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J-GLOBAL ID：201002238223055655   整理番号：10A0380060

極超音速衝撃波・境界層干渉におけるCrackの空力加熱率への影響

Effects of Crack on Heat Flux in Hypersonic Shock/Boundary-Layer Interaction

著者 (5件)： 小澤啓伺 (名古屋大学大学院工学研究科航空宇宙工学専攻) ,  花井勝祥 (名古屋大学大学院工学研究科航空宇宙工学専攻) ,  北村圭一 (名古屋大学大学院工学研究科航空宇宙工学専攻) ,  森浩一 (名古屋大学大学院工学研究科航空宇宙工学専攻) ,  中村佳朗 (名古屋大学大学院工学研究科航空宇宙工学専攻)
資料名： 日本航空宇宙学会論文集  (Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences)
巻： 58  号： 674  ページ： 68-75 (J-STAGE)  発行年： 2010年 
JST資料番号： L3565A  ISSN： 1344-6460  資料種別： 逐次刊行物 (A)
記事区分： 原著論文  発行国： 日本 (JPN)  言語： 日本語 (JA)

抄録/ポイント： スペースシャトルコロンビア号は外部燃料タンクから剥離した耐熱タイルがシャトルの左翼に衝突したことで機体に損傷を与え,地球帰還時その損傷部(Crack)から高温ガスが進入し2003年の悲惨な事故をもたらしている。極超音速流中のCrack部に於ける熱の問題は,次世代宇宙往還機であるTSTO(Two-Stage-To-Orbit)を設計する場合でも安全確立上大変重要となる。TSTOを設計する場合,衝撃波・衝撃波干渉部と衝撃波・境界層干渉部における耐熱タイルによる熱防御が必須である。しかし耐熱タイルの剥離により形成されたCrack部(凹部)での衝撃波・境界層干渉の影響を調べた研究は少ない。本論文ではTSTOの親機側における衝撃波・境界層干渉部において,耐熱タイルの剥落部をCavity形状のCrackで模擬しCrackの空力加熱率への影響について調べている。まず実験における風洞の種類,実験項目の説明,実験に用いる模型の説明,空力加熱率計算法が述べられている。次に計算については計算格子と計算条件,計算方法に分けて述べられている。結果と考察ではまずCrackの影響として,Crackが存在しない場合,Crackが存在する場合に分けて述べられ,次にCrack深さの影響については,空力干渉流れ場への影響,温度分布と空力加熱率への影響,Crack深さの評価に分けて述べられている。

シソーラス用語： 衝撃波 ,  *空力加熱 ,  境界層 ,  熱防御 ,  スペースシャトル ,  極超音速流 ,  タイル ,  耐熱材料 ,  *亀裂 ,  空力干渉 ,  *宇宙往還機 ,  *宇宙機 ,  層 ,  *飛翔体
準シソーラス用語： *宇宙飛行体

分類 (1件)： 飛しょう体の設計・構造  (QK04010H)

引用文献 (25件)：

• 宇宙航空研究開発機構. JAXA長期ビジョン. http://www.jaxa.jp/about/2025/index_j.html. 2005
• DULEPOV, N. P. Propulsion Systems for TSTO Airplane-Accelerators of Different Types. 2001
• PAMADI, B. N. Simulation and Analysis of Stage Separation of Two-Stage Reusable Launch Vehicles. J. Spacecraft Rockets. 2007, 44, 66-80
• MOELYADI, M. A. Stage-Separation Aerodynamics of Two-Stage Space Transport Systems Part 1 : Steady-State Simulations. J. Spacecraft Rockets. 2008, 45, 1230-1239
• MOELYADI, M. A. Stage-Separation Aerodynamics of Two-Stage Space Transport Systems Part 2 : Unsteady Simulations. J. Spacecraft Rockets. 2008, 45, 1241-1250

タイトルに関連する用語 (4件)： 衝撃波 ,  境界層 ,  干渉 ,  空力加熱