Bu tədqiqat, Mach 8 civarındaki uzunmüddətli hipersonik ucuşta çok yüksək aerotermal yüklere maruz kalan bir raket ön gövdəsinin necə korunabiləceğini real bir ucuş sınşəbəkəı üzerinden araşdırır. DLR'nin STORT projesi kapsamında geliştirilən 1,5 metre uzunluğundaki bilimsel yük ön gövdəsi, yüksək sıcaklığa dayanıqlı karbon/karbon-silisium karbid (C/C-SiC) keramik matrisli kompozit parçalarla kaplanmıştır. Tasarımın əsas hedeflerinden biri, hipersonik axınta lokal istiliknmayı artırabiləcek civata başları, keskin birleşimler və fazala sayıda panel aralığı oluşturmadan mümkün olduğunca pürüzsüz bir aerodinamik səth elde etmektir.

Ön gövdə bu niyəle yalnız beş ana C/C-SiC parçaya ayrılmıştır: bərk bir burun bloku və bunun arəzələında A, B, C və D kimi adlandırılan dört aksial simetrik kapalı qabıq. Dört qabıq yaş filament sarımıı metoduyle üretilmiş; minimum 5 mm divar qalınlığı üçün 12 sarım qatı tətbiq edilmişdir. Ortalama lif sarım bucşəbəkəı təxminən 45° seçilmiş və her segmentin geometriyasine bşəbəkəlı kimi lokal açı değiştirilmiştir. C/C-SiC qabıq ilə içerideki alüminium daşıyıcı struktur arasındaki büyük temperatur fərqının oluşturacşəbəkəı gərginlikleri azaltmaq üçün CMC və Inconel 600 parçalarını birleştiren xüsusi bir “double-L” birləşmə geliştirilmiştir.

termal sonlu element analizində ucuş trayektoriyasıne bşəbəkəlı aerodinamik istiliknma modellenmiştir. Hesaplamalara göre 220–230 saniye civarında burun dayanma nöqtəsindaki konvəktiv istilik axını təxminən 4 MW/m² səviyyəine ulaşırken diğer segmentlerde təxminən 0,2–0,5 MW/m² aralığında kalmaktadır. Burun ucunda temperaturun təxminən 180. saniyeden itibaren C/C-SiC üçün passiv–aktiv oksidləşmə keçidiyle ilişkiləndirilən 1900 K seviyesini aşması öngörülürken, daha gerideki CMC qabıqların təxminən 1200–1500 K aralığında kaldığı hesablanmışdır. Buna rşəbəkəmen tədqiqatçıların proqnoz ettiği maksimum burun materialsi kaybı yalnız təxminən 0,06 g səviyyəindedir.

En kritik struktur analizde 217,9. saniyedeki temperatur alanı, 10° hücum bucşəbəkəı üçün hesablanan asimmetrik aerodinamik təzyiq yüküyle birlikdə tətbiq edilmişdir. C/C-SiC biləşenlerindeki ən yüksək gərginlik nisbəti 0,87 kimi bulunmuş; dolayistilikyla kullanılan izin vərilən material gərginliksine göre bütün kritik CMC biləşenlerinde %10'dan fazala təhlükəsizlik səhmı qorunmuşdur. Gerçek STORT ucuşunda yerleştirilən termocütların nəticələriyla strukturlan müqayisəda, burun bölgesindeki ədədi proqnozlerin ucuş vərirəline xüsusilə iyi yaklaştığı; qabıq segmentlerinde isə sərhəd təbəqəsinın laminarden turbulentlika keçidi gibi sadəleştirilmiş modelde tam temsil edilmeyen etkilər niyəiyle fərqların büyüdüğü görülmüştür.

Türkiyə baxımından mənası: Tədqiqat Türkiyə'deki müəyyən bir raket sistemine birbaşa uygulanabiləcek hazır bir C/C-SiC dizeyni təqdim etmir. Ancaq təkrar istifadə oluna bilən raket kademeleri, hipersonik təcrübə nəqliyyat vasitəsiları və atmosferik yenidən giriş sistemleri geliştirilirken yalnız yüksək sıcaklığa dayanıqlı material seçmenin yeterli olmadığını; aerodinamik səth geometriyasi, kompozit istehsal metodu, termal genleşme uyumsuzluğu, birləşmə elementları, izolasyon, CFD/FEM yükleri və real ucuş ölçmələrinin birlikdə ele alınması gerektiğini güclü biçimde göstərir. Türkiyə'de benzer bir sistem geliştirilirse nəqliyyat vasitəsi geometriyasi, real trayektoriya, material istehsal metodu, birləşmə dizeyni və termal hədd şartları üçün müstəqil hesablama və eksperimental/ucuş doğrulaması lazımdır.

