Bu araştırma, Mach 8 civarındaki uzun süreli hipersonik uçuşta çok yüksek aerotermal yüklere maruz kalan bir roket ön gövdesinin nasıl korunabileceğini gerçek bir uçuş deneyi üzerinden inceliyor. DLR'nin STORT projesi kapsamında geliştirilen 1,5 metre uzunluğundaki bilimsel yük ön gövdesi, yüksek sıcaklığa dayanıklı karbon/karbon-silisyum karbür (C/C-SiC) seramik matrisli kompozit parçalarla kaplanmıştır. Tasarımın temel hedeflerinden biri, hipersonik akışta yerel ısınmayı artırabilecek civata başları, keskin birleşimler ve fazla sayıda panel aralığı oluşturmadan mümkün olduğunca pürüzsüz bir aerodinamik yüzey elde etmektir.

Ön gövde bu nedenle yalnız beş ana C/C-SiC parçaya ayrılmıştır: katı bir burun bloğu ve bunun arkasında A, B, C ve D olarak adlandırılan dört eksenel simetrik kapalı kabuk. Dört kabuk ıslak filament sarım yöntemiyle üretilmiş; minimum 5 mm duvar kalınlığı için 12 sarım katmanı uygulanmıştır. Ortalama lif sarım açısı yaklaşık 45° seçilmiş ve her segmentin geometrisine bağlı olarak yerel açı değiştirilmiştir. C/C-SiC kabuk ile içerideki alüminyum taşıyıcı yapı arasındaki büyük sıcaklık farkının oluşturacağı gerilmeleri azaltmak için CMC ve Inconel 600 parçalarını birleştiren özel bir “double-L” bağlantı geliştirilmiştir.

Termal sonlu eleman analizinde uçuş yörüngesine bağlı aerodinamik ısınma modellenmiştir. Hesaplamalara göre 220–230 saniye civarında burun durma noktasındaki konvektif ısı akısı yaklaşık 4 MW/m² düzeyine ulaşırken diğer segmentlerde yaklaşık 0,2–0,5 MW/m² aralığında kalmaktadır. Burun ucunda sıcaklığın yaklaşık 180. saniyeden itibaren C/C-SiC için pasif–aktif oksidasyon geçişiyle ilişkilendirilen 1900 K seviyesini aşması öngörülürken, daha gerideki CMC kabukların yaklaşık 1200–1500 K aralığında kaldığı hesaplanmıştır. Buna rağmen araştırmacıların tahmin ettiği maksimum burun malzemesi kaybı yalnız yaklaşık 0,06 g düzeyindedir.

En kritik yapısal analizde 217,9. saniyedeki sıcaklık alanı, 10° hücum açısı için hesaplanan asimetrik aerodinamik basınç yüküyle birlikte uygulanmıştır. C/C-SiC bileşenlerindeki en yüksek gerilme oranı 0,87 olarak bulunmuş; dolayısıyla kullanılan izin verilen malzeme gerilmesine göre bütün kritik CMC bileşenlerinde %10'dan fazla emniyet payı korunmuştur. Gerçek STORT uçuşunda yerleştirilen termokuplların sonuçlarıyla yapılan karşılaştırmada, burun bölgesindeki sayısal tahminlerin uçuş verilerine özellikle iyi yaklaştığı; kabuk segmentlerinde ise sınır tabakasının laminerden türbülansa geçişi gibi basitleştirilmiş modelde tam temsil edilmeyen etkiler nedeniyle farkların büyüdüğü görülmüştür.

Türkiye açısından anlamı: Çalışma Türkiye'deki belirli bir roket sistemine doğrudan uygulanabilecek hazır bir C/C-SiC tasarımı sunmamaktadır. Ancak yeniden kullanılabilir roket kademeleri, hipersonik deney araçları ve atmosferik yeniden giriş sistemleri geliştirilirken yalnız yüksek sıcaklığa dayanıklı malzeme seçmenin yeterli olmadığını; aerodinamik yüzey geometrisi, kompozit üretim yöntemi, ısıl genleşme uyumsuzluğu, bağlantı elemanları, izolasyon, CFD/FEM yükleri ve gerçek uçuş ölçümlerinin birlikte ele alınması gerektiğini güçlü biçimde göstermektedir. Türkiye'de benzer bir sistem geliştirilirse araç geometrisi, gerçek yörünge, malzeme üretim yöntemi, bağlantı tasarımı ve termal sınır şartları için bağımsız hesaplama ve deneysel/uçuş doğrulaması gerekir.

