| 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 |
翼型による空力音の2次元直接数値計算 |
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言語 |
jpn |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
翼型 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
2次元モデル |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
直接数値シミュレーション |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
均一流 |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
圧縮性流れ |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Runge-Kutta法 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
空力音 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Navier-Stokes方程式 |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
airfoil |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
two dimensional model |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
direct numerical simulation |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
uniform flow |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
compressible flow |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Runge-Kutta method |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
aerodynamic sound |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
Navier-Stokes equation |
| 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 |
Two-dimensional DNS of aerodynamic sound by an airfoil |
| 著者 |
畠山, 望
入江, 智洋
井上, 督
Hatakeyama, Nozomu
Irie, Tomohiro
Inoue, Osamu
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| 著者所属 |
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東北大学流体科学研究所 |
| 著者所属 |
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東北大学 工学部 機械航空工学科 |
| 著者所属 |
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東北大学流体科学研究所 |
| 著者所属（英） |
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en |
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Institute of Fluid Science, Tohoku University |
| 著者所属（英） |
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en |
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Tohoku University Department of Aeronautics and Space Engineering, Faculty of Engineering |
| 著者所属（英） |
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en |
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Institute of Fluid Science, Tohoku University |
| 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: 境界層遷移の解明と制御研究会講演論文集 第33回・第34回
en : JAXA Special Publication: Proceedings of the 33rd and 34th JAXA Workshops on Investigation and Control of Boundary-Layer Transition
巻 JAXA-SP-04-002,
p. 29-30,
発行日 2005-01-28
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| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
The sound radiated from an airfoil (NACA0012) in a uniform flow is studied using direct numerical simulation (DNS). The two-dimensional compressible Navier-Stokes equations are solved by a 6th-order-accurate Pade type compact scheme and a 4th-order-accurate Runge-Kutta scheme. The Reynolds number based on the airfoil chord length is prescribed to be 5,000, and the Mach number of the uniform flow to be 0.2. The angle of attack is varied from 5 deg to 8 deg. The results show that dipole sounds are generated in accordance with the oscillations of lift and drag forces due to the vortex shedding. As the angle of attack varies, the flow structure near the airfoil is affected, and the generated sounds change in response to the transition of the vortex motion around the airfoil. |
| 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: AA0047776009 |
| 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-04-002 |
47776009.pdf (293.5 kB)
