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アイテム
C-S-C鞍部点法によるSST小型実験機の遷移解析
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/43599
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/43599be29a21b-18b1-4aab-a3fe-7f54c824b465
| 名前 / ファイル | ライセンス | アクション |
|---|---|---|
nalsp0059027.pdf (1.4 MB)
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| Item type | テクニカルレポート / Technical Report(1) | |||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 公開日 | 2015-03-26 | |||||||||||
| タイトル | ||||||||||||
| タイトル | C-S-C鞍部点法によるSST小型実験機の遷移解析 | |||||||||||
| 言語 | ||||||||||||
| 言語 | jpn | |||||||||||
| キーワード | ||||||||||||
| 言語 | en | |||||||||||
| 主題Scheme | Other | |||||||||||
| 主題 | Supersonic flow, boundary layer, transition, saddle point method | |||||||||||
| 資源タイプ | ||||||||||||
| 資源タイプ識別子 | http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh | |||||||||||
| 資源タイプ | technical report | |||||||||||
| その他のタイトル（英） | ||||||||||||
| その他のタイトル | Transition Analysis of the SST Experimental Airplane Using the C-S-C Saddle Point Method | |||||||||||
| 著者 |
跡部, 隆
× 跡部, 隆
× Atobe, T.
× Chen, H.H.
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| 著者所属 | ||||||||||||
| 航空宇宙技術研究所 | ||||||||||||
| 著者所属 | ||||||||||||
| カリフォルニア州立大学 | ||||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||||
| en | ||||||||||||
| National Aerospace Laboratory | ||||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||||
| en | ||||||||||||
| California State University | ||||||||||||
| 出版者 | ||||||||||||
| 出版者 | 航空宇宙技術研究所 | |||||||||||
| 出版者（英） | ||||||||||||
| 出版者 | National Aerospace Laboratory(NAL) | |||||||||||
| 書誌情報 |
独立行政法人航空宇宙技術研究所特別資料 en : Special Publication of National Aerospace Laboratory SP-59 巻 59, p. 4, 発行日 2003-06 |
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| 抄録（英） | ||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||
| 内容記述 | The wing of Next Generation Supersonic Transport (NEXST) was designed using the natural-laminar-flow (NLF) concept to reduce the friction drag. The onset of transition from laminar to turbulent flow of NEXST-1 wing model at Mach 2 was predicted using the e^N method with the saddle-point method. The velocity and temperature profiles were obtained by solving the compressible boundary layer equations with the infinite swept wing assumption. The stability analyses were executed at eight span-wise sections of the wing. Numerical results obtained from the present study showed that the amplitude of disturbance are growing rapidly near the leading edge but the growth rate gets slow down soon thereafter. It is seen that this wing model has wide laminar region near the mid-span and the NLF concept was validated. | |||||||||||
| ISSN | ||||||||||||
| 収録物識別子タイプ | ISSN | |||||||||||
| 収録物識別子 | 1347-457X | |||||||||||
| 書誌レコードID | ||||||||||||
| 収録物識別子タイプ | NCID | |||||||||||
| 収録物識別子 | AN10097345 | |||||||||||
| 資料番号 | ||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||
| 内容記述 | 資料番号: NALSP0059027 | |||||||||||
| レポート番号 | ||||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||||
| 内容記述 | レポート番号: NAL SP-59 | |||||||||||
