Бул изилдөө, Mach 8 civarındaki узак мөөнөттүү гиперүндүү учууta çok жогорку аэротермалдык жүкlere maruz kalan bir ракета алдыңкы корпусуnin кантип korunabмененceğini чыныгы bir учуу тажрыйбасы üzerinden изилдейт. DLR'nin STORT projesi kapsamında geliştirмененn 1,5 metre uzunluğundaki bilimsel жүк алдыңкы корпусу, жогорку sıcaklığa чыдамдуу көмүртек/көмүртек-кремний карбид (C/C-SiC) керамикалык матрицалуу композит parçalarla kaplanmıştır. Tasarımın негизги hedeflerinden biri, гиперүндүү агымta жергиликтүү жылуулукnmайı artırabмененcek civata başları, keskin birleшимler жана фазаla sайıda panel aralığı oluşturmadan mümkün болгонуnca pürüzsüz bir аэродинамикалык бет elde etmektir.

Ön кузов bu эмне үчүнle гана beş ana C/C-SiC parçайa өзүнчөlmıştır: катуу bir мурун блогу жана bunun arбулчуңında A, B, C жана D катары adlandırılan dört аксиалдык simetrik kapalı кабык. Dört кабык нымдуу филамент ороо методуyle üretilmiş; минимум 5 mm дубал калыңдыгы үчүн 12 ороонун катмары колдонулган. Ortalama була ороонун бурчу болжол менен 45° seçilmiş жана her segmentin геометрияsine bтармакlı катары жергиликтүү açı değiştirilmiştir. C/C-SiC кабык менен içerideki алюминий көтөрүүчү түзүм арасындаki büжүк температура айырмаının oluşturacтармакı чыңалууleri азайтуу үчүн CMC жана Inconel 600 parçalarını birleştiren өзгөчө bir “double-L” туташуу geliştirilmiştir.

термалдык акыркы элемент анализинде учуу траекториясыne bтармакlı аэродинамикалык жылуулукnma модельlenmiştir. Hesaplamalara göre 220–230 saniye civarında мурун токтоо чекитиndaki конвективдүү жылуулук агымы болжол менен 4 MW/m² деңгээлine ulaşırken diğer segmentlerde болжол менен 0,2–0,5 MW/m² аралыгында kalmaktadır. Burun ucunda температуранын болжол менен 180. saniyeden itibaren C/C-SiC үчүн пассивдүү–активдүү оксидденүү өтүүiyle ilişkмененndirмененn 1900 K seviyesini aşması алдын ала билүүlürken, daha gerideki CMC кабыктарыn болжол менен 1200–1500 K аралыгында kaldığı эсептелген. Buna rтармакmen изилдөөчүлөрın болжол ettiği максимум мурун материалsi kайbı гана болжол менен 0,06 g деңгээлindedir.

En критикалык структуралык талдооde 217,9. saniyedeki температура alanı, 10° чабуул бурчу үчүн эсептелген асимметриялык аэродинамикалык басым жүкüyle бирге колдонулган. C/C-SiC bмененşenlerindeki эң жогорку чыңалуу катышы 0,87 катары bulunmuş; dolайжылуулукyla kullanılan izin маалыматlen материал чыңалууsine göre бардык критикалык CMC bмененşenlerinde %10'dan фазаla коопсуздук запасы сакталган. Gerçek STORT учууunda yerleştirмененn термопараların натыйжаларыyla түзүмlan салыштырууda, мурун bölgesindeki сандык болжолlerin учуу жанаrалдыгаne айрыкча iyi yaklaştığı; кабык segmentlerinde болсо чек ара катмарыnın ламинардыкden турбуленттүүлүкa өтүүi gibi жөнөкөйleştirilmiş модельde tam temsil edilmeyen etkмененr эмне үчүнiyle айырмаların büyüdüğü görülmüştür.

Түркия жагынан мааниси: Изилдөө Түркия'deki белгилүү bir ракета системанынe түздөн-түз uygulanabмененcek hazır bir C/C-SiC дизайнı сунбайт. Бирок кайра колдонууга жарамдуу ракета kademeleri, гиперүндүү тажрыйба унааları жана атмосфералык кайра кирүү системаleri geliştirilirken гана жогорку sıcaklığa чыдамдуу материал seçmenin yeterli olmadığını; аэродинамикалык бет геометрияsi, kompozit өндүрүш методу, жылуулукl genleşme uyumсууzluğu, туташуу элементları, izolasyon, CFD/FEM жүкleri жана чыныгы учуу өлчөөлөрinin бирге ele alınması gerektiğini күчтүү biçimde көрсөтөт. Түркия'de benzer bir система geliştirilirse унаа геометрияsi, чыныгы траектория, материал өндүрүш методу, туташуу дизайнı жана термалдык чек şartları үчүн көз карандысыз эсептөө жана эксперименттик/учуу тастыктооsı керек.

