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The new data processing equipment of the JAXA 6.5- by 5.5- m Low Speed Wind Tunnel has been in operation since March 2005. This paper presents an outline of the new equipment and shows the result of the preliminary wind tunnel testing., 資料番号: AA0063897002, レポート番号: JAXA-SP-07-019

現在開発を進めているパネル法風洞壁境界修正法の検証の一環として、JAXA6.5m×5.5m低速風洞において実施された高揚力装置半裁模型風洞試験に対し本修正法の適用を試みた。さらに、現在低速風洞で採用しているALAN POPEの修正法との比較により、本修正法の有効性を検討した。, 資料番号: AA0063330003, レポート番号: JAXA-SP-06-020

JAXA6.5m×5.5m低速風洞標準模型試験で、ゼロ横滑り角において有意な横揺れモーメントが発生した。この原因として測定部に非一様な迎角方向の気流偏流分布が存在することが疑われた。5孔ピトー管を使って測定部の迎角方向気流偏流分布を測定したところ、風洞中心水平面に非一様な迎角方向気流偏流分布を確認し、この偏流分布の原因の1つが送風機で発生した旋回流と第4コーナーベーンの相互作用であることが分かった。, 資料番号: AA0048471008, レポート番号: JAXA-SP-04-014

宇宙航空研究開発機構風洞技術開発センター6.5m×5.5m低速風洞(以下LWT1)の計測技術向上およびノウハウ蓄積の一環として、ONERA低速標準模型を用いた全機模型遷移計測試験を実施した。今回採用した計測手法は、定量的点計測法としてプレストン管およびホットフィルムセンサー、また、可視化的手法として感温液晶フィルムおよび赤外線カメラである。計測は左舷主翼外翼部に関して行い、主にLWT1での汎用性という視点に注目した。試験の結果、プレストン管およびホットフィルムによる定量計測は、計測点の移動に時間を要するものの詳細かつ正確なデータ取得に適していることが実証された。一方、可視化的な手法としては、感温液晶フィルムよりも赤外線カメラの方が適当であることが明らかとなった。総合的には、LWT1においては、赤外線カメラ計測結果から得たマクロな情報を元に、プレストン管あるいはホットフィルムにより重要なポイントの詳細計測を行う手法が最適であるという結論を得た。, 資料番号: AA0048140005, レポート番号: JAXA-SP-04-011

航空宇宙技術研究所6.5m×5.5m低速風洞の精度維持管理および風洞特性検討を目的として、ONERA-M5標準模型を用いた低速風洞試験を実施した。試験の結果、全機6分力、主翼・胴体表面圧力分布およびタフトによる気流可視化により、主要な目的である風洞の較正データおよび標準模型の低速空力特性を取得した。また同風洞における風洞試験データの信頼性向上を目指し、風洞壁境界の空力干渉量を古典的修正法により求め、この値の妥当性の検証をパネル法による数値解析結果との比較により行った。その結果、標準模型程度の大きさであれば風洞壁境界修正法は古典的方法で概ね十分であることを確認した。またスティング模型支持装置の模型への空力干渉量は、風洞壁境界修正量と同程度であるということがパネル法により推測された。さらに、主翼表面上にラフネスを貼り付けその粒径を変化させながら抵抗を計測し乱流遷移点を推定する試みを行い、同風洞において強制遷移を行う際の標準的なラフネス高さを定めた。, 資料番号: AA0048061008, レポート番号: JAXA-SP-04-008

The work described here relates to the method measuring the boundary layer transition at large-scale and low-speed wind tunnel. The objective of the research is to improve the test technique and to know a precise procedure about transition measurements, especially for an aircraft model at such type of wind tunnel. At JAXA 6.5 m x 5.5 m Low-Speed Wind Tunnel (LWT1), the boundary layer growing on the left-wing of the ONERA-Model was investigated using two kinds of the quantitative methods (Preston Tube and Hotfilm Sensor) and also two kinds of the visualizing methods (Temperature-Sensitive Liquid Crystal, Infrared Camera). Throughout the experiment, a lot of knowledge were obtained. Transition points investigated by four kinds of methods were correctively agreed., 資料番号: AA0047776001, レポート番号: JAXA-SP-04-002

