並列タイトル等Analysis of thermal stress by homogenization method for S[lc]iC coated carbon-carbon composites
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
一般注記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。
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.
資料番号: AA0032849000
レポート番号: NAL TR-1435
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連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