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  1. コンテンツタイプ
  2. 紀要論文 (Departmental Bulletin Paper)
  1. 機関資料(JAXA, former ISAS, NAL, NASDA)
  2. 旧機関資料 (JAXA, former-ISAS, NAL, NASDA)
  3. 宇宙科学研究所: ISAS Report等を含む (former ISAS (The Institute of Space and Astronautical Science): Including ISAS Report etc.)
  4. 東京大学宇宙航空研究所報告

翼胴結合体の極超音速空力特性

https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/31711
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/31711
988169e8-11f7-4c13-b2da-7f777a75e2eb
名前 / ファイル ライセンス アクション
SA0124732.pdf SA0124732.pdf (620.8 kB)
Item type 紀要論文 / Departmental Bulletin Paper(1)
公開日 2015-03-26
タイトル
タイトル 翼胴結合体の極超音速空力特性
言語
言語 jpn
資源タイプ
資源タイプ識別子 http://purl.org/coar/resource_type/c_6501
資源タイプ departmental bulletin paper
その他のタイトル(英)
その他のタイトル Aerodynamic Characteristics of Wing-Body Combinations at Hypersonic Speed
著者 辛島, 桂一

× 辛島, 桂一

辛島, 桂一

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佐藤, 清

× 佐藤, 清

佐藤, 清

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KARASHIMA, Keiichi

× KARASHIMA, Keiichi

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SATO, Kiyoshi

× SATO, Kiyoshi

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著者所属
東京大学宇宙航空研究所
著者所属
東京大学宇宙航空研究所
著者所属(英)
en
Bulletin of the Institute of Space and Aeronautical Science University of Tokyo
著者所属(英)
en
Bulletin of the Institute of Space and Aeronautical Science University of Tokyo
出版者
出版者 東京大学宇宙航空研究所
書誌情報 東京大学宇宙航空研究所報告

巻 13, 号 1_A, p. 67-81, 発行日 1977-02
抄録
内容記述タイプ Abstract
内容記述 本報告は鈍頭円錐をnose coneにもつ翼胴結合体の極超音速空力特性に関する風洞実験の結果である。実験はnose cone,胴体及び翼胴結合体のそれぞれに対して主流マッハ数8に関して行なわれ,小迎角における飛翔体の3分力空力特性か天秤で測定され,翼胴干渉効果か定量的に明らかにされている。小迎角の範囲内ては翼胴結合体の揚力及び縦揺れモーメント係数は迎角に対してほほ直線的に変化し,胴体の円筒部分に発生する揚力は肩の直近下流に限られ,その値は揚力係数傾斜にして高々03てある。無揚力干渉抗力はnose bluntnessの増加に伴なって著しく減少し,その値は翼の平面形に強く依存しており,台形翼よりは三角翼の方か小さく,アスペクト比の小さい翼程小さくなる。
抄録(英)
内容記述タイプ Other
内容記述 Present paper gives detailed results of a wind tunnel test on aerodynamic characteristics of wing-body combinations at hypersonic speed. The experiment is made for nose cones, cone-cylinders and wing-body combinations, respectively, at free stream Mach number of 8, and 3 components aerodynamic characteristics at small angles of attack are measured to clarify the effect of wing-body interference It is shown that, in the range of small angles of attack, lift and pitching-moment coefficients pertinent to wing-body combinations are almost linear to the angle of attack and the lift coefficient slope appropriate to the cylinder part of the body is 0.3 at maximum. Zero lift drag increment due to wing-body interference is found to decrease considerably with increase of nose bluntness, depending seriously upon the wing plan form, and it is concluded that the interference drag is small for triangular wings with low aspect ratio.
ISSN
収録物識別子タイプ ISSN
収録物識別子 0563-8100
書誌レコードID
収録物識別子タイプ NCID
収録物識別子 AN00161914
資料番号
内容記述タイプ Other
内容記述 資料番号: SA0124732000
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Ver.1 2023-06-21 00:52:42.542510
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