Neden hipersonik bir roket için özel ısıl koruma gerekiyor?

Hipersonik uçuşta aracın çevresinde güçlü şok dalgaları oluşur. Akışın kinetik enerjisinin çok kısa mesafelerde iç enerjiye dönüşmesi, ön gövde ve kanatçık ön kenarları gibi bölgelerde son derece yüksek ısı akılarına neden olabilir. Aynı anda aerodinamik basınç yükleri ve yüksek sıcaklık kimyası da yapıyı etkiler.

Klasik ablatif ısıl koruma sistemlerinde yüzey malzemesi kontrollü biçimde tüketilerek enerji uzaklaştırılır. Ancak aerodinamik şeklin korunması veya yeniden kullanılabilirlik gerektiğinde malzeme kaybına dayanan yaklaşım her zaman uygun değildir. STORT çalışması bu nedenle çok yüksek sıcaklıklarda yapısal bütünlüğünü koruyabilen C/C-SiC seramik matrisli kompozitlere odaklanmaktadır.

Kaynak çalışmada C/C-SiC için yaklaşık 2 g/cm³ mertebesinde düşük yoğunluk, yüksek sıcaklık dayanımı ve yaklaşık 1900 K'nin üzerinde pasif oksidasyondan aktif oksidasyona geçiş potansiyeli vurgulanmaktadır.

STORT nasıl bir uçuş aracı?

STORT deney aracı üç kademeli bir sondaj roketidir. Birinci kademe S31, ikinci kademe S30 ve üçüncü kademe Improved Orion motorundan oluşmaktadır. Bilimsel yük, üçüncü kademenin önünde bulunur ve çalışmanın incelediği C/C-SiC ön gövde bu bilimsel yükün en öndeki ısıl koruma yapısıdır.

Planlanan görevde kademe yanışları arasındaki uzun süzülme fazları, aracın uçuş yol açısını azaltacak yerçekimi dönüşlerini gerçekleştirmesi ve hipersonik rejimde daha uzun kalması için kullanılmıştır. Planlanan yörünge bölümünde araç için Mach yaklaşık 8 koşulunda 110 s civarında bir süre belirtilmektedir. Çalışmanın girişinde ise projenin Mach 8'in üzerinde iki dakikadan uzun süre kalmayı hedeflediği ifade edilmektedir; bu iki kaynak içi süre ifadesi birbirine dönüştürülmeden korunmalıdır.

Gerçek uçuş planlanandan neden farklı oldu?

Uçuş verileriyle planlanan yörünge karşılaştırıldığında gerçek hipersonik sürenin daha kısa olduğu görülmüştür. Araştırmacılar bunun nedenini üçüncü kademenin yanlışlıkla gecikmiş ateşlenmesi olarak açıklamaktadır. Gecikme aracın daha düşük irtifada uçmasına, daha yüksek aerodinamik sürükleme görmesine ve daha kuvvetli yavaşlamasına yol açmıştır.

Bu olay çalışma açısından özellikle değerlidir; çünkü sayısal termal model yalnız ideal planlanan yörüngeyle değil, daha sonra gerçek uçuş yörüngesiyle de çalıştırılmış ve ölçülen sıcaklıklarla karşılaştırılmıştır.

Ön gövde neden yalnız beş CMC parçaya ayrıldı?

STORT ön gövdesi yaklaşık 1,5 m uzunluğundadır. Önceki SHEFEX II deneyinde çok yüzeyli TPS yapısının kenar bölgelerinde yerel sıcaklık artışları gözlenmesi, STORT tasarımında daha düzgün bir dış geometriye yönelinmesine neden olmuştur.