Neden гиперүндүү bir ракета үчүн өзгөчө жылуулук коргоо gerekiyor?

Гиперүндүү учууta ортомчуn çстадияsinde күчтүү шок толкунları oluşur. Агымın кинетикалык энергияsinin çok kısa аралыкlerde iç энергияye айланууmesi, алдыңкы корпус жана калакçık алдыңкы кырыları gibi bölgelerde son derece жогорку жылуулук агымlarına эмне үчүн болушу мүмкүн. Aynı anda аэродинамикалык басым жүкleri жана жогорку температура kimyası da түзүмyı etkмененr.

Klasik ablatif жылуулук коргоо системаlerinde бет материалsi башкарууlü biçimde tüketмененrek энергия uzaklaştırılır. Бирок аэродинамикалык şeklin korunması же кайра колдонууга жарамдуулук gerektiğinde материал жоготуусуna dайanan yaklашуу her убакыт uygun эмес. STORT изилдөөsı bu эмне үчүнle çok жогорку температураlarda структуралык бардыкlüğünü koruyabмененn C/C-SiC керамикалык матрицалуу композитlere фокусlanmaktadır.

Булак изилдөөдө C/C-SiC үчүн болжол менен 2 g/cm³ mertebesinde төмөн тыгыздык, жогорку температура бекемдикı жана болжол менен 1900 K'nin üzerinde пассивдүү оксидденүүdan активдүү оксидденүүa өтүү potansiyeli vurgulanmaktadır.

STORT кантип bir учуу ортомчу?

STORT тажрыйба ортомчу üç kademeli bir зонддоочу ракетаdir. Birinci kademe S31, ikinci kademe S30 жана üçüncü kademe Improжанаd Orion моторundan oluşmaktadır. Bilimsel жүк, üçüncü kademenin önünde bulunur жана изилдөөнүн incelediği C/C-SiC алдыңкы корпус bu bilimsel жүкün en öndeki жылуулук коргоо түзүмsıdır.

Planlanan милдетde kademe yanışları арасындаki uzun süzülme фазаları, ортомчуn учуу yol açжылуулукnı azaltacak тартылуу күчү айланууlerini чыныгыleştirmesi жана гиперүндүү rejimde daha uzun kalması үчүн колдонулган. Planlanan траектория bölümünde унаа үчүн Mach болжол менен 8 koşulunda 110 s civarında bir süre белгиленет. Изилдөөnın girişinde болсо projenin Mach 8'in üzerinde iki мүнөтdan uzun süre kalmайı hedeflediği ifade edilmektedir; bu iki булак içi süre ifadesi birbirine айланууtürülmeden korunmalıdır.

Gerçek учуу planlanandan эмне үчүн ар түрдүү oldu?

Uçuş жанаrалдыгаyle planlanan траектория karşılaştırıldığında чыныгы гиперүндүү sürenin daha kısa болгону görülmüştür. Изилдөөчүлөр bunun эмне үчүнini üçüncü kademenin yanlışlıkla gecikmiş ateşlenmesi катары ачыкlamaktadır. Gecikme ортомчуn daha төмөн бийиктикda учmasına, daha жогорку аэродинамикалык sürükleme görmesine жана daha күчli жайlamasına yol açmıştır.

Bu olай изилдөө açжылуулукndan айрыкча мааниlidir; анткени сандык термалдык модель гана ideal planlanan траекторияyle değil, daha sonra чыныгы учуу траекториясыyle de çсатып алууtırılmış жана өлчөнгөн температураlarla салыштырылган.

Ön кузов эмне үчүн гана beş CMC parçайa өзүнчөldı?

STORT алдыңкы корпусу болжол менен 1,5 m uzunluğundadır. Önceki SHEFEX II тажрыйбаinde çok бетli TPS түзүмsının кыр bölgelerinde жергиликтүү температура өсүшları gözlenmesi, STORT дизайнında daha düzgün bir dış геометрияye yönelinmesine эмне үчүн olmuştur.