航空宇宙技術研究所6.5m×5.5m低速風洞後流トラバース装置は1993年度の補正予算を受けて、機構部、制御系を含む全面的な更新がなされた。しかし、その後の本トラバース装置を使用した後流測定試験の自動移動における設定操作画面機能、作業操作性を含むいくつかの改良すべき点が明らかになった為、大型低速風洞においては、1998年度に後流トラバース装置制御系の改修を主目的としたソフト機能の改良と作業操作性向上のための機能向上化を図った。本報告は、本後流トラバース装置に対して、ソフト、ハード両面の改修を実施した機能向上の概要について述べる。, 資料番号: AA0047428011, レポート番号: JAXA-SP-03-003

20-21 May 1999 (62nd). 25-26 Nov. 1999 (63rd), ヘリコプタ騒音のひとつであるBVI(Blade Vortex Interaction)騒音低減化技術確立のための基礎データ取得を目的とし、航技研大型低速風洞を用い翼端渦干渉下におけるフラップ動作時の翼面上圧力分布計測、翼端渦計測およびLLS(Laser Light Sheet)による可視化を行った。本報告では、風洞試験の概要とその結果の一部を紹介する。, The BVI (Blade Vortex Interaction) is one of the serious helicopter noises. In order to obtain the basic data for establishing the BVI noise reduction technology, measurements of the pressure distribution on the wings and the vortices around the wing tips as well as the visualization of vortices by LLS (Laser Light Sheet) were carried out at the NAL Large Low-speed Wind Tunnel when the flap worked actively under the BVI condition. This paper presents the outline of the wind tunnel test and a part of the results., 資料番号: AA0028634007, レポート番号: NAL SP-45

22-23 May 1997 (58th). 27-28 Nov. 1997 (59th), 航空宇宙技術研究所と宇宙開発事業団が共同で実施したHOPE(H-2ロケット打上げ型有翼回収機)小型自動着陸実験(ALFLEX)ではデルタ翼チップフィン形態機の低速空力特性推定が目的の1つとして設定された。ここでは1996年にオーストラリアで実施された飛行試験から動的効果、地面効果も含めたALFLEX実験機の空力特性を推定し、事前に実施されたいくつかの風洞試験の結果と比較評価した。その結果、飛行試験による推定特性と、実験機の制御系設計に使用された基準風洞試験結果との差は概ねバリエーション内であったが、各種風洞試験の間にはかなりのばらつきが見られた。この差の原因としては模型支持方法、模型剛性、模型形状などの違いが考えられる。, For Automatic Landing Flight Experiment (ALFLEX) conducted jointly by NAL and NASDA using a scale model of HOPE (H-2 Orbiting Plane), the estimation of low-speed aerodynamic characteristics of the delta-wing tip-fin shaped model was aimed as one of the objects. In this report, based on the results of flight tests carried out in Australia 1996, aerodynamic characteristics including both dynamic and ground effects were estimated and compared with the previous results of wind tunnel tests. As a result, the differences were found among different kinds of wind tunnel test, in spite of having found a small difference, almost considered within the extent of variation, between the estimated characteristics from flight tests and the obtained results from tests of standard wind tunnel applied to the design of control system of experimental vehicle. The reason for these differences can be attributed to the difference of supporting method, rigidity, and shape of the model., 資料番号: AA0001434010, レポート番号: NAL SP-38

