はやぶさアブレータ TPS の飛行後解析 JAXA(ARD) 鈴木俊之 JAXA

はやぶさアブレータ TPS の飛行後解析
JAXA(ARD)
JAXA(ARD)
JAXA(ISAS)
JAXA(ISAS)
JAXA(ISAS)
１．はじめに
2010 年 6 月に小惑星探査機はやぶさが地球に帰
還し，豪州ウーメラにてカプセルの回収に成功した．
はやぶさカプセルは約 12km/s の速度で地球大気圏
に突入するため，約 14MW/m2 もの過酷な空力加熱
にさらされる．そのため熱防御システムとして比重
約 1.4 の CFRP アブレータが採用された．アブレー
タは高温で溶融し，熱分解ガスを生成し，更に炭化・
損耗する．そのため予め空力加熱環境を正確に予測
するとともに，アブレータ熱防御システムを適切に
設計する必要がある．将来の惑星探査ミッションに
おけるアブレータ熱防御システム設計に向けて，最
新のアブレータ評価解析手法を用いて飛行データが
説明できるか確認することは非常に重要である．
本研究では現在開発が進んでいる最新のアブレー
ション評価解析手法を用いて最尤飛行軌道に沿った
はやぶさアブレータの熱応答を解析する．光学観測
により得られているアブレータ温度履歴や X 線 CT
によって得られているアブレータ内部密度分布との
比較を行うことにより，本評価解析手法に導入され
ているアブレータ表面反応モデル（酸化，窒化，昇
華反応，触媒性再結合反応）やアブレータ物性値モ
デルの妥当性を評価することを目的とする． ２．アブレーション評価解析手法
本研究では 2 次元アブレーション評価コード
(SCMA2)を用いてはやぶさアブレータの軌道に沿
った熱応答を求める．熱流束等の境界条件は極超音
速非平衡流れ場解析コードとの連成により求める．
本評価解析手法の詳細は文献[1][2]に掲載されてい
るため，本報では省略する．図 1 に本研究で使用し
鈴木俊之
藤田和央
山田哲哉
稲谷芳文
石井信明
たはやぶさ地球大気圏再突入軌道を示す．本軌道は
最後の軌道補正マヌーバの後に推定された最尤軌道
である．表 1 に流れ場解析と連成を実施した軌道点
とその一様流条件を示す．
３．結果と考察
アブレータ評価解析手法を用いてはやぶさ地球再
突入軌道に沿ったアブレータ解析を行った．解析に
よって得られたカプセル表面温度の時間変化を図 2
に示す．本解析では様々な物理モデルを導入し，結
果の比較を行った．Case 1 では従来の表面反応モデ
ル（酸化反応，昇華反応）を考慮している．Case 2
では Case 1 に加えて著者等が従来開発してきた窒
化反応モデルを導入している．Case 3 では表面荒さ
を考慮している．Case 4 では Case 1 に加えて熱分
解ガスの噴出により境界層が早期に乱流遷移すると
仮定している．図 2 より，再突入開始からカプセル
表面温度は温度が上昇し始め，70 秒後過ぎには最大
温度となり，その後ゆっくりと温度が下がることが
わかる．Case 3 の場合他と比べて温度が低いが，こ
れは表面荒さを仮定することにより表面損耗を伴う
化学反応が促進され，境界層中に多くのアブレーシ
ョン生成ガスが漂うことにより対流遮蔽効果が上が
ったためである．
図 2 には地上における光学観測及び航空機による
光学観測によって得られたカプセル表面温度も示し
ている．表面温度が最大となる 70 秒後過ぎまでは
評価解析で得られた表面温度は航空機観測によって
得られた表面温度と良く一致していることがわかる．
その後評価解析結果は航空機観測結果を若干下回る
が，地上光学観測によって得られた表面温度と非常
図 1 解析に用いたはやぶさ地球大気圏再突入軌道
表 1 CFD 解析を行った軌道点と一様流条件
UTC
hh:mm:ss
13:52:06
13:52:11
13:52:16
13:52:21
13:52:26
13:52:31
Flight time
s
55
60
65
70
75
80
Altitude
km
77.75
68.59
59.94
52.16
45.74
40.99
Velocity
km/s
11.695
11.546
11.061
9.868
7.807
5.422
Density
kg/m3
2.408×10-5
9.065×10-5
2.897×10-4
7.785×10-4
1.785×10-3
3.516×10-3
Kn
6.71×10-2
1.80×10-3
5.71×10-4
2.15×10-4
9.37×10-5
4.72×10-5
Temperature
K
213.7
226.8
242.3
256.4
258.1
247.7
によく一致する．
加熱から十分時間が経過した後について，評価解
析によって得られたアブレータ密度分布を図 3 に示
す．よどみ点近傍では約 5mm 炭化し，約 16mm の
母材が残っている．いずれの計算結果でも違いは見
られなかった．一方カプセル後流における肩部では
Case 1 と Case 2 は大きな違いが見られないものの，
Case 3 は炭化層が薄く，母材層が厚くなった．また
Case 4 では炭化層が厚く，母材層が薄くなった．
Case 3 は表面荒さを仮定しているため，対流遮蔽効
果が上がり表面温度が低くなったため炭化層が薄く
なったと考えられる．一方 Case 4 については早期
乱流遷移を考慮することによりカプセル後流におけ
る加熱率が高くなり，結果として温度が高くなった
ため，炭化層が厚くなったと考えられる．
(a)よどみ点
図 2 よどみ点における温度履歴
(b)肩部近傍
図 4 アブレータ内部密度分布の比較
カプセル回収後は X 線 CT 撮影を行い，アブレー
タ内部の密度分布を色の濃淡の違いによって得た．
得られた結果を図 3 に合わせて示す．よどみ点につ
いては評価解析結果は X 線 CT によって得られた結
果とよく一致していることがわかる．またカプセル
後流肩部については Case 1 と Case 2 が X 線 CT 撮
影結果によく一致すると思われる．この結果に基づ
き，従来の表面反応モデルや窒化反応モデルは表面
温度や密度分布をよく再現することがわかった．一
方で表面荒さを仮定した場合は表面温度や炭化層厚
さを過小評価し，早期乱流遷移を仮定した場合は炭
化層厚さを過大評価することがわかった．
参考文献
[1]Suzuki,
T., Sakai, T., and Yamada, T.,
“Calculation of Thermal Response of Ablator
Under Arcjet Flow Condition,” Journal of
Thermophysics and Heat Transfer, Vol. 21, No. 2,
2007, pp. 257-266.
[2]Suzuki, T., Fujita, K., Yamada, T., Inatani, Y.,
and Ishii, N., “Post-Flight TPS Analysis of
Hayabusa Reentry Capsule,” AIAA 2011-3759,
42nd AIAA Thermophysics Conference, Honolulu,
Hawaii, June 27-30, 2011.