Ошондуктан C/C-SiC koruma түзүмsı:

• tek parça катуу мурун блогу,
• Сегмент A,
• Сегмент B,
• Сегмент C,
• Сегмент D

olmak üzere beş parçайa өзүнчөlmıştır.

Burun ucunda сфералык геометрияnin радиусı гана 2,5 mm'dir. Katı мурун блогуnun маанилүү массаsi ошол эле убакытda durma bölgesinde bir жылуулук жуткуч катары милдет yapmaktadır.

Kabukların арасында термалдык genleşmeyi karşılamak үчүн болжол менен 1–1,5 mm боштук bırагымlmış, бирок dış бетin düzgün kalması үчүн bu боштукlar жогорку sıcaklığa чыдамдуу yumuşak графit esaslı macunla kapatılmıştır.

C/C-SiC кабыкlar кантип üretiliyor?

Изилдөөчүлөр rotasyonel simetrik кабыктарыn өндүрүшinde нымдуу филамент ороо менен суюк кремний инфильтрациясы (LSI) tabanlı C/C-SiC өндүрүш sürecini birleştirmiştir.

Verianla Liжана: Bu görünüm гана yukarıdaki көрүнгөн маалымат таблицасууndan oluşturulur; таблица илимий source-of-truth катары korunur.

Lif sarım açıları эмне үчүн туруктуу değil?

Kompozit кабыкta булаlerin багыты механикалык davranışı түздөн-түз etkмененr. Изилдөөda радиалдык жана аксиалдык жүкler арасында тең салмак sтармакlamak amacıyla орточо болжол менен 45° ороонун бурчу seçilmiştir. Бирок геометрия эмне үчүнiyle чыныгы ороонун бурчу her segmentte değişmektedir.

Sarım programları CADWIND менен түзүлгөн. T800 көмүртек буласыi менен DLR'nin JK60 adıyla диагнозmladığı фенол чайыры колдонулган. Bütün кабыкlarda en az 5 mm дубал калыңдыгыnı elde etmek үчүн 12 ороонун катмары колдонулган.

“Double-L” туташуу эмне үчүн geliştirildi?

En büжүк дизайн sorunlarından biri, dışarıdaki çok sıcak C/C-SiC кабык менен çok daha төмөн температураta kalması gereken metal ташыгыч түзүмyı birbirine bтармакlamaktır. Doğrudan çok rijit bir туташуу kurulursa iki материалnin ар түрдүү термалдык genleşmeleri seramik bмененşende жогорку чыңалууlere yol açabilir.

Diğer taraftan dış бетde civata же perçin başlarının bulunması гиперүндүү агымı bozarak жергиликтүү жылуулук агымыnı artırabilir. Ошондуктан туташуу tamamen dış бетin arбулчуңında tutulmuştur.

Çözüm iki L biçimli parçadan oluşur:

• C/C-SiC kabuğun iç бетine өндүрүш sırasında бардыкleştirмененn CMC кронштейн,
• CMC кронштейнi алюминий alt түзүмya bтармакlайan ince жана daha esnek Inconel 600 кронштейн.

Metal L parçanın ийкемдүүliği, термалдык genleşmenin маанилүү bir kısmını деформацияla karşılайarak daha kırılgan CMC кронштейнte oluşan чыңалууyi азайтууtadır. Bтармакlantı ошол эле убакытda өндүрүш жана montaj toleranslarının айarlanmasına yardımcı olur.

Сегмент B, C жана D'de kabuğun ön жана arka çстадияsine çok sайıda double-L туташуу dтармакıtılmıştır. Сегмент A'nın мурунla birleшимinde болсо ар түрдүү bir çözüm kullanılmış; CMC disk, dört seramik M10 бурама жана pimlerle мурун блогуna bтармакlanmıştır.

İç алюминий түзүм sıcaktan кантип korunuyor?

C/C-SiC кабык менен алюминий alt түзүм arasına поликристаллдык жүн жылуулукl izolasyon yerleştirilmiştir. термалдык модельde sıkıştırılmış izolasyon үчүн 120 kg/m³ тыгыздык колдонулган.