22-23 May 1997 (58th). 27-28 Nov. 1997 (59th), 現在HOPE(H-2ロケット打上げ型有翼回収機)の設計、開発のために国内外の多くの風洞で、対応風洞試験が実施されている。1996年よりNAL大型低速風洞もNAL/NASDA共同研究の一環としてこの対応風試に加わり、その年07HOPE形状15%模型の風試が航空宇宙技術研究所により行われた。その後宇宙開発事業団により、同模型を用いて英国DRA(Defense Research Agency)5m加圧式低速風洞で対応風試が行われた。一方、模型の大きさは異なるものの同一形状模型による風試が、国内の2つの他風洞においてすでに実施されている。NAL大型低速風洞は、この対応風試に参加することにより、(1)風洞設備改修により新たに導入されたスティング支持装置による風試の測定精度を確認すること、(2)他風洞との風試データの差異を確認、把握するとともに、その原因の究明、改善を目指すこと、(3)HOPEの設計、開発に有用な風試データを提供すること、を目的としている。今回ノミナル値、トレランスと呼ばれる統計量を用いて、上記の4風洞における07HOPE形状模型風試の結果の比較を行った。その結果を見ると、NAL大型低速風洞の風試データは、基本特性をはじめ、全般にわたり比較的良好であった。また、抗力係数を除くと4風洞全体の風試データのばらつきは、スペースシャトル開発における対応風試のものと同等、あるいはそれ以下であった。, Wind tunnel comparing tests for design and development of HOPE (H-2 Orbiting Plane) have been carrying out now in many wind tunnels in or outside the country. Since 1996, NAL large-scale and low-speed wind tunnel has been taking part in the test as a part of NAL/NASDA joint research, and wind tunnel test using 07HOPE 15 percent model was conducted by NAL in the starting year. After that, using the same model, a wind tunnel comparing test was conducted by NASDA with England DRA (Defense Research Agency) 5-m pressurized low-speed wind tunnel. On the other hand, the comparing tests were already carried out for the same shape but different scale model in two domestic wind tunnels. The NAL large-scale and low-speed wind tunnel participated in the comparing tests aiming: (1) to confirm measurement accuracy of wind tunnel tests with newly introduced sting support system for revitalization of the wind tunnel; (2) to clear up the cause of the difference and improve the wind tunnel, as well as to confirm the difference in test data from the other wind tunnels; and (3) to provide useful data for design and development of HOPE. In this report, the comparison of test results using 07HOPE shape model were made this time between the above mentioned four wind tunnels, by using statistic values called nominal value and tolerance. The results showed that the test data of NAL large-scale and low-speed wind tunnel are, as a whole, comparatively good including fundamental characteristics. And the variations of test data except for drag coefficients among four wind tunnels are equal to or less than those in the comparing tests for space shuttle developments., 資料番号: AA0001434011, レポート番号: NAL SP-38

航空宇宙技術研究所遷音速風洞の複合荷重式自動天秤較正装置を用いて内挿式6分力天秤の剛性の決定を試みた。供試天秤として、φ50mm〜φ60mmクラスの、製作会社の異なる3体の一体化天秤を選び、剛性の大きさを比較した。またその違いと別途求まる天秤の干渉特性との関係について考察した。この結果天秤感度低下が実用上問題にならない範囲で天秤剛性を高めることで干渉量をかなり小さく押さえられることが判明し、干渉の小さい天秤を設計できる可能性を示した。一方天秤エレメントの剛性が低い場合には干渉量が大きくこの場合にはその量を正しく評価し天秤精度を確保する事が最も重要となる。通常干渉特性は非線型性を有し従って天秤特性も非線型多項式で表現しなくてはならず、複合荷重による天秤較正が必要であることも示した。, The relation between balance characteristics and its stiffness is discussed, emphasizing the evaluation of first and second order interference terms of the balance. Three kinds of internal balances are used for this purpose. Balance characteristics are determined with the automatic balance calibration system of the NAL-TWT (Transonic Wind Tunnel). During balance calibration, the strokes of six electric actuators for repositioning are stored as a data file. The balance deflections like capital delta X, capital delta Y, capital delta Z, capital delta phi, capital delta theta and capital delta psi at full loading are calculated with this data file. They are called 'balance stiffness' in this paper. The relation between balance characteristics and the stiffness is discussed. In case of high stiffness (small deflection), the interference terms in the balance characteristics are small in comparison with the low stiffness balances., 資料番号: AA0001435000, レポート番号: NAL TM-719

