@techreport{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00041445,
 author = {生越, 博景 and Ogoshi, Hirokage},
 month = {Dec},
 note = {航空宇宙技術研究所 17-19 Jan. 2000 東京 日本, National Aerospace Laboratory 17-19 Jan. 2000 Tokyo Japan, 超音速航空機の翼に対する自然層流(NLF)の空力設計を3次元CFD(計算流体力学)および境界層安定解析を用い行った。NLF翼設計に対して2つの主題がある。1つは航空宇宙技術研究所(NAL)の小型無人超音速実験機のL/D(揚力/抗力)比を改善することである。全抗力のほとんど半分に達するこの翼部の表面摩擦抗力を減少するため特に設計を行った。この目的のために3次元CFDソルバおよび3次元層流境界安定解析と2次元逆設計法を用い出来るだけ層流を維持するように設計した。もう1つは翼長方向の圧力分布を考慮してクロス流れの不安定性による遷移を遅らせるように簡単な後退翼を設計した。, Aerodynamic design of Natural Laminar Flow (NLF) for supersonic aircraft wings was conducted by using 3-D CFD analysis and boundary layer stability analysis. There are two main subjects for NLF wing design. One is that the wing of the sub-scaled unmanned supersonic experimental aircraft of National Aerospace Laboratory (NAL) was designed to improve the L/D (Lift/Drag) ratio. The wing sections were designed especially to reduce skin friction drag which amounts to nearly half of the total drag. For this purpose, we designed the wing sections to remain laminar flow as far as possible using 3-D CFD solver and 3-D laminar boundary layer stability analysis code and 2-D inverse design method. The other is that the simple sweep-back wing was designed to delay a transition due to cross flow instability in consideration of spanwise pressure distribution., 資料番号: AA0028638029, レポート番号: NAL SP-49T},
 title = {Aerodynamic design of natural laminar flow supersonic aircraft wings},
 year = {2000}
}