Hesaplamalara göre izolasyonun алюминий түзүмya bakan iç бетi учууun büжүк bölümünde төмөн температураta kalmaktadır. Бирок en öndeki Сегмент A bölgesinde болжол менен 240. saniye civarında температуранын 450 K'nin üzerine çıkabмененceği алдын ала билүүlmüştür. Булак изилдөө bu sıcaklığı kullanılan алюминий эритмесиnda механикалык бекемдикın болжол менен %25 азаюуya başladığı референс seviyesiyle ilişkмененndirmektedir.

термалдык жүк кантип hesaplandı?

термалдык талдоо ANSYS Mechanical ortamında өтмө акыркы элемент методуyle ишке ашырылган. Dış бетdeki конвективдүү жылуулук агымы:

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

ifadesiyle аныкталган. Бул жерде \(h\) жылуулук transfer katsайжылуулукnı, \(T_r\) чек ара катмары калыбына келүү температурасыnı жана \(T_w\) дубал температурасыnı temsil etmektedir.

Dış бетden çстадияye радиация da hesaba катууlmış жана CMC үчүн орточо эмиссивдүүлүк 0,85 alınmıştır.

Агым alanını тез hesaplanabilir tutmak үчүн алдыңкы корпус ар түрдүү bölgelere өзүнчөlmış жана her bölge үчүн бир өлчөмдүү analitik агым мамилеси колдонулган. Atmosfer koşulları COESA76 standard атмосфераi üzerinden hesaplanmış; шок толкуну жана genleşme bölgelerinde klasik gaz dinamiği yaklашууlarından yararlanılmıştır.

Kabuk бетlerinde ламинардык чек ара катмары божомолдонгон. Изилдөөчүлөр bunun күчтүү bir жөнөкөйleştirme болгонуnu ачыкça belirtmekte, бирок planlanan гиперүндүү учууun büжүк bölümündeki Reynolds sайıları эмне үчүнiyle дизайн баскычsı үчүн kabul edмененbilir болгонуnu баалооktedir.

Isı агымsı ne kadar жогорку?

Hesaplanan жылуулук агымları учуу boyunca туруктуу эмес. Birinci жана ikinci kademe yanışlarında өсүш, süzülme фазалардынda азаюу görülmektedir. Yüksek тез конуу bölümünde жылуулук transfer katsайжылуулук кайра ылдамдыкla жүкselir.

En жогорку термалдык жүк болжол менен 220–230 s civarında meydana gelmektedir:

Durma noktası жылуулукnması ачык ara en критикалык bölgedir. Buna rтармакmen C/C-SiC'nin жогорку температура kabiliyeti sайesinde кабык, жылуулукnın маанилүү bir bölümünü жогорку температураta радиацияla çстадияye geri yайabмененcek biçimde tasarlanmıştır.

Burun ucunda оксидденүү коркунучi oluşuyor mu?

Модель мурун температуранынın болжол менен 180. saniye civarında 1900 K seviyesini geçmesini öngörmektedir. Булакта bu температура, basınca bтармакlı катары C/C-SiC материалde пассивдүү оксидденүүdan активдүү оксидденүүa geçмененbмененcek bölge катары ele alınmaktadır.

Aktif оксидденүүda материал жоготуусу artabмененceğinden мурун геометрияsinin değişmesi mümkündür. Ошентсе да изилдөөчүлөр daha önce ошол эле материал üzerinde түзүмlan тестlerden болжол менен \(10^{-2}\) kg/(m²·s) mertebesinde эрозия катышы kullanarak, болжол менен 1 cm² alan жана эң көп 60 s süre үчүн:

максимум болжол менен 0,06 g материал жоготуусу

hesaplamıştır жана bunu STORT учууu açжылуулукndan ihmal edмененbilir катары мааниlendirmiştir.

Burun arбулчуңındaki CMC кабыктарыn температураları болсо болжол менен 1200–1500 K аралыгында kalmaktadır.

En критикалык механикалык жүк durumu neydi?

термалдык genleşme менен аэродинамикалык басым ошол эле anda түзүмya etki etmektedir. Изилдөөчүлөр ар түрдүү учуу anları жана hücum açıları үчүн жүк durumları hesaplamış; en критикалык örnek катары:

t = 217,9 s жана чабуул бурчу = 10°

durumunu seçmiştir.

Bu noktada CFD'den elde edмененn асимметриялык бет басымы, ошол эле учуу anına ait термалдык талдоо температура dтармакılımıyla бирге механикалык акыркы элемент моделиne aktarılmıştır.

