| Item type |
会議発表論文 / Conference Paper(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
ナビアストークス解法をベースにした超音速翼型の逆解法 |
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言語 |
jpn |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
ナビエ・ストークス近似 |
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Other |
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主題 |
反復残差修正法 |
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Other |
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主題 |
逆解法 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
超音速翼 |
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Other |
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主題 |
表面圧力分布 |
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Other |
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主題 |
翼幾何学的修正 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Prandtl-Meyer関数 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
NSFOILコード |
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Other |
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主題 |
翼型設計法 |
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Other |
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主題 |
線形理論 |
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Other |
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主題 |
高梨法 |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
Navier Stokes approximation |
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en |
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Other |
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主題 |
iterative residual correction method |
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Other |
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主題 |
inverse solution |
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en |
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Other |
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主題 |
supersonic airfoil |
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en |
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Other |
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主題 |
surface pressure distribution |
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en |
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Other |
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主題 |
airfoil geometry correction |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
Prandtl Meyer function |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
NSFOIL code |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
airfoil design method |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
linearized theory |
| キーワード |
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言語 |
en |
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Other |
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主題 |
Takanashi's method |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_5794 |
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資源タイプ |
conference paper |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
On an inverse problem for a supersonic airfoils based on Navier-Stokes approximation |
| 著者 |
神谷, 信彦
玉置, 秀海
廣瀬, 直喜
石田, 洋治
Kamiya, Nobuhiko
Tamaki, Hidemi
Hirose, Naoki
Ishida, Yoji
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| 著者所属 |
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名古屋大学 工学部 |
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本田技研工業 |
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航空宇宙技術研究所 |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 |
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en |
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Nagoya University School of Engineering |
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en |
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Honda Motor Co Ltd |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory |
| 出版者 |
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出版者 |
航空宇宙技術研究所 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
National Aerospace Laboratory (NAL) |
| 書誌情報 |
航空宇宙技術研究所特別資料
en : Special Publication of National Aerospace Laboratory
巻 34,
p. 95-100,
発行日 1997-01
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| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
航空宇宙技術研究所 6-7 JUN. 1996 東京 日本 |
| 会議概要（会議名, 開催地, 会期, 主催者等）（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
National Aerospace Laboratory 6-7 JUN. 1996 Tokyo Japan |
| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
超音速翼型の設計に高梨の反復残差修正法を適用した。翼形状の修正は計算圧した力分布と目標圧力分布の間の圧力残差から計算した逆解法を用いて行った。逆解法はPrandtl-Meyer関数あるいは線形理論により得た。圧力分布はナビエ・ストークス近似が使われているコードNSFOILを使って数値的に得た。幾つかの計算例を紹介した。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Takanashi's iterative residual-correction method is applied to the design of supersonic airfoils. Airfoil geometry correction is obtained by use of inverse solutions calculated from the differences between the computed and the prescribed pressure distributions. Inverse solutions are obtained by Prandtl-Meyer function or linearized theory. The pressure distributions are obtained numerically by the code NSFOIL (Navier-Stokes FOIL), where Navier-Stokes approximations are used. Some examples of the calculations are presented. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
0289-260X |
| 書誌レコードID |
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収録物識別子タイプ |
NCID |
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収録物識別子 |
AN10097345 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: AA0000685018 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: NAL SP-34 |
nalsp0034018.pdf (513.5 kB)
