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J-GLOBAL ID：201702281295815904   整理番号：17A0792326

極超音速宇宙飛行体のためのZrB_2SiCベースの熱防御システムの熱構造設計【Powered by NICT】

Thermo-structural design of ZrB₂-SiC-based thermal protection system for hypersonic space vehicles

著者 (2件)： Purwar Anupam (Centre of Excellence in Hypersonics, Indian Institute of Science, Bangalore, India) ,  Basu Bikramjit (Materials Research Centre, Indian Institute of Science, Bangalore, India)
資料名： Journal of the American Ceramic Society  (Journal of the American Ceramic Society)
巻： 100  号： 4  ページ： 1618-1633  発行年： 2017年 
JST資料番号： C0253A  ISSN： 0002-7820  CODEN： JACTAW  資料種別： 逐次刊行物 (A)
記事区分： 原著論文  発行国： アメリカ合衆国 (USA)  言語： 英語 (EN)

抄録/ポイント： 極超音速宇宙飛行体の前縁は,極端な熱流束と圧力の一般的な空気熱力学的条件のために高い温度と応力を経験する。金属機体構造を保護するための熱防御システム(TPS)の設計は,飛行条件での長寿命と信頼性を保証することができる。TPSシステムの効果的な設計は,熱機械的応力と変形の正確な定量的理解,飛行シミュレーションで(Siウエハを)注意深く計算研究を必要とするが必要である。以上の観点から,マッハ7極超音速流に曝露された250秒間の前縁のためのTPS設計は計算流体力学分析(CFD)から評価された圧力および熱流束の有限要素熱-構造解析を行うことにより行った。CFDスキームの忠実度とロバスト性を,格子独立性と収束解析を用いて確立した。CFD解析はその鼻付近の前縁とよどみ領域周りのバウショックの形成を効果的に捉えた。有限要素解析のために,高品質の構造要素は,TPSの熱-構造挙動を正確にモデル化するHyperMeshを用いて生成した。計算分析では,TPSはZrB_2SiCの最外層,フェノールコルクの中間層とTi合金の最内層をもつ三層系としてモデル化した。TPSを横切る温度,応力成分と変位の空間的変動の分析値を批判的に解析して良好な熱構造安定性に特異的な構造形態を説明した。温度の時間的変化とともに,このような計算の結果の意味は,TPSの新しい設計を提案した。前縁は衝撃誘起空力加熱500km範囲の極超音速巡航飛行のための2.11MW/m~2と圧力72.8kPaに曝されたときの提案したTPSは32MPaと0.58mm,それぞれ内の応力と変位を含むことができた。Copyright 2017 Wiley Publishing Japan K.K. All Rights reserved. Translated from English into Japanese by JST.【Powered by NICT】

シソーラス用語： ロバスト性 ,  *熱的構造 ,  計算流体力学 ,  *宇宙飛行体 ,  モデリング ,  前縁 ,  構造解析 ,  空力加熱 ,  熱流束 ,  信頼性 ,  有限要素法 ,  *熱防御 ,  経時変化
準シソーラス用語： 有限要素解析 ,  *超音速 , 【Automatic Indexing@JST】

著者キーワード (5件)： 計算流体力学(CFD) ,  有限要素法(FEM) ,  極超音速機 ,  熱保護システム(TPS) ,  二ほう化ジルコニウム

分類 (1件)： セラミック・磁器の性質  (YC03030G)

タイトルに関連する用語 (4件)： 宇宙飛行体 ,  熱防御 ,  熱構造 ,  設計