Bu nedenle C/C-SiC koruma yapısı:

• tek parça katı burun bloğu,
• Segment A,
• Segment B,
• Segment C,
• Segment D

olmak üzere beş parçaya ayrılmıştır.

Burun ucunda küresel geometrinin yarıçapı yalnız 2,5 mm'dir. Katı burun bloğunun önemli kütlesi aynı zamanda durma bölgesinde bir ısı yutağı olarak görev yapmaktadır.

Kabukların arasında termal genleşmeyi karşılamak için yaklaşık 1–1,5 mm boşluk bırakılmış, ancak dış yüzeyin düzgün kalması için bu boşluklar yüksek sıcaklığa dayanıklı yumuşak grafit esaslı macunla kapatılmıştır.

C/C-SiC kabuklar nasıl üretiliyor?

Araştırmacılar rotasyonel simetrik kabukların üretiminde ıslak filament sarım ile sıvı silikon infiltrasyonu (LSI) tabanlı C/C-SiC üretim sürecini birleştirmiştir.

Verianla Live: Bu görünüm yalnız yukarıdaki görünür veri tablosundan oluşturulur; tablo bilimsel source-of-truth olarak korunur.

Lif sarım açıları neden sabit değil?

Kompozit kabukta liflerin yönü mekanik davranışı doğrudan etkiler. Çalışmada radyal ve eksenel yükler arasında denge sağlamak amacıyla ortalama yaklaşık 45° sarım açısı seçilmiştir. Ancak geometri nedeniyle gerçek sarım açısı her segmentte değişmektedir.

Sarım programları CADWIND ile oluşturulmuştur. T800 karbon lifi ile DLR'nin JK60 adıyla tanımladığı fenolik reçine kullanılmıştır. Bütün kabuklarda en az 5 mm duvar kalınlığını elde etmek için 12 sarım katmanı uygulanmıştır.

“Double-L” bağlantı neden geliştirildi?

En büyük tasarım sorunlarından biri, dışarıdaki çok sıcak C/C-SiC kabuk ile çok daha düşük sıcaklıkta kalması gereken metal taşıyıcı yapıyı birbirine bağlamaktır. Doğrudan çok rijit bir bağlantı kurulursa iki malzemenin farklı termal genleşmeleri seramik bileşende yüksek gerilmelere yol açabilir.

Diğer taraftan dış yüzeyde civata veya perçin başlarının bulunması hipersonik akışı bozarak yerel ısı akısını artırabilir. Bu nedenle bağlantı tamamen dış yüzeyin arkasında tutulmuştur.

Çözüm iki L biçimli parçadan oluşur:

• C/C-SiC kabuğun iç yüzeyine üretim sırasında bütünleştirilen CMC braket,
• CMC braketi alüminyum alt yapıya bağlayan ince ve daha esnek Inconel 600 braket.

Metal L parçanın elastikliği, termal genleşmenin önemli bir kısmını deformasyonla karşılayarak daha kırılgan CMC brakette oluşan gerilmeyi azaltmaktadır. Bağlantı aynı zamanda üretim ve montaj toleranslarının ayarlanmasına yardımcı olur.

Segment B, C ve D'de kabuğun ön ve arka çevresine çok sayıda double-L bağlantı dağıtılmıştır. Segment A'nın burunla birleşiminde ise farklı bir çözüm kullanılmış; CMC disk, dört seramik M10 vida ve pimlerle burun bloğuna bağlanmıştır.

İç alüminyum yapı sıcaktan nasıl korunuyor?

C/C-SiC kabuk ile alüminyum alt yapı arasına polikristalin yün ısıl izolasyon yerleştirilmiştir. Termal modelde sıkıştırılmış izolasyon için 120 kg/m³ yoğunluk kullanılmıştır.