CMC кабыкlar ortotroчоку материал катары модельlenmiş; civatalı байланыштарda сүрүлүү коэффициенти 0,2 жана винт алдын ала жүгү 4500 N alınmıştır.

Yapı эсептелген жүкleri taşıyabildi mi?

Сегмент A'nın өзгөчө мурун туташууsında ар түрдүү CMC parçalar өзүнчө өзүнчө бааланган. Hesaplanan максимум чыңалууler CMC кронштейн үчүн 110,1 MPa, CMC disk үчүн 137,0 MPa жана seramik бурама үчүн 156,7 MPa'dır. En жогорку чыңалуу катышы seramik бурамаda 0,87'dir.

Сегмент B, C жана D'deki CMC кронштейнlerde эсептелген максимум чыңалууler sırasıyla 127,9 MPa, 147,5 MPa жана 121,4 MPa'dır.

Изилдөөnın kullandığı болжол менен 180 MPa C/C-SiC ийилүү бекемдикı референсına göre en критикалык CMC bмененşeninde dahi izin маалыматlen чыңалууnin астында kalınmıştır. Изилдөөчүлөр бардык CMC элементlarında коопсуздук акцияının %10'un üzerinde болгонуnu билдирет.

Uçuş sırasında чыныгыten температура ölçüldü mü?

Eжанаt. Изилдөөnın en күчтүү жактарыnden biri, алдыңкы корпусye yerleştirмененn термопараlardan чыныгы учуу температураlarının alınmış olmasıdır. Burun bloğunda iki Tip S жана iki Tip K термопара yerleştirilmiştir. TS001 сенсору muhнегизгиen entegrasyon sırasında зыян gördüğü үчүн учуу маалыматsi üretmemiştir.

Kabuk segmentlerinde болсо ар түрдүү аксиалдык жайгашууlarda, çстадия boyunca 90° аралыкlarla Tip K термопараlar kullanılmış жана сенсорlerin dış бетe номиналдуу uzaklığı 2 mm катары аныкталган. Montajdan sonra чыныгы сенсор жайгашууларыnı belirlemek amacıyla компьютердик томография taraması da түзүмlmıştır.

Sайısal модель чыныгы учууu ne kadar iyi болжол etti?

Uçuş маалыматsi менен модель арасындаki айырма normalize edilmiş орточо квадраттык четтөө тамырыsı, NRMS, kullanılarak бааланган:

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

Verianla Liжана: Karşılaştırma гана булак изилдөөnın Tablo 3'ündeki өлчөө–модель NRMS маанилерini kullanır.

En iyi uyum мурунdaki TS002 сенсоруnde NRMS = 0,06 катары алынган. Burun сенсорlerinin tamamında айырма görece төмөнtür. Kabuklarda en iyi натыйжа Сегмент C'de 0,19, эң жогорку yaw болсо Сегмент A'da 0,28'dir.

Изилдөөчүлөр кабыкlardaki daha büжүк айырмаların маанилүү эмне үчүнlerinden birinin ламинардык–турбуленттүү чек ара катмары өтүүi болгонуnu баалооktedir. Uçuş жанаrалдыга, бирдик Reynolds саны болжол менен \(5\times10^6\ 1/m\) seviyesini aştığında турбуленттүүлүк etkisinin belirginleştiğini көрсөткөн.

Модельde yer alачыткыn термалдык тең салмакsizlik, пассивдүү оксидденүү sonucu бет эмиссивдүүлүкsinin değişmesi жана термопара тийүү davranışının değişmesi gibi etkмененr de өлчөө–модель айырмаına katkıda bulunabilir.

Buna rтармакmen изилдөөчүлөр сандык температура болжолlerinin жалпы катары корпусkâr tarafta kaldığını жана модельin тез дизайн hesapları үчүн kullanılabilir болгонуnu баалооktedir.

Изилдөө колдогон жана колдобогон натыйжалар

Изилдөө колдогон натыйжа: C/C-SiC кабык, жогорку температура izolasyonu жана CMC–Inconel double-L туташуу komимаратsyonu, STORT'un incelenen гиперүндүү учуу koşulları үчүн hem термалдык hem de механикалык açıdan uygulanabilir bir алдыңкы корпус TPS архитектурасы түзгөн. Gerçek учуу температураlarının сандык болжолlerle салыштырылышы, айрыкча мурунda термалдык модельin kullanılabilirliğini колдойт.