Neden hipersonik bir raket üçün xüsusi istilik qoruma gerekiyor?

Hipersonik ucuşta vturşuəçin çmərhələsinde güclü şok dalğaları oluşur. Axının kinetik enerjisinin çok kısa məsafəlerde iç enerjiye fırlanmamesi, ön gövdə və qanadçık ön kənarları gibi bölgelerde son derece yüksək istilik axınlarına niyə ola bilər. Aynı anda aerodinamik təzyiq yükleri və yüksək temperatur kimyası da strukturyı etkilər.

Klasik ablatif istilik qoruma sistemlerinde səth materialsi idarəetməlü biçimde tüketilərek enerji uzaklaştırılır. Ancaq aerodinamik şeklin korunması və ya təkrar istifadə oluna bilmə gerektiğinde material təkansina dayanan yaklaşma her zaman uygun deyildir. STORT tədqiqatsı bu niyəle çok yüksək temperaturlarda struktur bütünlüğünü koruyabilən C/C-SiC keramik matrisli kompozitlere fokuslanmaktadır.

Mənbə tədqiqatda C/C-SiC üçün təxminən 2 g/cm³ mertebesinde aşşəbəkəı sıxlıq, yüksək temperatur möhkəmlikı və təxminən 1900 K'nin üzerinde passiv oksidləşmədan aktiv oksidləşməa keçid potansiyeli vurgulanmaktadır.

STORT necə bir ucuş vturşuəçi?

STORT təcrübə vturşuəçi üç kademeli bir sondaj raketidir. Birinci kademe S31, ikinci kademe S30 və üçüncü kademe Improvəd Orion motorundan oluşmaktadır. Bilimsel yük, üçüncü kademenin önünde bulunur və tədqiqatın incelediği C/C-SiC ön gövdə bu bilimsel yükün en öndeki istilik qoruma struktursıdır.

Planlanan tapşırıqde kademe yanışları arasındaki uzun süzülme fazaları, vturşuəçin ucuş yol açistiliknı azaltacak cazibə fırlanmalerini realleştirmesi və hipersonik rejimde daha uzun kalması üçün istifadə edilmişdir. Planlanan trayektoriya bölümünde nəqliyyat vasitəsi üçün Mach təxminən 8 koşulunda 110 s civarında bir süre qeyd edilir. Tədqiqatnın girişinde isə projenin Mach 8'in üzerinde iki dəqiqədan uzun süre kalmayı hedeflediği ifade edilmektedir; bu iki mənbə içi süre ifadesi birbirine fırlanmatürülmeden korunmalıdır.

Gerçek ucuş planlanandan niyə fərqli oldu?

Uçuş vərirəliyle planlanan trayektoriya karşılaştırıldığında real hipersonik sürenin daha kısa olduğu görülmüştür. Tədqiqatçılar bunun niyəini üçüncü kademenin yanlışlıkla gecikmiş ateşlenmesi kimi açıqlamaktadır. Gecikme vturşuəçin daha aşşəbəkəı hündürlükda ucmasına, daha yüksək aerodinamik sürükleme görmesine və daha güclü yavaşlamasına yol açmıştır.

Bu olay tədqiqat açistilikndan xüsusilə dəyərlidir; çünki ədədi termal model yalnız ideal planlanan trayektoriyayle değil, daha sonra real ucuş trayektoriyasıyle de çalıştırılmış və ölçülən temperaturlarla müqayisə edilmişdir.

Ön gövdə niyə yalnız beş CMC parçaya ayrıldı?

STORT ön gövdəsi təxminən 1,5 m uzunluğundadır. Önceki SHEFEX II təcrübəinde çok səthli TPS struktursının kənar bölgelerinde lokal temperatur artımları gözlenmesi, STORT dizeyninda daha düzgün bir dış geometriyaye yönelinmesine niyə olmuştur.

Buna görə C/C-SiC koruma struktursı:

• tek parça bərk burun bloku,
• Seqment A,
• Seqment B,
• Seqment C,
• Seqment D

olmak üzere beş parçaya ayrılmıştır.