キールチューブ付5孔ヨーメータによって、速度ベクトルを求める場合の基本式を提案した。本基本式は従来の方法に比べて、校正係数が少なく、繰返し法によって解く場合の初期値の与え方を改善して、計算ステップ数を少なくし、圧力計測から風向、風速を求めるまでの計算処理時間を短縮した。本方法による風向、風速の測定精度は従来の方法と同程度であることが実験的に示された。, An attempt was made to improve the data reduction process of a 5-hole yaw-meter with a Kiel tube. A new system of equations to replace the old one is proposed, which is used to derive the magnitude and directions of the local flow velocity vectors. This system is simpler compared with the old one because fewer terms are used. As a result, the time to solve the system of equations by an iteration method is reduced. Also, the way of giving the initial values to start the iteration is improved. The measurement accuracy of the velocity and velocity angles by the present method is the same as by the old method., 資料番号: AA0004162000, レポート番号: NAL TM-678

当所大型低速風洞(測定部6.5m×5.5m)において、NAL(航空宇宙技術研究所)スペースプレーン模型の静的な縦3分力・空力係数の測定を行うために風洞試験を実施した。この試験では、従来の模型支持法とは異なり、動的風洞試験を目的として開発されたケーブルマウント・システムにより模型を支持して、静的な縦3分力・空力係数の測定を試みた。この測定手法の特徴は、供試模型が2組の極めて細いケーブルで支持されるため、従来のストラットあるいはステイング模型支持方法に比べて、気流に曝される支持部分の抵抗や空力的な干渉が非常に少ないことである。このような特徴から、ケーブルマウント・システムを使った静的な縦3分力・空力係数の測定手法は、飛行試験における方法と類似しており、静的空力係数を取得する有効な手段となる。本報告では、ケーブルマウント・システム、供試模型の概要、静的縦3分力・空力係数の測定方法およびケーブルマウント・システムによる静的縦3分力の測定例について述べる。, The longitudinal static aerodynamic coefficients of an NAL spaceplane model were measured in the NAL 6.5 m x 5.5 m low-speed wind tunnel. The model was supported by a pair of cables, one spanned horizontally and the other vertically (cable mount system). The aerodynamic interference of the cable mount system is generally smaller than that of conventional model support systems such as the strut and sting system. This paper outlines the cable mount system, the model cable mounted, the method used to measure the trimmed longitudinal aerodynamic coefficients and the test results., 資料番号: AA0004241000, レポート番号: NAL TR-1226

