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pro vyhledávání: '"低速風洞試験"'
Autor:
Yokokawa, Yuzuru, Morita, Yoshio, Murota, Katsuichi, Takahashi, Hitoshi, Baba, Shigeo, Hoshino, Hideo, Nonaka, Osamu, Higashimura, Eri, Mashiro, Jin, Yanagisawa, Mitsunori
Publikováno v:
宇宙航空研究開発機構特別資料: 第69回風洞研究会議論文集 = JAXA Special Publication: Proceedings of the Wind Tunnel Technology Association 69th Meeting. :40-52
航空宇宙技術研究所6.5m×5.5m低速風洞の精度維持管理および風洞特性検討を目的として、ONERA-M5標準模型を用いた低速風洞試験を実施した。試験の結果、全機6分力、主翼・胴体表面圧力分
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::2fe40bdd619efcbdb03ef24990e1c7d8
http://id.nii.ac.jp/1696/00006527/
http://id.nii.ac.jp/1696/00006527/
Autor:
Sawada, Hideo, Kunimasu, Tetsuya
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所特別資料: 境界層遷移の解明と制御研究会講演論文集 第29回・第30回 = Special Publication of National Aerospace Laboratory: Proceedings of the 29th and 30th NAL Workshops on Investigation and Control of Boundary-Layer Transition. 56:37-40
A low speed wind tunnel was well equipped with the 60 cm MSBS. The MSBS has been improved at its power amplifier to get roll motion control. Drag coefficients of three models were measured with the MSBS. Ellipsoid model drag coefficients are agreed w
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::f06409fcfcdcd6cd1728970a6945d1d9
http://id.nii.ac.jp/1696/00038196/
http://id.nii.ac.jp/1696/00038196/
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航空宇宙技術研究所特別資料: 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2001論文集 = Special Publication of National Aerospace Laboratory: Proceedings of Aerospace Numerical Simulation Symposium 2001. 53:191-196
Blade-Vortex Interaction (BVI) noise is generated by interaction between blade and tip vortex. In this paper, BVI is simulated as an interaction between a blade and an externally generated vortex from a fixed-wing vortex generator. This vortex was mo
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::1cee62a50622dd28f10e04eb40bc22bf
http://id.nii.ac.jp/1696/00038063/
http://id.nii.ac.jp/1696/00038063/
Autor:
Shinbo, Yuichi
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所特別資料 = Special Publication of National Aerospace Laboratory. 38:179-185
22-23 May 1997 (58th). 27-28 Nov. 1997 (59th)
感圧塗料は主に無風状態と通風状態の間の圧力変化が大きく、画像のS/N比が大きい遷音速、超音速の風洞試験で従来用いられてきた。本実験では測
感圧塗料は主に無風状態と通風状態の間の圧力変化が大きく、画像のS/N比が大きい遷音速、超音速の風洞試験で従来用いられてきた。本実験では測
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::13f4d52f88754cfe5099646bbcb5b1a7
http://id.nii.ac.jp/1696/00037191/
http://id.nii.ac.jp/1696/00037191/
Autor:
UDF共同研究チーム, UDF Joint Research Team
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1326:1-44
この研究は、同軸反転型高速プロペラの実験的研究をまとめたものである。1988年から1992年度にかけて航空宇宙技術研究所と日本航空機開発協会が「大型低速風洞におけるプロペラ回転
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http://id.nii.ac.jp/1696/00039955/
http://id.nii.ac.jp/1696/00039955/
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航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory. 695:1-19
上反角の無い、後退角付き主翼に前進角と下反角を有する水平尾翼を結合した結合翼機の空力特性を調べるために低速風洞試験を実施した。さらに後退角付き主翼の翼端剥離を遅らせる
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http://id.nii.ac.jp/1696/00039804/
http://id.nii.ac.jp/1696/00039804/
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航空宇宙技術研究所資料 = Technical Memorandum of National Aerospace Laboratory. 682:1-21
片翼に2基のエンジンを搭載した(4発機)USB(上部吹出し)方式のパワード・リフト機では、2基のエンジン間隔が排気の偏向特性(コアンダ効果)に影響する。この原因とそのときの排気流の特
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::e6442f3134491ba205979377510ea84c
http://id.nii.ac.jp/1696/00039625/
http://id.nii.ac.jp/1696/00039625/
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航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1245:1-13
ボルテックス･フラップ付きデルタ翼の後退角の変化が空力特性に及ぼす影響を調べるために、後退角70度のボルテックス･フラップ付きデルタ翼模型を用いて風洞実験を行った。空気
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::69847808c9992f5fd937622950096216
http://id.nii.ac.jp/1696/00041216/
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Autor:
Shigemi, Masashi, Fujita, Toshimi, Iwasaki, Akihito, Onuki, Takeshi, Rinoie, Kenichi, Nakayasu, Hidehiko, Sagisaka, Masakazu
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1236:1-57
HOPE ALFLEX(自動着陸実験)実験機開発のための地面効果試験を実施した。本実験の目的は、(1)新しく採用した模型支持システムが一様流に及ぼす影響の予備検証を行うこと。(2)静的地面効果
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::4309b527655400daab1f288d6376d20c
http://id.nii.ac.jp/1696/00041213/
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Autor:
Murota, Katsuichi, Yanagihara, Masaaki
Publikováno v:
航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory. 1226:1-19
当所大型低速風洞(測定部6.5m×5.5m)において、NAL(航空宇宙技術研究所)スペースプレーン模型の静的な縦3分力・空力係数の測定を行うために風洞試験を実施した。この試験では、従来の模
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https://explore.openaire.eu/search/publication?articleId=jairo_______::f79a58f25c3906a35e94a0018b06443c
http://id.nii.ac.jp/1696/00041205/
http://id.nii.ac.jp/1696/00041205/