Burun ucunda kürəsəl geometriyanin radiusı yalnız 2,5 mm'dir. Katı burun blokunun əhəmiyyətli kütləsi eyni zamanda durma bölgesinde bir istilik udğacı kimi tapşırıq yapmaktadır.

Kabukların arasında termal genleşmeyi karşılamak üçün təxminən 1–1,5 mm boşluq bıraxınlmış, lakin dış səthin düzgün kalması üçün bu boşluqlar yüksək sıcaklığa dayanıqlı yumuşak qrafit esaslı macunla kapatılmıştır.

C/C-SiC qabıqlar necə üretiliyor?

Tədqiqatçılar rotasyonel simetrik qabıqların istehsalinde yaş filament sarımıı ilə maye silikon infiltrasiyası (LSI) tabanlı C/C-SiC istehsal sürecini birleştirmiştir.

Verianla Livə: Bu görünüm yalnız yukarıdaki görünən vəri cədvəlsundan oluşturulur; cədvəl elmi source-of-truth kimi korunur.

Lif sarım açıları niyə sabit değil?

Kompozit qabıqta liflerin istiqaməti mexaniki davranışı birbaşa etkilər. Tədqiqatda radial və aksial yükler arasında tarazlıq sşəbəkəlamak amacıyla orta təxminən 45° sarım bucşəbəkəı seçilmiştir. Ancaq geometriya niyəiyle real sarım bucşəbəkəı her segmentte değişmektedir.

Sarım programları CADWIND ilə yaradılmışdır. T800 karbon lifii ilə DLR'nin JK60 adıyla diaqnozmladığı fenol qatranı istifadə edilmişdir. Bütün qabıqlarda en az 5 mm divar qalınlığını elde etmek üçün 12 sarım qatı tətbiq edilmişdir.

“Double-L” birləşmə niyə geliştirildi?

En büyük dizayn sorunlarından biri, dışarıdaki çok sıcak C/C-SiC qabıq ilə çok daha aşşəbəkəı temperaturta kalması gereken metal daşıyıcı strukturyı birbirine bşəbəkəlamaktır. Doğrudan çok rijit bir birləşmə kurulursa iki materialnin fərqli termal genleşmeleri seramik biləşende yüksək gərginliklere yol açabilir.

Diğer taraftan dış səthde civata və ya perçin başlarının bulunması hipersonik axını bozarak lokal istilik axınını artırabilir. Buna görə birləşmə tamamen dış səthin arəzələında tutulmuştur.

Çözüm iki L biçimli parçadan oluşur:

• C/C-SiC kabuğun iç səthine istehsal sırasında bütünleştirilən CMC braket,
• CMC braketi alüminium alt strukturya bşəbəkəlayan ince və daha esnek Inconel 600 braket.

Metal L parçanın etəkərliği, termal genleşmenin əhəmiyyətli bir kısmını deformasiyala karşılayarak daha kırılgan CMC brakette oluşan gərginlikyi azaltmaqtadır. Bşəbəkəlantı eyni zamanda istehsal və montaj toleranslarının ayarlanmasına yardımcı olur.

Seqment B, C və D'de kabuğun ön və arka çmərhələsine çok sayıda double-L birləşmə dşəbəkəıtılmıştır. Seqment A'nın burunla birleşiminde isə fərqli bir çözüm kullanılmış; CMC disk, dört seramik M10 vida və pimlerle burun blokuna bşəbəkəlanmıştır.

İç alüminium struktur sıcaktan necə korunuyor?

C/C-SiC qabıq ilə alüminium alt struktur arasına polikristallik yun termal izolasyon yerleştirilmiştir. termal modelde sıkıştırılmış izolasyon üçün 120 kg/m³ sıxlıq istifadə edilmişdir.

Hesaplamalara göre izolasyonun alüminium strukturya bakan iç səthi ucuşun büyük bölümünde aşşəbəkəı temperaturta kalmaktadır. Ancaq en öndeki Seqment A bölgesinde təxminən 240. saniye civarında temperaturun 450 K'nin üzerine çıkabiləceği öngörülmüştür. Mənbə tədqiqat bu sıcaklığı kullanılan alüminium ərintisinda mexaniki möhkəmlikın təxminən %25 azalmaya başladığı referans seviyesiyle ilişkiləndirmektedir.

termal yük necə hesaplandı?

termal analiz ANSYS Mechanical ortamında keçici sonlu element metoduyle həyata keçirilmişdir. Dış səthdeki konvəktiv istilik axını:

\[ \dot q_c=h(T_r-T_w) \]

ifadesiyle müəyyən edilmişdir. Burada \(h\) istilik transfer katsayistiliknı, \(T_r\) sərhəd təbəqəsi bərpa temperaturunı və \(T_w\) divar temperaturunı temsil etmektedir.

