@techreport{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00041166,
 author = {平林, 則明 and 松崎, 貴至 and 福島, 幸夫 and 中村, 富久 and 藤田, 猛 and Hirabayashi, Noriaki and Matsuzaki, Takashi and Fukushima, Yukio and Nakamura, Tomihisa and Fujita, Takeshi},
 month = {Oct},
 note = {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},
 title = {H-2ロケットフェアリング断熱材のアーク加熱試験},
 year = {1992}
}