Изилдөө колдобогон натыйжа: Tasarımın бардык гиперүндүү же кайра колдонууга жарамдуу ракетаlerde түздөн-түз kullanılabмененceği gösterilmemiştir. Изилдөө C/C-SiC түзүмnın чекsız tekrar колдонуу ömrünü далилдебейт; бардык чек ара катмары rejimlerini жогорку тактыкla çözmez; бардык механикалык жүк durumlarını физикалык сынуу тестleriyle тастыктооz; 1900 K üzerindeki узак мөөнөттүү оксидденүү davranışını bu учууta kapsamlı biçimde karakterize etmez. Натыйжаlar STORT геометрияsi, материалsi, туташуу дизайнı жана учуу şartları bтармакlamında мааниlendirilmelidir.

Метод жана натыйжалар

Malzeme жана түзүм

термалдык модель

ANSYS Mechanical ortamında өтмө термалдык FEM талдоосу ишке ашырылган. C/C-SiC үчүн ortotroчоку жана sıcaklığa bтармакlı termoфизикалык айрыкчаr колдонулган. Модельde C/C-SiC yoğunluğu 1900 kg/m³, izolasyon yoğunluğu 120 kg/m³ alınmıştır.

Dış бет чек şartlarında:

• конвективдүү жылуулук агымы,
• 0,85 эмиссивдүүлүк менен radyatif жылуулук kайbı,
• CMC–izolasyon жылуулукl тийүүı

hesaba катууlmıştır. İzolasyonun iç жана каптал бетlerinde адиабаталык чек şartı колдонулган.

Aeroтермалдык модельin жөнөкөйleştirmeleri

Агым alanı жогорку чечилиштүү убакыт bтармакımlı CFD yerine, алдыңкы корпус геометрияsinin parçalara өзүнчөldığı бир өлчөмдүү аналитикалык модель менен эсептелген. Süpersonik rejimde конустук шок жана Prandtl–Meyer genleşme çözümleri, durma bölgesinde нормалдуу шок модельi колдонулган.

Kabuklardaki жылуулук transfer katsайжылуулук ламинардык düz пластина корреляцияunun Mangler өзгөртүүсүyle аксиалдык simetrik кузовye uyarlanması üzerinden эсептелген. Bu yaklашуу дизайн баскычsı үчүн тезdır бирок турбуленттүүлүк өтүүini түздөн-түз çözmediği үчүн учуу жанаrалдыгаyle айырма oluşmasına эмне үчүн olabilmektedir.

Başlıca термалдык натыйжалар

Mekanik модель

Statik механикалык FEM талдоосу ANSYS Mechanical 2020 R2 менен түзүмlmıştır. Сегментler механикалык өз ара аракеттенүүlerinin чектелген болгону божомолıyla өзүнчө өзүнчө модельlenmiştir. CMC–metal байланыштарda өзүнчөntılı сүрүлүүli тийүү диагнозmlanmış, сүрүлүү коэффициенти 0,2 жана винт алдын ала жүгү 4500 N колдонулган.

En критикалык жүк durumu, 217,9 s жана 10° чабуул бурчуnda аэродинамикалык басым + температура жүкünün birleшимi катары аныкталган.

Başlıca механикалык натыйжалар

En критикалык эсептелген катыш 0,87'dir; изилдөө bu эмне үчүнle бардык CMC туташуу bмененşenlerinde %10'un üzerinde коопсуздук запасы bulunduğunu bildirmektedir.

Uçuş тастыктооsı

Gerçek учуу траекториясы термалдык модельe кайра uygulanmış жана натыйжалар CMC түзүмya gömülü термопараlarla салыштырылган. En төмөн NRMS мааниi мурунdaki TS002 үчүн 0,06, эң жогорку мааниlendirмененn NRMS болсо Сегмент A'daki TK005 үчүн 0,28'dir.

Burundaki сандык жана эксперименттик температура eğrалдыгаnin жалпы uyumu tatmin edici bulunmuştur. Kabuk segmentlerindeki айырмаların daha жогорку olması, айрыкча бир өлчөмдүү агым модельinin жана tam ламинардык чек ара катмары божомолının чекlarını көрсөтөт.

Булак жана метод эскертүүсү

Толук оригиналдуу изилдөө аталышы: Thermo-Mechanical Design of the C/C-SiC-Based Thermal Protection Structure for the Forebody of the Hypersonic Sounding Rocket STORT

Авторлор жана özgün рейтинг: Giuseppe Daniele Di Martino; Thomas Reimer; Luis Baier; Lucas Dauth; Dorian Hargarten; Ali Gülhan.

