遷音速領域での超音速航空機の前縁フラップによる揚抗比の改善について
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概要
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Wind tunnel tests were conducted to investigate lift to drag ratio improvement by the leading-edge flap the outboard wing on an SST model at transonic regions. Force measurements and surface pressure measurements were performed for the SST model with and without outboard leading-edge flaps of 5 and 12.2 degrees deflection angles. The lift to drag ratio was improved due to a reduction in the drag component when flaps deflected, because the flow was attached to the leading edge surface of the wing. The optimum flap deflection angles to attain the maximum lift to drag ratio at a fixed lift coefficient were estimated using experimental results.
- 社団法人 日本航空宇宙学会の論文
- 2004-02-05
著者
-
李家 賢一
東京大学大学院工学系研究科航空宇宙工学専攻
-
吉田 憲司
宇宙航空研究開発機構航空プログラムグループ企画推進室
-
李家 賢一
東京大学工学系研究科
-
野口 正芳
航空宇宙技術研究所
-
郭 東潤
宇宙航空研究開発機構航空プログラムグループ超音速機チーム
-
野口 正芳
宇宙航空研究開発機構航空プログラムグループ超音速機チーム
-
郭 東潤
航空宇宙技術研究所次世代超音速機プロジェクトセンター
-
宮田 勝弘
東京大学大学院
-
吉田 憲司
航空宇宙技術研究所次世代超音速機プロジェクトセンター
-
野口 正芳
航空宇宙技術研
-
吉田 憲司
航空宇宙技研
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