@techreport{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00039808,
 author = {澤田, 秀夫 and 鈴木, 弘一 and 半沢, 麻雄 and 河野, 敬 and 国益, 徹也 and Sawada, Hideo and Suzuki, Koichi and Hanzawa, Asao and Kono, Takashi and Kunimasu, Tetsuya},
 month = {Jul},
 note = {1995年に小型超音速風洞(航技研0.2m超音速風洞)が航空宇宙技術研究所に新たに作られた。測定部は断面が0.2m×0.2mで長さが0.4mである。マッハ数は可変ノズルにより1.5から2.5までの任意の値に設定できる。総圧は0.15MPaまでで、総温は約330Kである。本風洞は主構造材と圧縮機が低温で使えるように設計されていることと、測定部面積に対する縮流比は約28もあり、境界層吸い取り装置が縮流部に設け、流れの低乱化を図っていることの2つの特徴を持つ。, A small supersonic wind tunnel (The NAL 0.2 m supersonic wind tunnel) was built at the National Aerospace Laboratory, Japan in 1995. The test section is 0.2 m x 0.2 m in cross section and 0.4 m long. Mach number can be set to any value from 1.5 to 2.5 by its flexible plate nozzle. Total pressure can be up to 0.15 MPa and total temperature is around 330 K. This tunnel has two unique points. The main structure and compressor were designed to be available at cryogenic temperatures. The contraction ratio to the test section is about 28, and the boundary layer suction device is mounted at the contraction, in order to establish low turbulent flow., 資料番号: AA0000596000, レポート番号: NAL TR-1302T},
 title = {The NAL 0.2 m supersonic wind tunnel},
 year = {1996}
}