Hesaplamalara göre izolasyonun alüminyum yapıya bakan iç yüzeyi uçuşun büyük bölümünde düşük sıcaklıkta kalmaktadır. Ancak en öndeki Segment A bölgesinde yaklaşık 240. saniye civarında sıcaklığın 450 K'nin üzerine çıkabileceği öngörülmüştür. Kaynak çalışma bu sıcaklığı kullanılan alüminyum alaşımında mekanik dayanımın yaklaşık %25 azalmaya başladığı referans seviyesiyle ilişkilendirmektedir.

Termal yük nasıl hesaplandı?

Termal analiz ANSYS Mechanical ortamında geçici sonlu eleman yöntemiyle gerçekleştirilmiştir. Dış yüzeydeki konvektif ısı akısı:

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

ifadesiyle tanımlanmıştır. Burada \(h\) ısı transfer katsayısını, \(T_r\) sınır tabakası toparlanma sıcaklığını ve \(T_w\) duvar sıcaklığını temsil etmektedir.

Dış yüzeyden çevreye radyasyon da hesaba katılmış ve CMC için ortalama emissivite 0,85 alınmıştır.

Akış alanını hızlı hesaplanabilir tutmak için ön gövde farklı bölgelere ayrılmış ve her bölge için bir boyutlu analitik akış yaklaşımı kullanılmıştır. Atmosfer koşulları COESA76 standard atmosferi üzerinden hesaplanmış; şok dalgası ve genleşme bölgelerinde klasik gaz dinamiği yaklaşımlarından yararlanılmıştır.

Kabuk yüzeylerinde laminer sınır tabakası varsayılmıştır. Araştırmacılar bunun güçlü bir basitleştirme olduğunu açıkça belirtmekte, ancak planlanan hipersonik uçuşun büyük bölümündeki Reynolds sayıları nedeniyle tasarım aşaması için kabul edilebilir olduğunu değerlendirmektedir.

Isı akısı ne kadar yüksek?

Hesaplanan ısı akıları uçuş boyunca sabit değildir. Birinci ve ikinci kademe yanışlarında artış, süzülme fazlarında azalma görülmektedir. Yüksek hızlı iniş bölümünde ısı transfer katsayısı yeniden hızla yükselir.

En yüksek termal yük yaklaşık 220–230 s civarında meydana gelmektedir:

Durma noktası ısınması açık ara en kritik bölgedir. Buna rağmen C/C-SiC'nin yüksek sıcaklık kabiliyeti sayesinde kabuk, ısının önemli bir bölümünü yüksek sıcaklıkta radyasyonla çevreye geri yayabilecek biçimde tasarlanmıştır.

Burun ucunda oksidasyon riski oluşuyor mu?

Model burun sıcaklığının yaklaşık 180. saniye civarında 1900 K seviyesini geçmesini öngörmektedir. Kaynakta bu sıcaklık, basınca bağlı olarak C/C-SiC malzemede pasif oksidasyondan aktif oksidasyona geçilebilecek bölge olarak ele alınmaktadır.

Aktif oksidasyonda malzeme kaybı artabileceğinden burun geometrisinin değişmesi mümkündür. Bununla birlikte araştırmacılar daha önce aynı malzeme üzerinde yapılan testlerden yaklaşık \(10^{-2}\) kg/(m²·s) mertebesinde erozyon oranı kullanarak, yaklaşık 1 cm² alan ve en fazla 60 s süre için:

maksimum yaklaşık 0,06 g malzeme kaybı

hesaplamıştır ve bunu STORT uçuşu açısından ihmal edilebilir olarak değerlendirmiştir.

Burun arkasındaki CMC kabukların sıcaklıkları ise yaklaşık 1200–1500 K aralığında kalmaktadır.

En kritik mekanik yük durumu neydi?

Termal genleşme ile aerodinamik basınç aynı anda yapıya etki etmektedir. Araştırmacılar farklı uçuş anları ve hücum açıları için yük durumları hesaplamış; en kritik örnek olarak:

t = 217,9 s ve hücum açısı = 10°

durumunu seçmiştir.