Жооптуу автор: Giuseppe Daniele Di Martino.

Eş katkı/eş birinci автор: Булакта böyle bir beyan жок.

Мекемелер: 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.

Журнал: Aerospace.

Басма: MDPI, Basel, Switzerland.

Cilt / sайı / макала: 13 / 3 / 278.

DOI: 10.3390/aerospace13030278.

Жарыялоо процесси: 6 Şubat 2026'da alınmış, 13 Mart 2026'da revize edilmiş, ошол эле gün kabul edilmiş жана 16 Mart 2026'da жарыяланган.

Булак түрү жана рецензияланганk durumu: Hakemli изилдөө макалаsidir. Tasarım, өндүрүш, акыркы элемент анализи жана чыныгы STORT учууunda температура өлчөөü менен kısmi термалдык модель тастыктооsını бирге içermektedir.

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

Расмий шилтеме:https://doi.org/10.3390/aerospace13030278

Лицензия: Creatiжана Commons Attribution (CC BY) ачык жеткиликтүү лицензияı.

Каржылоо: STORT изилдөө projesi жана учуу тажрыйбасы DLR Program Directorate for Space Research and Deжанаlopment tarafından финансыe edilmiştir.

Маалымат жеткиликтүүлүгү: Изилдөөчүлөр изилдөөнүн özgün katkılarının макала үчүнde bulunduğunu жана ek soruların sorumlu авторa yöneltмененbмененceğini билдирет.

Кызыкчылыктар кагылышы: Авторлор кызыкчылыктар кагылышы bildirmemiştir.

Bilimsel метод чекı: Изилдөө чыныгы bir гиперүндүү учуу тажрыйбасы içeriyor olsa da бардык структуралык натыйжалар учуу sırasında түздөн-түз өлчөнгөн эмес. Mekanik коопсуздук баалоосу салмакlı катары FEM натыйжаларыna dайanmaktadır. Gerçek учуу өлчөөлөрi esas катары C/C-SiC bмененşenlerindeki температура davranışının мааниlendirilmesine жана термалдык модельin kısmi тастыкталышыna hizmet etmektedir.

Aeroтермалдык модель чекı: Dış агым жогорку тактыктагы убакыт bтармакımlı CFD менен tüm учуу boyunca çözülmemiş; тез bir 1D analitik yaklашуу колдонулган. Özellikle ламинардык–турбуленттүүлүк өтүүindeki айырмаlar учуу өлчөөлөрiyle салыштырууda görülmektedir.

Oksidasyon чекı: 1900 K üzerindeki мурун материалsi kайbı түздөн-түз учууta масса өлчөөüyle belirlenmemiş; önceki материал тестlerindeki эрозия катышlarının bu милдет koşullarına uygulanmasıyla болжол менен 0,06 g катары болжол edilmiştir.

Булак ичиндеги süre notu: Изилдөөnın girişinde STORT'un Mach 8 üzerinde iki мүнөтdan фазаla kalması hedefinden söz edilirken planlanan траектория bölümünde Mach болжол менен 8 koşulunda 110 s белгиленет. Bu Verianla metni iki ifadeyi tek bir yeni мааниde birleştirmemiştir.

Gerçek учуу notu: Üçüncü kademenin gecikmiş ateşlenmesi эмне үчүнiyle чыныгы жогорку-Mach учуу süresi planlanandan daha kısa olmuştur. Bu yaw, термалдык модельin чыныгы учуу траекториясыyle кошумча çсатып алууtırılmasına olanak жанаrmiştir.

Sensör чекı: Burundaki TS001 термопараu зыянlı болгону үчүн учуу маалыматsi sтармакlamamıştır. Uçuş–модель салыштырууsı çсатып алууan сенсорlerden elde edмененn маалыматler üzerinden түзүмlmıştır.

Bu Verianla ачыкlamasındaki bilimsel натыйжалар гана incelenen изилдөөya dайanmaktadır. Dış тастыктоо гана bibliyoграф идентификация, DOI жана derginin рецензияланган жарыялануу statüsünün teyidi amacıyla kullanılmış; изилдөөya dış булакlardan yeni аткарым же материал табылгасуу eklenmemiştir.