H-2ロケットフェアリング断熱材のアーク加熱試験

• Material Type: 規格・テクニカルリポート類
• Title: H-2ロケットフェアリング断熱材のアーク加熱試験
• Author/Editor: 平林, 則明; 松崎, 貴至; 福島, 幸夫; 中村, 富久; 藤田, 猛; Hirabayashi, Noriaki; Matsuzaki, Takashi; Fukushima, Yukio; Nakamura, Tomihisa; Fujita, Takeshi
• Author Heading: Hirabayashi, Noriaki; Matsuzaki, Takashi; Fukushima, Yukio; Nakamura, Tomihisa; Fujita, Takeshi
• Publication, Distribution, etc.: 航空宇宙技術研究所
• Publication Date: 1992-10
• Publication Date (W3CDTF): 1992
• Alternative Title: Arc-heating tests of thermal protection system materials for the H-2 rocket fairing
• Periodical title: 航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
• No. or year of volume/issue: 1181
• Volume: 1181
• Pages: 1-22
• ISSN (Periodical Title): ISSN : 0389-4010
• Subject Heading: 断熱材料; 耐熱材料; 高温試験; エポキシ樹脂; 熱特性; シリコンゴム; TPS; 熱防御システム; 熱防御性能試験; アーク加熱風洞試験; よどみ点熱伝達; よどみ点加熱率制御; 熱吸収率; H-2ロケット; フェアリング; heat insurating material; heat resisting material; high temperature test; heat resistance characteristic; epoxy resin; thermal property; silicon rubber; thermal protection system; thermal protection capacity test; arc heated wind tunnel test; aerodynamic heating; stagnation point heat transfer; stagnation point heating rate control; heat absorption rate
• Target Audience: 一般
• Note (General): 出版タイプ： NA; 日本の次世代打ち上げ用ロケットH-2の頭部フェアリングに用いる熱防御システム(TPS)に適した材料をアーク加熱風洞により試験した。候補材料の主なものはエポキシ樹脂とシリコンゴムである。H-2ロケット上昇時の頭部空力加熱の最大値に合せて試験時加熱率は60〜100kW/平方メートルとした。試験結果によれば、TPS主材としては縮合型シリコンゴムが最適で、また、シリカコーティングは欠かすことのできないものである。また、フェアリング頭部の表面温度に関する試験と推算の結果から、熱防御のためのシリカコーティングの厚さは2mmで十分であると思われる。; Materials suitable for the Thermal Protection System (TPS) of the rocket fairing for the Japanese next generation launch vehicle named H-2 were tested using an arc-heated wind tunnel. The main constituents of the candidate materials were epoxy resin and silicon rubber. The heating rate was from 60 to 100 kW/(sq m) in accordance with the maximum heating rate of the nose region of an ascending H-2 rocket. Test results showed that polycondensed silicon rubber was the best candidate as the main component of the TPS, and also that a SiC coating was indispensable. In addition, based on results and a preliminary estimation of the skin temperatures of the fairing nose region, a SiC coating of about two mm in thickness is considered sufficient to achieve thermal protection capability.; 資料番号: AA0004196000; レポート番号: NAL TR-1181
• Data Provider (Database): 国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）; https://irdb.nii.ac.jp
• Original Data Provider (Database): 宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