極超音速風洞での空力係数の不確かさ
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概要
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In order to estimate the wind tunnel data uncertainty, it is necessary to consider the error propagation caused by the tunnel flow quality. At the NAL 1.27 m hypersonic wind tunnel, multi point calibration tests of the flow field and 6-component force tests of a winged vehicle model were conducted to estimate uncertainties of aerodynamic coefficients. A statistical assessment of Mach number distributions in the uniform core flow gave us an uncertainty of dynamic pressure. Contributions of each uncertainty to the result uncertainties were examined and the large contributions of the dynamic pressure uncertainty were found. These estimated uncertainties were validated by repeat test results and comparisons of the same model test results obtained in another wind tunnel at the same test condition. This uncertainty estimation method is appropriate for hypersonic wind tunnel testing since the model existence gives little effect on the upstream flow.
- 社団法人 日本航空宇宙学会の論文
- 2003-04-05
著者
-
小山 忠勇
宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部風洞技術開発センター
-
小山 忠勇
航空宇宙技術研究所
-
津田 尚一
航空宇宙技術研究所
-
平林 則明
航空宇宙技術研究所
-
穂積 弘一
航空宇宙技術振興財団
-
関根 英夫
航空宇宙技術振興財団
-
津田 尚一
宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部風洞技術開発センター
-
平林 則明
宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部風洞技術開発センター
-
永井 伸治
宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部風洞技術開発センター
-
永井 伸治
航空宇宙技術研究所
-
穂積 弘一
宇宙航空研究開発機構総合技術研究本部風洞技術開発センター極超音速風洞セクション
-
津田 尚一
航空宇宙技研
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