Dış səthden çmərhələye radiasiya da hesaba bərklmış və CMC üçün orta emissivlik 0,85 alınmıştır.

Axın alanını sürətli hesaplanabilir tutmak üçün ön gövdə fərqli bölgelere ayrılmış və her bölge üçün birölçülü analitik axın yanaşması istifadə edilmişdir. Atmosfer koşulları COESA76 standard atmosferi üzerinden hesaplanmış; şok dalğası və genleşme bölgelerinde klasik gaz dinamiği yaklaşmalarından yararlanılmıştır.

Kabuk səthlerinde laminar sərhəd təbəqəsi fərz edilmişdir. Tədqiqatçılar bunun güclü bir sadəleştirme olduğunu açıqça belirtmekte, lakin planlanan hipersonik ucuşun büyük bölümündeki Reynolds sayıları niyəiyle dizayn mərhələsı üçün kabul ediləbilir olduğunu qiymətləndirməktedir.

Isı axınsı ne kadar yüksək?

Hesaplanan istilik axınları ucuş boyunca sabit deyildir. Birinci və ikinci kademe yanışlarında artım, süzülme fazaalarında azalma görülmektedir. Yüksek sürətli enmə bölümünde istilik transfer katsayistilik yenidən sürətla yükselir.

En yüksək termal yük təxminən 220–230 s civarında meydana gelmektedir:

Durma noktası istiliknması açıq ara en kritik bölgedir. Buna rşəbəkəmen C/C-SiC'nin yüksək temperatur kabiliyeti sayesinde qabıq, istiliknın əhəmiyyətli bir bölümünü yüksək temperaturta radiasiyala çmərhələye geri yayabiləcek biçimde tasarlanmıştır.

Burun ucunda oksidləşmə riski oluşuyor mu?

Model burun temperaturunın təxminən 180. saniye civarında 1900 K seviyesini geçmesini öngörmektedir. Mənbədə bu temperatur, basınca bşəbəkəlı kimi C/C-SiC materialde passiv oksidləşmədan aktiv oksidləşməa geçiləbiləcek bölge kimi ele alınmaktadır.

Aktif oksidləşməda material təkansi artabiləceğinden burun geometriyasinin değişmesi mümkündür. Bununla belə tədqiqatçılar daha önce eyni material üzerinde strukturlan testlerden təxminən \(10^{-2}\) kg/(m²·s) mertebesinde eroziya nisbəti kullanarak, təxminən 1 cm² alan və ən çox 60 s süre üçün:

maksimum təxminən 0,06 g material təkansi

hesaplamıştır və bunu STORT ucuşu açistilikndan ihmal ediləbilir kimi dəyərlendirmiştir.

Burun arəzələındaki CMC qabıqların temperaturları isə təxminən 1200–1500 K aralığında kalmaktadır.

En kritik mexaniki yük durumu neydi?

termal genleşme ilə aerodinamik təzyiq eyni anda strukturya etki etmektedir. Tədqiqatçılar fərqli ucuş anları və hücum açıları üçün yük durumları hesaplamış; en kritik örnek kimi:

t = 217,9 s və hücum bucşəbəkəı = 10°

durumunu seçmiştir.

Bu noktada CFD'den elde edilən asimmetrik səth təzyiqi, eyni ucuş anına ait termal analiz temperatur dşəbəkəılımıyla birlikdə mexaniki sonlu element modeline aktarılmıştır.

CMC qabıqlar ortotropik material kimi modellenmiş; civatalı birləşməlarda sürtünmə əmsalı 0,2 və vida ön yükləməsi 4500 N alınmıştır.

Yapı hesablanan yükleri taşıyabildi mi?

Seqment A'nın xüsusi burun birləşməsında fərqli CMC parçalar ayrı ayrı qiymətləndirilmişdir. Hesaplanan maksimum gərginlikler CMC braket üçün 110,1 MPa, CMC disk üçün 137,0 MPa və seramik vida üçün 156,7 MPa'dır. En yüksək gərginlik nisbəti seramik vidada 0,87'dir.

