@inproceedings{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00036877,
 author = {神谷, 信彦 and 玉置, 秀海 and 廣瀬, 直喜 and 石田, 洋治 and Kamiya, Nobuhiko and Tamaki, Hidemi and Hirose, Naoki and Ishida, Yoji},
 book = {航空宇宙技術研究所特別資料, Special Publication of National Aerospace Laboratory},
 month = {Jan},
 note = {航空宇宙技術研究所 6-7 JUN. 1996 東京 日本, National Aerospace Laboratory 6-7 JUN. 1996 Tokyo Japan, 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。, 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., 資料番号: AA0000685018, レポート番号: NAL SP-34},
 pages = {95--100},
 publisher = {航空宇宙技術研究所, National Aerospace Laboratory (NAL)},
 title = {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},
 volume = {34},
 year = {1997}
}