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アイテム
A Method for Obtaining Shockless Transonic Flows past Airfoils, Partially Modified from a Given Arbitrary Airfoil
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/44857
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/44857561d2d1f-49b5-4c46-a453-aa91f6973856
| 名前 / ファイル | ライセンス | アクション |
|---|---|---|
naltr0602t.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 | A Method for Obtaining Shockless Transonic Flows past Airfoils, Partially Modified from a Given Arbitrary Airfoil | |||||||||
| 言語 | en | |||||||||
| 言語 | ||||||||||
| 言語 | eng | |||||||||
| 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 | |||||||||
| 著者 |
中村, 正義
× 中村, 正義
× NAKAMURA, Masayoshi
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| 著者所属 | ||||||||||
| 航空宇宙技術研究所空気力学第二部 | ||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||
| en | ||||||||||
| Second Aerodynamics Division, National Aerospace Laboratory(NAL) | ||||||||||
| 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 |
航空宇宙技術研究所報告 en : Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-602T 巻 602T, p. 24, 発行日 1980-08 |
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| 抄録 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Abstract | |||||||||
| 内容記述 | この報告は,任意に与えた翼の一部分を変更して衝撃波を伴わない遷音速流が得られる翼を求める解法を二次元流の場合について述べたものである。遷音速流を表わす方程式は,物理座標において非線形な混合型偏微分方程式である。この式の連続な解を与えられた境界条件の下で直接求めることは一般に不可能である。しかし,仮にあらかじめ音速線の位置がわかっていて境界条件の一部の変更が許されるならば,この式の連続な解を求めることが可能である。そこで,本報告書では,解法を二段階に分け,まず音速線を定め,次に境界条件の一部を変更して目的の解を得ることができた。その概要は次のとおりである。遷音速流を表わす混合型方程式に替えて,人為的に楕円型になる方程式を作る。それは,本来の超音速流に替えて,方程式を楕円型にするような仮の超音速流を導入することにより作られる。この亜音速流と仮りの超音速流を表わす方程式は楕円型であるため,任意に与えた翼を境界条件として,境界値問題においてその解が得られる。一般に,この得られた解の中には両流れの領域が存在し,それらの境界線が音速線として定められる。与えられた翼を過ぎるこの得られた流れは,超音速流部分が人工的なものであり非現実な流れである。次に,仮の超音速流に替えて本来の超音速流を求める。それは,超音速流を表わす双曲型方程式を先に定められた音速線の初期条件の下で初期値問題として解くことである。ここでは,先に境界条件として与えられた翼の一部が変更される。このように二段階の解法により得られた亜音速流は音速線において連続的につながり,この流れの中には衝撃波は存在しない。結局,与えられた任意翼の一部分が変更されて,それを過ぎると衝撃波を伴わない遷音速流が得られる。この解法は，翼に対する直接解法と逆解法を組み合せた方法であり翼に関する任意性が大きい。この解法により求められた翼について言えば,その亜音速流に接する部分は任意に与えた翼の部分と同一であり,また超音速流に接する部分も間接的ではあるがほぼ任意に決めることができる。それは,仮の超音速流に依存するものであり,この流れの選定に任意性があるからである。本解法の実際に計算は数値解析によった。その結果,予想どおりの満足する具体例を得ることができた。 | |||||||||
| 抄録（英） | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | In the present paper, we will describe a method for obtaining shockless transonic flows past two-dimensional airfoils. The methods of calculations of transonic flows are roughly classified into two groups: the direct method, which yields the transonic flows past given arbitrary airfoils, and the inverse method, which determines shapes of airfoils. In the former method, the shock waves normally exist in the region of transonic flows, and some numerical methods are already known.1) In the latter, transonic flows with given pressure distribution are calculated, and several analytical methods also exist.2) The method described in this paper is a combination of the direct method and the inverse method. This method will yield the shockless transonic flows past airfoils which are partially modified from a given arbitrary airfoil. If one puts an arbitrary airfoil into a region of free stream flows with a comparatively large free stream Mach number, the shock waves generally exist. It is the purpose of this paper to show how one can obtain shockless transonic flows around airfoils which are partially modified. | |||||||||
| ISSN | ||||||||||
| 収録物識別子タイプ | ISSN | |||||||||
| 収録物識別子 | 0389-4010 | |||||||||
| 資料番号 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | 資料番号: NALTR0602T000 | |||||||||
| 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 TR-602T | |||||||||