Seqment B, C və D'deki CMC braketlerde hesablanan maksimum gərginlikler sırasıyla 127,9 MPa, 147,5 MPa və 121,4 MPa'dır.

Tədqiqatnın kullandığı təxminən 180 MPa C/C-SiC əyilmə möhkəmlikı referansına göre en kritik CMC biləşeninde dahi izin vərilən gərginliknin altında kalınmıştır. Tədqiqatçılar bütün CMC elementlarında təhlükəsizlik səhmının %10'un üzerinde olduğunu bildirir.

Uçuş sırasında realten temperatur ölçüldü mü?

Evət. Tədqiqatnın en güclü tərəflərinden biri, ön gövdəye yerleştirilən termocütlardan real ucuş temperaturlarının alınmış olmasıdır. Burun bloğunda iki Tip S və iki Tip K termocüt yerleştirilmiştir. TS001 sensoru muhəsasen entegrasyon sırasında zədə gördüğü üçün ucuş vərisi üretmemiştir.

Kabuk segmentlerinde isə fərqli aksial mövqelarda, çmərhələ boyunca 90° intervallarla Tip K termocütlar kullanılmış və sensorlerin dış səthe nominal uzaklığı 2 mm kimi müəyyən edilmişdir. Montajdan sonra real sensor mövqelərinı belirlemek amacıyla kompüter tomoqrafiyası taraması da strukturlmıştır.

Sayısal model real ucuşu ne kadar iyi proqnoz etti?

Uçuş vərisi ilə model arasındaki fərq normalize edilmiş kök orta kvadratik yawsı, NRMS, kullanılarak qiymətləndirilmişdir:

\[ NRMS= \frac{ \sqrt{ \frac{1}{n} \sum_{i=1}^{n} (T_{num,i}-T_{exp,i})^2 } }{ T_{exp,max}-T_{exp,min} } \]

Verianla Livə: Karşılaştırma yalnız mənbə tədqiqatın Tablo 3'ündeki ölçmə–model NRMS dəyərlərini kullanır.

En iyi uyum burundaki TS002 sensorunde NRMS = 0,06 kimi əldə edilmişdir. Burun sensorlerinin tamamında fərq görece aşşəbəkəıtür. Kabuklarda en iyi nəticə Seqment C'de 0,19, ən yüksək yaw isə Seqment A'da 0,28'dir.

Tədqiqatçılar qabıqlardaki daha büyük fərqların əhəmiyyətli niyəlerinden birinin laminar–turbulent sərhəd təbəqəsi keçidi olduğunu qiymətləndirməktedir. Uçuş vərirəli, vahid Reynolds ədədi təxminən \(5\times10^6\ 1/m\) seviyesini aştığında turbulentlik etkisinin belirginleştiğini göstərmişdir.

Modelde yer almayan termal tarazlıqsizlik, passiv oksidləşmə sonucu səth emissivliksinin değişmesi və termocüt kontakt davranışının değişmesi gibi etkilər de ölçmə–model fərqına katkıda bulunabilir.

Buna rşəbəkəmen tədqiqatçılar ədədi temperatur proqnozlerinin ümumi kimi korpuskâr tarafta kaldığını və modelin sürətli dizayn hesapları üçün kullanılabilir olduğunu qiymətləndirməktedir.

Tədqiqatın dəstəklədiyi və dəstəkləmədiyi nəticələr

Tədqiqatın dəstəklədiyi nəticə: C/C-SiC qabıq, yüksək temperatur izolasyonu və CMC–Inconel double-L birləşmə kombinasyonu, STORT'un incelenen hipersonik ucuş koşulları üçün hem termal hem de mexaniki açıdan uygulanabilir bir ön gövdə TPS arxitekturası yaratmışdır. Gerçek ucuş temperaturlarının ədədi proqnozlerle müqayisəsi, xüsusilə burunda termal modelin kullanılabilirliğini dəstəkləyir.

Tədqiqatın dəstəkləmədiyi nəticə: Tasarımın bütün hipersonik və ya təkrar istifadə oluna bilən raketlerde birbaşa kullanılabiləceği gösterilmemiştir. Tədqiqat C/C-SiC strukturnın həddsız tekrar istifadə ömrünü sübut etmir; bütün sərhəd təbəqəsi rejimlerini yüksək dəqiqlikla çözmez; bütün mexaniki yük durumlarını fiziki qırılma testleriyle doğrulamaz; 1900 K üzerindeki uzunmüddətli oksidləşmə davranışını bu ucuşta kapsamlı biçimde karakterize etmez. Nəticəlar STORT geometriyasi, materialsi, birləşmə dizeyni və ucuş şartları bşəbəkəlamında dəyərlendirilmelidir.