Bu noktada CFD'den elde edilen asimetrik yüzey basıncı, aynı uçuş anına ait termal analiz sıcaklık dağılımıyla birlikte mekanik sonlu eleman modeline aktarılmıştır.

CMC kabuklar ortotropik malzeme olarak modellenmiş; civatalı bağlantılarda sürtünme katsayısı 0,2 ve vida ön yükü 4500 N alınmıştır.

Yapı hesaplanan yükleri taşıyabildi mi?

Segment A'nın özel burun bağlantısında farklı CMC parçalar ayrı ayrı değerlendirilmiştir. Hesaplanan maksimum gerilmeler CMC braket için 110,1 MPa, CMC disk için 137,0 MPa ve seramik vida için 156,7 MPa'dır. En yüksek gerilme oranı seramik vidada 0,87'dir.

Segment B, C ve D'deki CMC braketlerde hesaplanan maksimum gerilmeler sırasıyla 127,9 MPa, 147,5 MPa ve 121,4 MPa'dır.

Çalışmanın kullandığı yaklaşık 180 MPa C/C-SiC eğilme dayanımı referansına göre en kritik CMC bileşeninde dahi izin verilen gerilmenin altında kalınmıştır. Araştırmacılar bütün CMC elemanlarında güvenlik payının %10'un üzerinde olduğunu belirtmektedir.

Uçuş sırasında gerçekten sıcaklık ölçüldü mü?

Evet. Çalışmanın en güçlü yönlerinden biri, ön gövdeye yerleştirilen termokupllardan gerçek uçuş sıcaklıklarının alınmış olmasıdır. Burun bloğunda iki Tip S ve iki Tip K termokupl yerleştirilmiştir. TS001 sensörü muhtemelen entegrasyon sırasında hasar gördüğü için uçuş verisi üretmemiştir.

Kabuk segmentlerinde ise farklı eksenel konumlarda, çevre boyunca 90° aralıklarla Tip K termokupllar kullanılmış ve sensörlerin dış yüzeye nominal uzaklığı 2 mm olarak belirlenmiştir. Montajdan sonra gerçek sensör konumlarını belirlemek amacıyla bilgisayarlı tomografi taraması da yapılmıştır.

Sayısal model gerçek uçuşu ne kadar iyi tahmin etti?

Uçuş verisi ile model arasındaki fark normalize edilmiş kök ortalama kare sapması, NRMS, kullanılarak değerlendirilmiştir:

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

Verianla Live: Karşılaştırma yalnız kaynak çalışmanın Tablo 3'ündeki ölçüm–model NRMS değerlerini kullanır.

En iyi uyum burundaki TS002 sensöründe NRMS = 0,06 olarak elde edilmiştir. Burun sensörlerinin tamamında fark görece düşüktür. Kabuklarda en iyi sonuç Segment C'de 0,19, en yüksek sapma ise Segment A'da 0,28'dir.

Araştırmacılar kabuklardaki daha büyük farkların önemli nedenlerinden birinin laminer–türbülanslı sınır tabakası geçişi olduğunu değerlendirmektedir. Uçuş verileri, birim Reynolds sayısı yaklaşık \(5\times10^6\ 1/m\) seviyesini aştığında türbülans etkisinin belirginleştiğini göstermiştir.

Modelde yer almayan termal dengesizlik, pasif oksidasyon sonucu yüzey emissivitesinin değişmesi ve termokupl temas davranışının değişmesi gibi etkiler de ölçüm–model farkına katkıda bulunabilir.

Buna rağmen araştırmacılar sayısal sıcaklık tahminlerinin genel olarak muhafazakâr tarafta kaldığını ve modelin hızlı tasarım hesapları için kullanılabilir olduğunu değerlendirmektedir.

Çalışmanın desteklediği ve desteklemediği sonuçlar

Çalışmanın desteklediği sonuç: C/C-SiC kabuk, yüksek sıcaklık izolasyonu ve CMC–Inconel double-L bağlantı kombinasyonu, STORT'un incelenen hipersonik uçuş koşulları için hem termal hem de mekanik açıdan uygulanabilir bir ön gövde TPS mimarisi oluşturmuştur. Gerçek uçuş sıcaklıklarının sayısal tahminlerle karşılaştırılması, özellikle burunda termal modelin kullanılabilirliğini desteklemektedir.