本研究はロータ試験装置として宇宙航空研究開発機構(JAXA)が所有する多目的ロータ試験装置(JAXA Multi-purpose Rotor Test System)にヘリコプタの代表的な形をした胴体模型を設置し、ホバリングから前進飛行まで､さまざまな試験条件でロータと胴体の空力干渉についての試験を行った｡基本空カデータと共に､ブレードと胴体表面の平均圧力分布及び圧力変動､ブレードの運動データを取得した｡ホバリング試験では､推力の増加とともにダウンウオッシュによる胴体上の圧力変動も大きくなることが確認できた。前進飛行試験では､胴体クロスライン上の平均圧力は非対称であり､ブレード後退側で圧力が負圧になることが確認できた。また､前進mu=0.1以下ではダウンウオッシュの影響が顕著であり､mu=0.1以上ではダウンウォッシュの影響がほとんどないことが確認された｡本試験より､ロータと胴体の空力干渉を捉えた CFDの検証用のデータが得られた｡, This paper presents the results of a series of wind tunnel tests on aerodynamic interaction between the rotor and the fuselage. A model rotor test stand JMRTS (JAXA Multi-purpose Rotor Test System) has been used to obtain time-averaged and ensemble-averaged data such as pressure on the blades and fuselage, rotor forces and moments. The blade motions were also calibrated in terms of the collective pitch, flapping and lead-lag angles under both hovering and forward flight conditions. The fuselage of JMRTS is designed after a typical helicopter shape. In the hover cases, it was confirmed that when the rotor thrust was increased, pressure fluctuations on the fuselage increased in amplitude, with the downwash intensified. Moreover, it was spotted in the forward flight cases that time-average pressure distribution measured along a crossline of the fuselage is so asymmetric that the pressure on the retreating side is lower than that on the advancing side. Furthermore, the authors underpinned that the average pressure measured on the fuselage was expressly subject to the rotor downwash when the advance ratio was less than 0.1, while it appeared less affected when the advance ratio was more than 0.1. Consequently, an experimental database, which shall be disclosed to the public for validating CFD codes, was successfully established., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA0064720000, レポート番号: JAXA-RR-10-003

遷移計測の高度化高効率化を念頭に、最適な計測手法選定と関連技術開発を目的として、開発試験において実施することが予想される非断熱性の輸送機形態模型を対象に遷移計測を実施した。試験は宇宙航空研究開発機構風洞技術開発センター6.5m×5.5m低速風洞(LWT1)において、ONERA低速標準模型を対象に行った。計測手法としては、定量的点計測法としてプレストン管およびホットフィルムセンサー、また、可視化的手法として感温液晶フィルムおよび赤外線カメラを使用した。試験の結果、プレストン管およびホットフィルムによる定量計測は、計測点の移動に時間を要するものの詳細かつ正確なデータ取得に適していることが実証された。また感温液晶と赤外線カメラを用いた計測およびその結果から、非断熱性の模型上であっても模型の強制冷却を行うことにより模型表面温度分布からの遷移点判定が可能であることが実証された。総合的には、本試験のような条件下においては、赤外線カメラ計測結果から得たマクロな情報を元に、プレストン管あるいはホットフィルムにより重要なポイントの詳細計測を行う手法が最適であるという結論を得た。, This study developed procedures to measure the boundary layer transition on a metallic aircraft model in a typical large-scale low-speed wind tunnel. At the JAXA 6.5 m x 5.5 m low-speed wind tunnel (LWT1), the boundary layer on the left wing of the ONERA model was investigated using two quantitative methods (Preston Tube and Hotfilm Sensor) and also two visualizing methods (temperature-sensitive Liquid Crystal, Infrared Camera). In the course of the experiments a technique for investigating transition points was developed, which is presented here., 資料番号: AA0047949000, レポート番号: JAXA-RR-04-018

A fibre optic three-dimensional Laser-Two-Focus(L2F)-Velocimeter was introduced in the Aircraft Aerodynamics Division in 1988. The former half of the present report describes both an outline and the principle of this system for two-dimensional measurements. In the latter half, the L2F-Velocimeter is evaluated by using three types of flows, i.e., two-dimensional wake, three-dimensional boundary layer and quasi two-dimensional free jet with, and occasionally without, seeding particles. Furthermore, several seeding particles such as paraffine vapor, mosquito-repellent smoke and tobacco smoke are used for evaluations. The axial velocity component from the L2F-Velocimeter is pointwisely compared with a calibrated velocity. The comparison is extended to the transverse mean velocity component/fluctuating components with hot-wire measurements, in which great care was taken with the linearity and wire inclination. There is no incongruity in comparison except in low turbulence with less than 2％ intensity to the lal velocity .In summary, features of the fiber optic L2F-Velocimeter are its applicability to natural seed, wall-proximity and non-calibration measurements, although it is apriori known that the L2F-Velocimeter is not adaptable to both reverse flow and high turbulence measurements., 資料番号: NALTM0627000, レポート番号: NAL TM-627

