@techreport{oai:jaxa.repo.nii.ac.jp:00048957,
 author = {藤井, 啓介 and 鈴木, 俊之 and 足立, 寛和 and 下田, 孝幸 and 八木, 邑磨 and 藤田, 和央 and 山田, 和彦 and FUJII, Keisuke and SUZUKI, Toshiyuki and ADACHI, Hirokazu and SHIMODA, Takayuki and YAGI, Yuma and FUJITA, Kazuhisa and YAMADA, Kazuhiko},
 month = {Nov},
 note = {JAXAにおけるこれまでの再突入ミッションの熱防護系(TPS)開発・評価において、主として２基のアーク加熱風洞が重要な役割を果たしてきたが、これまで以上に遠くの外惑星からのサンプルリターンミッションや、有人化を視野に入れた大型の機体に装着される熱防護系評価ニーズなどを含む将来ミッションへの対応を考慮した場合、これらの既存アーク加熱風洞では十分な評価をできない可能性があった。その様な背景からこれら将来のミッションにおいて想定される気流・環境条件において熱防護系材料の適切な評価を行うために必要なアーク風洞試験における気流パラメータを明確化した。これまでの評価試験においては一般に、熱防護材料の熱分解や溶融だけではなく表面における酸化反応を評価する目的で、実飛行環境における加熱率と同時に表面圧力を再現する必要があった。そのため、実飛行気流総エンタルピーと比べ風洞気流総エンタルピーが低すぎる場合、定まった圧力下で所定の加熱率を達成するために小さな曲率半径である必要が生じ、結果的にあまりにも小さな供試体による試験をしなければならない状況となる。熱防護材料特性評価の目的では直径40mm程度の供試体サイズが最低でも必要と考えると、我々の初期検討によると再突入速度15km/sの将来ミッションに対応するためのアーク風洞において、風洞総エンタルピー60MJ/kgを包含する運用エンベロープを有する必要があることが分かった。しかしながら作動ガスにおける酸素分率を低く抑えることで、酸素分圧を変えることなく表面圧力を高圧化することができ、それによりより大きな供試体においても高い加熱率を達成することができるものと考えられた。実際、窒素で80%希釈した空気を使用することで再突入速度15km/sの飛行環境の模擬を40MJ/kgの風洞総エンタルピーにより実現可能であることが分かった。更にその場合、加熱率及び表面酸素分圧だけではなく、酸素や昇華により発生するC3の境界層を通した拡散速度に関しても、実飛行環境より低い風洞総エンタルピーの風洞気流により再現可能であることが示された。この様な手法を用いることで、JAXAの将来サンプルリターンミッションにおいて予測される代表的な飛行環境に対応する熱防護材料評価試験を十分実現できるような将来JAXAにおいて整備すべきアーク加熱風洞への技術的要求をここで明確化した。再突入速度はサンプルリターンミッションと比べ低いもののより大型で複雑な熱防護系を有するミッションに関して、実機を想定したプロトタイプモデルの熱防護系そのものを実飛行と「等価な」熱的環境の気流に直接さらすようなシステム評価試験へのニーズも発生するものと考えられるが、既設JAXAアーク風洞はいずれもφ50mmを超える直径の供試体加熱試験に対応しておらず、これらのニーズには必ずしも応えることができていない。そこで低軌道もしくは月帰還軌道からの大型機体の再突入ミッションにおける代表的気流環境を想定し、JAXAが整備すべき将来アーク風洞への追加要求として明確化した。その際、そのようなシステム評価試験においては供試体サイズとしてφ150mm~φ200mmを想定した。これらの設備能力要求を包括的に満たすような設備概要を提案した。その設備規模として設備入力電力17MWが推定されたが、これは作動ガス流量120g/sでの高エンタルピ運用（40MJ/kg）にけるエネルギー変換効率として大きな不確かさがあるものの25%を想定した結果である。, Two major arc heated wind tunnels in JAXA both have contributed to projects of reentry missions for years, though their capabilities may not meet requirements of future missions, which include sample return from even further astronomical objects, or vehicles equipped with larger size of Thermal Protection System (TPS). Figured out is the crucial flow parameters in the arc heated wind tunnel testing with which proper evaluations for the TPS materials can be made under expected flow conditions for future missions. Reproducing both the heating rate and the surface pressure has been required in most situations where not only the pyrolysis or fusion but also oxidization is to consider. Accordingly, too low wind tunnel total enthalpy compared with the flight would cause very small size of testing specimen to achieve the heating rate with the specific pressure. Provided that ϕ40 mm in diameter is m+AF3inimum allowable size for evaluating TPS material characteristics, our preliminary analysis suggests that the total enthalpy of our future arc heated wind tunnel should cover as high as 60 MJ/kg considering to deal with the case of the reentering velocity of 15 km/s. Decreasing the fraction of oxygen in the working gas however allows higher impact pressure to achieve the required stagnation heating rate with the partial pressure of oxygen unchanged. In fact, the wind tunnel total enthalpy of 40 MJ/kg is found enough to reproduce reentering environments even at speeds of 15 km/s using 80% nitrogen diluted air as working gas. It is further shown that not only the heat flux or the oxygen partial pressure at the surface but diffusion of oxygen and of C3 by sublimation through the boundary layer can also be reproduced under lower total enthalpies than the flight conditions. By means of the strategy, depicted are requirements for the future arc-heated wind tunnel in JAXA which is well capable of evaluating TPS materials for future sample-return missions, after predicting representative flight environments. For missions with lower reentering speed but with larger and complicated TPS system, however, system evaluation would be sometimes required where partial prototype models are exposed to flight 'equivalent' thermal environment, though either of our current arc-heated wind tunnels in JAXA is not capable of testing specimen larger than ϕ50 mm in diameter. Defining representative flight environments of expecting large-size reentering missions from the low earth orbit and from lunar return orbit, additive requirements for the future arc-heated wind tunnel in JAXA for such missions are described supposing minimum size of specimen to be ϕ150 mm∼ ϕ200 mm. A comprehensive solution satisfying the requirements is then proposed, where total input power is roughly estimated as 17 MW supposing energy transfer efficiency as 25 % in high enthalpy operations of 40 MJ/kg with mass flow rate of 120 g/s., 形態: カラー図版あり, Physical characteristics: Original contains color illustrations, 資料番号: AA2230007000, レポート番号: JAXA-RR-22-003},
 title = {熱防護系評価のためのアーク加熱風洞設備の将来計画検討},
 year = {2022}
}