Metod və nəticələr

Malzeme və struktur

termal model

ANSYS Mechanical ortamında keçici termal FEM analizi həyata keçirilmişdir. C/C-SiC üçün ortotropik və sıcaklığa bşəbəkəlı termofiziki xüsusilər istifadə edilmişdir. Modelde C/C-SiC yoğunluğu 1900 kg/m³, izolasyon yoğunluğu 120 kg/m³ alınmıştır.

Dış səth hədd şartlarında:

• konvəktiv istilik axını,
• 0,85 emissivlik ilə radyatif istilik kaybı,
• CMC–izolasyon termal kontaktı

hesaba bərklmıştır. İzolasyonun iç və yan səthlerinde adiabatik hədd şartı tətbiq edilmişdir.

Aerotermal modelin sadəleştirmeleri

Axın alanı yüksək ayırdetməli zaman bşəbəkəımlı CFD yerine, ön gövdə geometriyasinin parçalara ayrıldığı birölçülü analitik model ilə hesablanmışdır. Süpersonik rejimde konik şok və Prandtl–Meyer genleşme çözümleri, durma bölgesinde normal şok modeli istifadə edilmişdir.

Kabuklardaki istilik transfer katsayistilik laminar düz lövhə korrelyasiyaunun Mangler çevrilməsiyle aksial simetrik gövdəye uyarlanması üzerinden hesablanmışdır. Bu yaklaşma dizayn mərhələsı üçün sürətlidır lakin turbulentlik keçidini birbaşa çözmediği üçün ucuş vərirəliyle fərq oluşmasına niyə olabilmektedir.

Başlıca termal nəticələr

Mekanik model

Statik mexaniki FEM analizi ANSYS Mechanical 2020 R2 ilə strukturlmıştır. Seqmentler mexaniki qarşılıqlı təsirlerinin məhdud olduğu fərziyyəıyla ayrı ayrı modellenmiştir. CMC–metal birləşməlarda ayrıntılı sürtünməli kontakt diaqnozmlanmış, sürtünmə əmsalı 0,2 və vida ön yükləməsi 4500 N istifadə edilmişdir.

En kritik yük durumu, 217,9 s və 10° hücum bucşəbəkəında aerodinamik təzyiq + temperatur yükünün birleşimi kimi müəyyən edilmişdir.

Başlıca mexaniki nəticələr

En kritik hesablanan nisbət 0,87'dir; tədqiqat bu niyəle bütün CMC birləşmə biləşenlerinde %10'un üzerinde təhlükəsizlik səhmı bulunduğunu bildirmektedir.

Uçuş doğrulaması

Gerçek ucuş trayektoriyası termal modele yenidən uygulanmış və nəticələr CMC strukturya gömülü termocütlarla müqayisə edilmişdir. En aşşəbəkəı NRMS dəyəri burundaki TS002 üçün 0,06, ən yüksək dəyərlendirilən NRMS isə Seqment A'daki TK005 üçün 0,28'dir.

Burundaki ədədi və eksperimental temperatur eğrirəlinin ümumi uyumu tatmin edici bulunmuştur. Kabuk segmentlerindeki fərqların daha yüksək olması, xüsusilə birölçülü axın modelinin və tam laminar sərhəd təbəqəsi fərziyyəının həddlarını göstərir.

Mənbə və metod qeydi

Tam orijinal tədqiqat adı: Thermo-Mechanical Design of the C/C-SiC-Based Thermal Protection Structure for the Forebody of the Hypersonic Sounding Rocket STORT

Müəlliflər və özgün sıralama: Giuseppe Daniele Di Martino; Thomas Reimer; Luis Baier; Lucas Dauth; Dorian Hargarten; Ali Gülhan.

Məsul müəllif: Giuseppe Daniele Di Martino.

Eş katkı/eş birinci müəllif: Mənbədə böyle bir beyan yoxdur.

Qurumlar: DLR Institute of Structures and Design, Stuttgart, Germany; DLR Space Operations and Astronaut Training, Weßling, Germany; DLR Institute of Aerodynamics and Flow Technology, Cologne, Germany.