The rotor speed control of windmills plays an essential roll in their practical use. Rotor speed control technology is indispensable not only in attainning a high level of energy conversion efficiency but also in avoiding damage to the windmill rotor system under very strong wind conditions. The present study was conducted as a part of the component technology research and development program for the 20kw horizontal axis windmill system development project sponsored by the Science and Technology Agency of the Japanese government. A hydraulic pitch control system for a 1kw class windmill (a pioneering sub-scale model for the 20kw windmill) was developed and improved through repeated tests in the NAL low speed wind tunnel and through outdoor tests. Our original application of the electromagnetic proportional hydro-relief valve to the hydraulic pitch control system of windmills brought an outstanding reduction of the variation in windmill rotational speed. The test results confirm the excellent characteristics of the windmill rotor speed control. The practicality of the hydraulic pitch control system has been proving itself in the 20kw windmill operation since December 1985., 資料番号: NALTR0931000, レポート番号: NAL TR-931

An experimental study of aerodynamic characteristics of a horizontal axis windmill, rated at 20 KW at 8m/s, with a two-bladed rotor of 14m diameter is described. The blade of the windmill was basically designed so as to vary its geometry in such a way that the aerodynamic efficiency becomes maximum and then was fabricated with minor modifications needed to satisfy structural requirements. To confirm the aerodynamic characteristics of the windmill rotor, a wind tunnel test of a 22％ scale model was performed in the NAL low-speed wind tunnel. Measurements were made of the efficiency, torque, axial drag force and initial torque for various combinations of the pitch angle and the tip speed ratio for a zero yaw angle. The data were corrected for the wake blockage effect. The yaw characteristics of the windmill were also measured. The test confirms the very high aerodynamic performance of the windmill rotor., 資料番号: NALTR0887000, レポート番号: NAL TR-887

本報告書は,大型低速風胴試験のデー処理等において,データ信頼性の向上と実験の省力化を目的として次に示す改良を行い所定の成果を得たので,その結果について記述したものである。(1)運転時間の短縮と試験データの同時計測を目的とした収集プログラムの開発(2)風速,模型姿勢角の集中監視と設定操作の向上を目的とした風胴パラメータ監視装置の製作(3)後流測定や模擬エンジン・パラメータ測定のためのシステム機能の補足(4)ミニコンピュータ更新による処理能力の拡充, 資料番号: NALTM0529000, レポート番号: NAL TM-529

A high-speed digital controller for aeroelastic controls was designed and made. The purpose was to minimize adverse phase lag which is inevitably produced by the CPU time of digital processing. The delay deteriorates control performances on rather rapid phenomena like aircraft flutter. With fix-point operation the controller realized 417 microseconds of throughput time including the A/D and D/A conversion. This corresponds to a high sampling rate of 2.4kHz. The controller furnishes two channels, each of which can be implemented with up to the eighth order control laws allowing the coupling terms. Control laws can be loaded by changing coefficients for multiplication in its expansion form. These coefficients are calculated and transferred by a peripheral computer through the GP-IB busline. At the stage of D/A conversion, the number of bit-shifts associated with a scaling is made programmable to avoid overflow and to lessen inaccuracy due to the truncation error. A sample period is also selectable through the GP-IB busline. This period ranges from 1 ms to 500μs. In the appendix, a program is presented for converting from the continuous transfer function in the Laplace domain to a discrete transfer function in the z-domain with the aid of Tustin’s approximation., 資料番号: NALTR1014000, レポート番号: NAL TR-1014

