渡利 實 WATARI Minoru

ID:9000006288362

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 Wind Tunnel Technology Center, Institute of Aerospace Technology (2007年 CiNii収録論文より)

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Articles:  1-8 of 8

  • Flow-Deflection characteristics of JAXA 0.44m Hypersonic Shock Tunnel with a Dual-wheel Model Support System  [in Japanese]

    YAMAZAKI Takashi , NAKAKITA Kazuyuki , NAKAGAWA Muneyoshi , WATARI Minoru

    0.44 m 極超音速衝撃風洞においてデュアルホイール型模型支持装置を使用時の気流偏向特性試験を2 次元くさび模型を用いて行った.試験は模型表面圧力の計測とシュリーレン観測を行い,迎角変化に対する模型上下面の圧力値の変化を調べた.模型迎角に対する模型表面圧力の変化から一様流の気流偏角を推算し,マッハ数10 ノズルを使用した今回のケースでは気流偏向角は約0.2 度の吹き上げである事が分かった.また, …

    JAXA research and development report JAXA-RR-06-040, 1-14, 2007-03

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  • Measurement of Heat Transfer Distribution by Infrared Thermography Technology  [in Japanese]

    KOYAMA Tadao , TSUDA Shoichi , HIRABAYASHI Noriaki , SEKINE Hideo , HOZUMI Koichi , WATARI Minoru

    JAXA 1.27m 極超音速風洞では赤外線サーモグラフィーを用いて空力加熱率分布の測定を行っている。AGEMA 社製LW900 型の赤外線カメラを3 台使用し、模型全体の加熱率分布を同時に計測できる技術を確立した。赤外線サーモグラフィー法の測定精度を確認するため、半球標準模型試験および平板ランプ模型試験を行った。半球標準模型試験は、半径0.05m の半球模型を用い、よどみ点の加熱率をSagnie …

    JAXA research and development report JAXA-RR-06-026, 1-30, 2007-03

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  • Measurement of Flow Angle Distribution of the JAXA 1.27 m Hypersonic Wind Tunnel  [in Japanese]

    SEKINE Hideo , TSUDA Shoichi , HIRABAYASHI Noriaki , KOYAMA Tadao , NAGAI Shinji , WATARI Minoru

    1.27m 極超音速風洞の気流品質確認の一環としてマッハ数校正試験と並行して気流傾角分布測定試験を1999 年6 月から2000 年7 月にかけて実施した。表面4 点に圧力孔を有し、差圧を検出することで縦横の気流傾角を同時に測定できる円錐プローブ7個を持つ気流傾角レークを適用して試験を効率的に行った。風洞よどみ点温度は800℃とし、風洞よどみ点圧力は2.5MPa、4MPa、6MPa の3 点で試験 …

    JAXA research and development report JAXA-RR-06-006, 1-24, 2007-03

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  • Air Models Used in Flow Calculations for the JAXA Hypersonic Wind Tunnel  [in Japanese]

    WATARI Minoru

    宇宙航空研究開発機構の風洞技術開発センターは、ノズル出口直径0.5 m のマッハ数5, 7, 9 極超音速風洞、ノズル出口直径1.27 m のマッハ数10 極超音速風洞、およびノズル出口直径0.44 m のマッハ数10, 12 極超音速衝撃風洞を有している。極超音速気流は高圧空気をノズルにより加速、真空中に噴出することにより作る。断熱膨張による空気の液化を防ぐため、あらかじめ高圧空気を加熱してから …

    JAXA research and development report JAXA-RR-06-011, 1-41, 2007-02

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  • Mach Number Calibration of 0.44 m Hypersonic Shock Tunnel with a Turntable Model Support System  [in Japanese]

    YAMAZAKI Takashi , NAKAKITA Kazuyuki , SEKINE Hideo , WATARI Minoru

    1994 年、現在の場所に移設改修したJAXA 0.44 m 極超音速衝撃風洞(HST)は、安定した一様流の持続時間数十ミリ秒、通風間隔10〜15 分間に1 ショット、という衝撃風洞として比類のない高生産性を誇っている。近年、試験結果に不確かさ評価を加えて示すことが求められるようになってきたのに対応して2005 年10 月に統計的評価に耐え得る、より細かい間隔でのピトー圧力測定試験を実施し、マッハ …

    JAXA research and development report JAXA-RR-05-050, 1-22, 2006-03

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  • Mach Number Calibration on Mach 5 and 7 Nozzles of 0.5 m Hypersonic Wind Tunnel  [in Japanese]

    SEKINE Hideo , HIRABAYASHI Noriaki , KOYAMA Tadao , TSUDA Shoichi , NAGAI Shinji , HOZUMI Koichi , WATARI Minoru

    風洞試験データの品質保証の一環として0.5m 極超音速風洞のマッハ数分布測定をマッハ数5 及び7 ノズルについて行った。試験を効率的に進めるために43 箇配列のピトーレーク及びプログラムとリモート操作機能を有する2 軸トラバース装置を整備し、ピトー圧力を電子走査式圧力測定(ESP)システムで測定した。試験は予備試験と本試験と都合4回に分けて実施した。予備試験ではマッハ数7 ノズルを用いて通風し、構 …

    JAXA research and development report JAXA-RR-05-043, 1-31, 2006-02

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  • Mach Number Calibration on 1.27 m Hypersonic Wind Tunnel  [in Japanese]

    KOYAMA Tadao , NAGAI Shinji , TSUDA Shoichi , HIRABAYASHI Noriaki , SEKINE Hideo , HOZUMI Koichi , WATARI Minoru

    1995 年3 月に完成した1.27m 極超音速風洞は、竣工後の気流校正試験によりピトー圧力の変動やマッハ数分布のバラツキがあることがわかった。風洞の気流品質の向上を図るため加熱器の改修、ノズルの再加工等を行った後に改めて気流校正試験を行った。1999 年実施の高温側校正領域(よどみ点温度1100K 付近)試験ではよどみ点圧力2.5MPa、4MPa、6MPa の3 条件で、2000 年実施の低温側 …

    JAXA research and development report JAXA-RR-05-041, 1-31, 2006-02

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  • Representation and Application of Uncertainties at a Hypersonic Wind Tunnel  [in Japanese]

    NAGAI Shinji , TSUDA Shoichi , KOYAMA Tadao , HIRABAYASHI Noriaki , SEKINE Hideo , WATARI Minoru

    To estimate uncertainties of wind tunnel test data, it is necessary to analyze statistical uncertainties of tunnel flow conditions. The tunnel flow field should be calibrated at many points in time an …

    JOURNAL OF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL AND SPACE SCIENCES 53(622), 491-497, 2005-11-05

    J-STAGE  References (12) Cited by (2)

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