| 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 |
ロケットフェアリング模型の遷音速風洞試験 |
| 言語 |
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言語 |
jpn |
| 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 |
Transonic Wind Tunnel Test of Rocket Fairing Model |
| 著者 |
高間, 良樹
今川, 健太郎
加藤, 裕之
中北, 和之
西沢, 啓
堤, 誠司
橋本, 敦
渡辺, 重哉
松尾, 裕一
Takama, Yoshiki
Imagawa, Kentaro
Kato, Hiroyuki
Nakakita, Kazuyuki
Nishizawa, Akira
Tsutsumi, Seiji
Hashimoto, Atsushi
Watanabe, Shigeya
Matsuo, Yuichi
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| 著者所属 |
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宇宙航空研究開発機構 (JAXA) |
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宇宙航空研究開発機構 (JAXA) |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
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Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 出版者 |
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出版者 |
宇宙航空研究開発機構 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) |
| 書誌情報 |
宇宙航空研究開発機構特別資料: 第43回流体力学講演会: 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2011論文集
en : JAXA Special Publication: Proceedings of 43rd Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2011
巻 JAXA-SP-11-015,
p. 189-193,
発行日 2012-03-30
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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 |
第43回流体力学講演会/航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム2011 (2011年7月7日-8日. 早稲田大学国際会議場) 東京 |
| 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 |
43rd Fluid Dynamics Conference / Aerospace Numerical Simulation Symposium 2011 (July 7-8, 2011. Waseda University, International Conference Center), Tokyo Japan |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Transonic wind tunnel test of a rocket fairing model was conducted to investigate the steady and unsteady phenomena around it and to obtain the experrimental data used for the validation of CFD code. This paper mainly describes the results of the steady and unsteady pressure measurement. The flowfield around the rocket fairing in transonic regime is characterized by shock wave generated downstream the expansion region near the fairing shoulder, separation caused by the shock wave, and suction region behind it. The unsteadiness was observed in the vicinity of the fairing shoulder due to the interaction between the shock wave and the boundary layer. As uniform flow Mach number was increased, the shock wave was moved downstream. In the leewards side with a small angle of attack, the shock wave was moved upstream, the suction region was enlarged, and the stronger unsteadiness was observed. Even the attachment of a tiny shoulder frame to the clean rocket fairing model significantly changed the pressure distribution because the shock wave and the suction region were highly afected. As a result of the frequency analysis, the broadband increase in the power spectrum density of pressure coefficient was observed when the flow passed through the shock wave. No peculiar frequencies relevant to the transonic unsteady phenomena were found. |
| 内容記述 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
形態: カラー図版あり |
| 内容記述（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Physical characteristics: Original contains color illustrations |
| 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 |
1349-113X |
| 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 |
AA11984031 |
| 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: AA0065207033 |
| 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: JAXA-SP-11-015 |
65207033.pdf (859.4 kB)