資料番号: NALTM0345000, レポート番号: NAL TM-345

航技研における大型低速風胴データ処理システム1)は,風胴試験データのオンラインリアルタイム収集機能を有するとともに,中央計算機と専用の通信回線で結合されたリモートバッチ端末としての機能も有し,昭和52年2月に稼働開始以来,数多くの風胴試験に供されてきた。近年,航空機の大型化とSTOL化に伴ない,風胴試験内容の多様化と高度化が要求されるようになり,これに対処するため,風胴試験の多様性に応じてシステムの機動性や柔軟性を高め,データ処理時間を短縮して風胴試験の効率を高めるなどデータ処理技術の改善を行なってきた。これらの技術成果の内,計測のオンライン化に関するものとしては,既に第Ⅰ報2),第Ⅱ報3)として報告した。今回は,第Ⅰ報の補遺の意味もあって,本風胴におけるデータ処理システムの一環として使用しているリモートバッチ処理機能を主要題目にその利用技術について報告することにした。, 資料番号: NALTM0408000, レポート番号: NAL TM-408

A simple method was developed to determine the focal point of the Laser 2 Focus velocimeter. The method requires only a conventional hot-wire anemometer, which is traversed across the dual beams at diverse beam-axis locations. The squared hot-wire bridge output indicates the mean value of the beam intensity exposed on the hot-wire element. Eventually, the maximal bridge output along the beam axis is referred to as the focal point. Furthermore, the method can be extended to measure laser-beam properties such as beam separation, beam diameter, relative beam intensity on the dual beams, beam divergence and cross-sectional beam-intensity distribution. Measurement error in determining the beam diameter is estimated by using a simple beam model., 資料番号: NALTR1043000, レポート番号: NAL TR-1043

当所の5.5m×6.5m大型低速風胴は,昭和40年完成以来,各種の試験を行ってきた。本風胴の計測装置の概要については,すでに文献1に述べられており,電子計算機システムの更新にともなうオンライン計測については,文献2で第Ⅰ報として報告した。しかし第Ⅰ報では6分力計測を中心にして取扱われており,今回は第Ⅰ報の補遺の意味もあって,最近当風胴試験で数多く使用されているスキャニバルブ方式による圧力計測についての概要とその処理方式について,報告することにした。, 資料番号: NALTM0392000, レポート番号: NAL TM-392

資料番号: NALTM0368000, レポート番号: NAL TM-368

A pressure measuring system using electrically scanned pressure sensors (ESP) was built and installed in a transonic blowdown wind tunnel, and thoroughly tested to see how effective an ESP system is in enhancing data productivity when compared with the scanivalve system hitherto used. After a brief description of what an ESP is and how to use it, detailed results are given of studies in which linearity, stability and repeatability characteristics of our ESP system was examined. It is shown that the deviation of the system output from linearity is less than 0.25％ of the full-scale value (FS), that the thermal zero shift is of negligible magnitude (less than a quarter of 0.1％ of FS) and that the repeatability is also quite satisfactory. The pressure sensors were placed in the plenum chamber surrounding the test section, where the temperature change during the tunnel operation remains rather small (generally about 1C). This environmental stability contributed to the excellent performance of our pressure measuring system. The time needed for the measurements of pressures on and about an airfoil model (42 static pressures on the surface and 35 total pressures in the wake) is 8 seconds whereas it has been 43 seconds with the Former scanivalve system. The data transfer time continues to be disproportionate - 35 seconds - as long as the data processing unit is unchanged. Thus, concurrent improvement in the data processing unit is necessary if the maximum benefit is to be obtained from the installation of an ESP system., 資料番号: NALTR0883000, レポート番号: NAL TR-883

A gust generating system was constructed for the test of a gust alleviation device conducted in the NAL′s 6.5m×5.5m low speed wind tennel. This system makes use of tip vortices shedding from a pair of cantileved, oscillating wings. The Dryden model of atmospheric turbulence was successfully simulated with this system; and wind tunnel tests for developing a gust load alleviation technique for an energy efficient type of future transport with a high aspect ratio wing were conducted with good results., 資料番号: NALTR0929000, レポート番号: NAL TR-929