Çalışmanın desteklemediği sonuç: Tasarımın bütün hipersonik veya yeniden kullanılabilir roketlerde doğrudan kullanılabileceği gösterilmemiştir. Çalışma C/C-SiC yapının sınırsız tekrar kullanım ömrünü kanıtlamaz; bütün sınır tabakası rejimlerini yüksek doğrulukla çözmez; bütün mekanik yük durumlarını fiziksel kırılma testleriyle doğrulamaz; 1900 K üzerindeki uzun süreli oksidasyon davranışını bu uçuşta kapsamlı biçimde karakterize etmez. Sonuçlar STORT geometrisi, malzemesi, bağlantı tasarımı ve uçuş şartları bağlamında değerlendirilmelidir.

Yöntem ve Bulgular

Malzeme ve yapı

Termal model

ANSYS Mechanical ortamında geçici termal FEM analizi gerçekleştirilmiştir. C/C-SiC için ortotropik ve sıcaklığa bağlı termofiziksel özellikler kullanılmıştır. Modelde C/C-SiC yoğunluğu 1900 kg/m³, izolasyon yoğunluğu 120 kg/m³ alınmıştır.

Dış yüzey sınır şartlarında:

• konvektif ısı akısı,
• 0,85 emissivite ile radyatif ısı kaybı,
• CMC–izolasyon ısıl teması

hesaba katılmıştır. İzolasyonun iç ve yan yüzeylerinde adyabatik sınır şartı uygulanmıştır.

Aerotermal modelin basitleştirmeleri

Akış alanı yüksek çözünürlüklü zaman bağımlı CFD yerine, ön gövde geometrisinin parçalara ayrıldığı bir boyutlu analitik model ile hesaplanmıştır. Süpersonik rejimde konik şok ve Prandtl–Meyer genleşme çözümleri, durma bölgesinde normal şok modeli kullanılmıştır.

Kabuklardaki ısı transfer katsayısı laminer düz plaka korelasyonunun Mangler dönüşümüyle eksenel simetrik gövdeye uyarlanması üzerinden hesaplanmıştır. Bu yaklaşım tasarım aşaması için hızlıdır ancak türbülans geçişini doğrudan çözmediği için uçuş verileriyle fark oluşmasına neden olabilmektedir.

Başlıca termal sonuçlar

Mekanik model

Statik mekanik FEM analizi ANSYS Mechanical 2020 R2 ile yapılmıştır. Segmentler mekanik etkileşimlerinin sınırlı olduğu varsayımıyla ayrı ayrı modellenmiştir. CMC–metal bağlantılarda ayrıntılı sürtünmeli temas tanımlanmış, sürtünme katsayısı 0,2 ve vida ön yükü 4500 N kullanılmıştır.

En kritik yük durumu, 217,9 s ve 10° hücum açısında aerodinamik basınç + sıcaklık yükünün birleşimi olarak belirlenmiştir.

Başlıca mekanik sonuçlar

En kritik hesaplanan oran 0,87'dir; çalışma bu nedenle bütün CMC bağlantı bileşenlerinde %10'un üzerinde emniyet payı bulunduğunu bildirmektedir.

Uçuş doğrulaması

Gerçek uçuş yörüngesi termal modele yeniden uygulanmış ve sonuçlar CMC yapıya gömülü termokupllarla karşılaştırılmıştır. En düşük NRMS değeri burundaki TS002 için 0,06, en yüksek değerlendirilen NRMS ise Segment A'daki TK005 için 0,28'dir.

Burundaki sayısal ve deneysel sıcaklık eğrilerinin genel uyumu tatmin edici bulunmuştur. Kabuk segmentlerindeki farkların daha yüksek olması, özellikle bir boyutlu akış modelinin ve tam laminer sınır tabakası varsayımının sınırlarını göstermektedir.

