The NAL 0.2 m supersonic wind tunnel

Material type: 文書・図像類

Author: 澤田, 秀夫ほか

Publisher: 航空宇宙技術研究所

Publication date: 1996-07

Material Format: Digital

Capacity, size, etc.: -

NDC: -

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Notes on use

Note (General)：: 1995年に小型超音速風洞(航技研0.2m超音速風洞)が航空宇宙技術研究所に新たに作られた。測定部は断面が0.2m×0.2mで長さが0.4mである。マッハ数は可変ノズルにより1.5から2.5までの任意の値に設定できる。総圧は0.15MPaまでで、総温は約330Kである。本風洞は主構造材と圧縮機が低温...

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Material Type: 文書・図像類
Title: The NAL 0.2 m supersonic wind tunnel
Author/Editor: 澤田, 秀夫
鈴木, 弘一
半沢, 麻雄
河野, 敬
国益, 徹也
Sawada, Hideo
Suzuki, Koichi
Hanzawa, Asao
Kono, Takashi
Kunimasu, Tetsuya
Author Heading: 澤田, 秀夫
鈴木, 弘一
半沢, 麻雄
河野, 敬
国益, 徹也
Sawada, Hideo
Suzuki, Koichi
Hanzawa, Asao
Kono, Takashi
Kunimasu, Tetsuya
Publication, Distribution, etc.: 航空宇宙技術研究所
Publication Date: 1996-07
Publication Date (W3CDTF): 1996-07
Alternative Title: NAL0.2m超音速風洞
Periodical title: 航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
No. or year of volume/issue: 1302T
Volume: 1302T
Pages: 1-10
ISSN (Periodical Title): ISSN : 0389-4010
Text Language Code: eng
Subject Heading: 超音速風洞
軸流圧縮機
高研磨縮流面
低温風洞
縮流比
低乱化
高レイノルズ数
可変マッハ数ノズル
境界層吸い取り装置
supersonic wind tunnel
axial flow compressor
highly polished contraction surface
cryogenic wind tunnel
contraction ratio
turbulence reduction
high Reynolds number
variable Mach number nozzle
boundary layer suction device
Target Audience: 一般
Note (General): 1995年に小型超音速風洞(航技研0.2m超音速風洞)が航空宇宙技術研究所に新たに作られた。測定部は断面が0.2m×0.2mで長さが0.4mである。マッハ数は可変ノズルにより1.5から2.5までの任意の値に設定できる。総圧は0.15MPaまでで、総温は約330Kである。本風洞は主構造材と圧縮機が低温で使えるように設計されていることと、測定部面積に対する縮流比は約28もあり、境界層吸い取り装置が縮流部に設け、流れの低乱化を図っていることの2つの特徴を持つ。
A small supersonic wind tunnel (The NAL 0.2 m supersonic wind tunnel) was built at the National Aerospace Laboratory, Japan in 1995. The test section is 0.2 m x 0.2 m in cross section and 0.4 m long. Mach number can be set to any value from 1.5 to 2.5 by its flexible plate nozzle. Total pressure can be up to 0.15 MPa and total temperature is around 330 K. This tunnel has two unique points. The main structure and compressor were designed to be available at cryogenic temperatures. The contraction ratio to the test section is about 28, and the boundary layer suction device is mounted at the contraction, in order to establish low turbulent flow.
資料番号: AA0000596000
レポート番号: NAL TR-1302T
Source: https://jaxa.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=39808&item_no=1&attribute_id=31&file_no=1
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/?action=repository_action_common_download&item_id=39808&item_no=1&attribute_id=31&file_no=1
Access Restrictions: 限定公開
Data Provider (Database): 国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
https://irdb.nii.ac.jp
Original Data Provider (Database): 宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