憲司、本田雅久: D-SEND プロジェクトの全体概要, <特集>第 1 回「低ソニックブ

ーム設計概念実証プロジェクト第２フェーズ飛行試験(D-SEND#2)」, 日本航空宇宙学

会誌, 64(1) (2016), pp.3-8． 5) 牧野好和：D-SEND プロジェクトにおける低ソニックブーム設計概念, <特集>第 2 回「低

ソニックブーム設計概念実証(D-SEND)」プロジェクト, 日本航空宇宙学会誌, 60(8) (2012), pp.313-318．

6) 牧野好和：JAXA におけるソニックブーム推算技術の現状, 日本航空宇宙学会誌, 61(7) (2013), p.237-242．

7) 牧野好和：D-SEND データベース , 日本航空宇宙学会誌 , 60(9) (2012), p.337．http://d-send.jaxa.jp/

8) 中 右介、馬屋原博光、川上浩樹、金森正史：D-SEND#2 ブーム計測システムと計測結

果、<特集>第 7 回「低ソニックブーム設計概念実証プロジェクト第２フェーズ飛行試験

(D-SEND#2)」, 日本航空宇宙学会誌、64(10) (2016)、pp.299-304. 9) 牧野好和、金森正史、石川敬掲：D-SEND#2 低ブーム設計コンセプト検証、第 47 期年

会講演会、前刷集 OS1「D-SEND プロジェクト成果」2A8、2016 10) Kenji Yoshida, Masahisa Honda, D-SEND#2 – Flight Tests for Low Sonic Boom

Design Technology, ICAS2016-0.5, 2016. 11) 牧野好和、中右介、金森正史、石川敬掲：D-SEND#2 低ソニックブーム設計概念実証

結果、<特集>第 8 回「低ソニックブーム設計概念実証プロジェクト第２フェーズ飛行試

験（D-SEND#2）」、日本航空宇宙学会誌, 64(11) (2016)、pp.327-333. 12) 上野篤史、野口正芳、牧野好和：小型超音速旅客機の後端低ブーム設計と風洞試験に

よる検証、第 34 回航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム論文集、pp.79-83, 2016.

（公財）航空機国際共同開発促進基金 【解説概要 28-1】

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