Kaynak ve Yöntem Notu

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

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

Sorumlu yazar: Giuseppe Daniele Di Martino.

Eş katkı/eş birinci yazar: Kaynakta böyle bir beyan bulunmamaktadır.

Kurumlar: 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.

Dergi: Aerospace.

Yayınevi: MDPI, Basel, Switzerland.

Cilt / sayı / makale: 13 / 3 / 278.

DOI: 10.3390/aerospace13030278.

Yayın süreci: 6 Şubat 2026'da alınmış, 13 Mart 2026'da revize edilmiş, aynı gün kabul edilmiş ve 16 Mart 2026'da yayımlanmıştır.

Kaynak türü ve hakemlik durumu: Hakemli araştırma makalesidir. Tasarım, üretim, sonlu eleman analizi ve gerçek STORT uçuşunda sıcaklık ölçümü ile kısmi termal model doğrulamasını birlikte içermektedir.

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

Resmî bağlantı:https://doi.org/10.3390/aerospace13030278

Lisans: Creative Commons Attribution (CC BY) açık erişim lisansı.

Finansman: STORT araştırma projesi ve uçuş deneyi DLR Program Directorate for Space Research and Development tarafından finanse edilmiştir.

Veri erişilebilirliği: Araştırmacılar çalışmanın özgün katkılarının makale içinde bulunduğunu ve ek soruların sorumlu yazara yöneltilebileceğini belirtmektedir.

Çıkar çatışması: Yazarlar çıkar çatışması bildirmemiştir.

Bilimsel yöntem sınırı: Çalışma gerçek bir hipersonik uçuş deneyi içeriyor olsa da bütün yapısal sonuçlar uçuş sırasında doğrudan ölçülmemiştir. Mekanik güvenlik değerlendirmesi ağırlıklı olarak FEM sonuçlarına dayanmaktadır. Gerçek uçuş ölçümleri esas olarak C/C-SiC bileşenlerindeki sıcaklık davranışının değerlendirilmesine ve termal modelin kısmi doğrulanmasına hizmet etmektedir.

Aerotermal model sınırı: Dış akış yüksek doğruluklu zaman bağımlı CFD ile tüm uçuş boyunca çözülmemiş; hızlı bir 1D analitik yaklaşım kullanılmıştır. Özellikle laminer–türbülans geçişindeki farklar uçuş ölçümleriyle karşılaştırmada görülmektedir.

Oksidasyon sınırı: 1900 K üzerindeki burun malzemesi kaybı doğrudan uçuşta kütle ölçümüyle belirlenmemiş; önceki malzeme testlerindeki erozyon oranlarının bu görev koşullarına uygulanmasıyla yaklaşık 0,06 g olarak tahmin edilmiştir.

Kaynak içi süre notu: Çalışmanın girişinde STORT'un Mach 8 üzerinde iki dakikadan fazla kalması hedefinden söz edilirken planlanan yörünge bölümünde Mach yaklaşık 8 koşulunda 110 s belirtilmektedir. Bu Verianla metni iki ifadeyi tek bir yeni değerde birleştirmemiştir.

Gerçek uçuş notu: Üçüncü kademenin gecikmiş ateşlenmesi nedeniyle gerçek yüksek-Mach uçuş süresi planlanandan daha kısa olmuştur. Bu sapma, termal modelin gerçek uçuş yörüngesiyle ayrıca çalıştırılmasına olanak vermiştir.

Sensör sınırı: Burundaki TS001 termokuplu hasarlı olduğu için uçuş verisi sağlamamıştır. Uçuş–model karşılaştırması çalışan sensörlerden elde edilen veriler üzerinden yapılmıştır.

Bu Verianla açıklamasındaki bilimsel sonuçlar yalnız incelenen çalışmaya dayanmaktadır. Dış doğrulama yalnız bibliyografik kimlik, DOI ve derginin hakemli yayın statüsünün teyidi amacıyla kullanılmış; çalışmaya dış kaynaklardan yeni performans veya malzeme bulgusu eklenmemiştir.