| Item type |
テクニカルレポート / Technical Report(1) |
| 公開日 |
2015-03-26 |
| タイトル |
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タイトル |
SiC皮膜付C/C複合材の均質化法による熱応力解析 |
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言語 |
jpn |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
SiC被服炭素・炭素複合材 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
熱応力 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
均一化法 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
残留応力 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
有限要素法 |
| キーワード |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
クラック |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
SiC coated carbon carbon composite |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
thermal stress |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
homogenization method |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
residual stress |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
finite element method |
| キーワード |
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言語 |
en |
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主題Scheme |
Other |
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主題 |
crack |
| 資源タイプ |
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資源タイプ識別子 |
http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh |
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資源タイプ |
technical report |
| その他のタイトル（英） |
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その他のタイトル |
Analysis of thermal stress by homogenization method for S[lc]iC coated carbon-carbon composites |
| 著者 |
青木, 由雄
遠藤, 修司
Aoki, Yoshio
Endo, Shuji
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| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 構造材料総合研究グループ |
| 著者所属 |
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航空宇宙技術研究所 構造材料総合研究グループ |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Structures and Materials Research Center |
| 著者所属（英） |
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en |
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National Aerospace Laboratory Structures and Materials Research Center |
| 出版者 |
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出版者 |
航空宇宙技術研究所 |
| 出版者（英） |
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出版者 |
National Aerospace Laboratory (NAL) |
| 書誌情報 |
航空宇宙技術研究所報告
en : Technical Report of National Aerospace Laboratory
巻 1435,
発行日 2002-01
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| 抄録 |
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内容記述タイプ |
Abstract |
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内容記述 |
宇宙往還機用の耐熱構造材としてSiC被膜付C/C複合材が検討されているが、高温でのCVD(化学気相蒸着)による成膜後、残留応力によって完成後のSiC被膜表面には多くのクラックが発生する。このクラック防止のため、まずは残留応力解析を行い、SiC被膜の残留応力がその破断強度をはるかに上回る値であることを確認した。そこで平面内方向の繊維にSiCを採用した3次元織の基材を開発したところ、試験片テストにおいてはクラック防止が実現された。次の段階として、この材料の一般構造物への適用、また基材の高比強度化を目指しているが、その設計検討のため、構造物全体のマクロなレベルでの応力状態と、構造物の任意の点におけるミクロなレベルでの応力状態を同時に解析できる均質化法を採り入れた計算コードを作成した。そのコードを用いて40mm角試験片を対象とした熱応力解析を行い、実験データとの比較から手法の有効性を確認した。 |
| 抄録（英） |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
Carbon-carbon composition coated with silicon carbide (SiC) was planned to be used as a material for the thermal protection structure of space planes. However, residual thermal stress caused many cracks in the SiC layer when cooled to room temperature after the CVD coating process at 1,250 C. As the first step to prevent the nucleation of cracks, the residual thermal stress of the coated specimen was calculated by the finite element method, and it was found that the tensile stress in the SiC layer exceeded the tensile strength of SiC. To solve this problem, a 3D fabric composite consisting of SiC fiber in XY plane, and carbon fiber in Z direction was developed, which enable the creation of an SiC coating without cracks in a 40 mm square specimen. The next step is the application of this composite to a large-scale structure and the reduction of the weight/strength ratio. To evaluate the stress of a structure made of this composite, a homogenization method which makes it possible to analyze the stress both in macroscopic and microscopic level was introduced to the finite element code. Thermal stress in the 40 mm squared specimen was calculated by this code, and it was confirmed that the homogenization method provided reasonable solutions for the experimental result. |
| ISSN |
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収録物識別子タイプ |
ISSN |
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収録物識別子 |
0389-4010 |
| 資料番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
資料番号: AA0032849000 |
| レポート番号 |
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内容記述タイプ |
Other |
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内容記述 |
レポート番号: NAL TR-1435 |
naltr0001435.pdf (1.2 MB)