Jurnal: Aerospace.

Nəşriyyat: MDPI, Basel, Switzerland.

Cilt / sayı / məqalə: 13 / 3 / 278.

DOI: 10.3390/aerospace13030278.

Nəşr prosesi: 6 Şubat 2026'da alınmış, 13 Mart 2026'da revize edilmiş, eyni gün kabul edilmiş və 16 Mart 2026'da yayımlanmışdır.

Mənbə növü və rəylik durumu: Hakemli tədqiqat məqaləsidir. Tasarım, istehsal, sonlu element analizi və real STORT ucuşunda temperatur ölçməü ilə kısmi termal model doğrulamasını birlikdə içermektedir.

Önceki tədqiqat ilişkisi: Məqalə, “Structure Design of a Sounding Rocket Fairing with a Seqmented Filament Winding-Ceramic Matrix Composite Thermal Protection System” başlıklı və 11–15 Eylül 2022'de Brugge, Belçika'daki 2nd International Conference on High-Speed Vehicle Science Technology etkinliğinde sunulmuş tədqiqatın gözden geçirilmiş və genişletilmiş sürümüdür.

Rəsmi keçid:https://doi.org/10.3390/aerospace13030278

Lisənziya: Creativə Commons Attribution (CC BY) açıq giriş lisənziyaı.

Maliyyələşdirmə: STORT tədqiqat projesi və ucuş sınşəbəkəı DLR Program Directorate for Space Research and Devəlopment tarafından maliyyəe edilmiştir.

Məlumat əlçatanlığı: Tədqiqatçılar tədqiqatın özgün katkılarının məqalə üçünde bulunduğunu və ek soruların sorumlu müəllifa yöneltiləbiləceğini bildirir.

Maraqlar toqquşması: Müəlliflər maraqlar toqquşması bildirmemiştir.

Bilimsel metod həddı: Tədqiqat real bir hipersonik ucuş sınşəbəkəı içeriyor olsa da bütün struktur nəticələr ucuş sırasında birbaşa ölçülməmişdir. Mekanik təhlükəsizlik qiymətləndirməsi çəkilı kimi FEM nəticələrina dayanmaktadır. Gerçek ucuş ölçmələri esas kimi C/C-SiC biləşenlerindeki temperatur davranışının dəyərlendirilmesine və termal modelin kısmi doğrulanmasına hizmet etmektedir.

Aerotermal model həddı: Dış axın yüksək doğruluqlu zaman bşəbəkəımlı CFD ilə tüm ucuş boyunca çözülmemiş; sürətli bir 1D analitik yaklaşma istifadə edilmişdir. Özellikle laminar–turbulentlik keçidindeki fərqlar ucuş ölçmələriyle müqayisəda görülmektedir.

Oksidasyon həddı: 1900 K üzerindeki burun materialsi kaybı birbaşa ucuşta kütlə ölçməüyle belirlenmemiş; önceki material testlerindeki eroziya nisbətlarının bu tapşırıq koşullarına uygulanmasıyla təxminən 0,06 g kimi proqnoz edilmiştir.

Mənbədaxili süre notu: Tədqiqatnın girişinde STORT'un Mach 8 üzerinde iki dəqiqədan fazala kalması hedefinden söz edilirken planlanan trayektoriya bölümünde Mach təxminən 8 koşulunda 110 s qeyd edilir. Bu Verianla metni iki ifadeyi tek bir yeni dəyərde birleştirmemiştir.

Gerçek ucuş notu: Üçüncü kademenin gecikmiş ateşlenmesi niyəiyle real yüksək-Mach ucuş süresi planlanandan daha kısa olmuştur. Bu yaw, termal modelin real ucuş trayektoriyasıyle ayrıca çalıştırılmasına olanak vərmiştir.

Sensör həddı: Burundaki TS001 termocütu zədəlı olduğu üçün ucuş vərisi sşəbəkəlamamıştır. Uçuş–model müqayisəsı çalışan sensorlerden elde edilən vərilər üzerinden strukturlmıştır.

Bu Verianla açıqlamasındaki bilimsel nəticələr yalnız incelenen tədqiqatya dayanmaktadır. Dış doğrulama yalnız bibliyoqraf kimlik, DOI və derginin rəyli nəşr statüsünün teyidi amacıyla kullanılmış; tədqiqatya dış mənbəlardan yeni performans və ya material tapıntısu eklenmemiştir.