C/C複合材を適用した高耐久性RCSスラスタの研究:SiC/C-FGM燃焼室耐久性評価試験

• Material Type: 文書・図像類
• Title: C/C複合材を適用した高耐久性RCSスラスタの研究:SiC/C-FGM燃焼室耐久性評価試験
• Author/Editor: 佐藤, 政裕; 只野, 真; 日下, 和夫; 新野, 正之; 毛呂, 明夫; Sato, Masahiro; Tadano, Makoto; Kusaka, Kazuo; Niino, Masayuki; Moro, Akio
• Author Heading: 佐藤, 政裕; 只野, 真; 日下, 和夫; 新野, 正之; 毛呂, 明夫; Sato, Masahiro; Tadano, Makoto; Kusaka, Kazuo; Niino, Masayuki; Moro, Akio
• Publication, Distribution, etc.: 航空宇宙技術研究所
• Publication Date: 2001-07
• Publication Date (W3CDTF): 2001-07
• Alternative Title: Application of C/C composites for RCS engines: Evaluation test of S[lc]iC/C-FGM coating chambers
• Periodical title: 航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
• No. or year of volume/issue: 1427
• Volume: 1427
• ISSN (Periodical Title): ISSN : 0389-4010
• Text Language Code: jpn
• Subject Heading: 姿勢制御用エンジン; 炭素炭素複合材料; 窒化4酸化物; 液体ロケット燃料; 燃焼チェンバ; 性能試験; 耐久度; 炭素ファイバ; reaction control system engine; carbon carbon composite; nitrogen tetroxide; liquid rocket propellant; combustion chamber; performance test; durability; carbon fiber
• Target Audience: 一般
• Note (General): 近い将来における宇宙輸送系システムの再使用化のため、姿勢制御用(RCS)スラスタにおいても軽量、高耐久性且つ高性能化が課題となる。我々はこの課題達成のため、燃焼室材料に従来のコロンビウム合金などの金属材料にかわって軽量で高耐熱性且つ高温でも高比強度を併せ持つ炭素繊維強化炭素複合材(C/C材)を候補として選定した。耐酸化コーティング材は、炭化ケイ素(SiC)を用い、C/C材とSiCとの間の熱応力緩和層としては、傾斜機能概念に基づく組成傾斜(FGM)を適用した。この概念に基づき製作法を変えた推力1200N級の１次試作燃焼室(海面高度用、ノズル膨張比1.75)と、２次試作燃焼室(高空用、ノズル膨張比30)、および３次試作燃焼室(海面高度用、ノズル膨張比7)の3種3体を製作した。本材料の燃焼室への適用性を調べるため、燃焼器の評価は、(1)耐久性、(2)性能、の確認を主目的とし耐久性については非破壊検査により損傷評価を行った。燃焼試験は燃焼圧1.0MPa、混合比1.65の一定条件で行った。その結果、2次試作燃焼室では高温部でコーティング層の剥離が生じたものの、当初目標とした3600回の繰り返し燃焼試験を達成し、高性能化の可能性も確認できた。3次試作燃焼室ではさらに耐久性の向上が得られ7465回の繰り返し燃焼試験を達成し実用化の可能性が示された。本報ではこれまでの試験、並びに評価結果について述べる。; Three kinds of carbon fibers-reinforced carbon matrix (SiC/C)-functionally graded materials (FGMs) chambers were cyclically tested using the bipropellant of nitrogen tetroxide (NTO)/monomethyl hydrazine (MMH) to evaluate their durability, aiming for use in future reusable reaction control system (RCS) engines. Firing test were performed, at Pc=0.9MPa, MR=1.65, to evaluate the durability and performance using the three kinds chambers, i.e., the nozzle expansion ratio epsilon of the first made chamber is 1.75, that of the third made chamber is 7, and that of the second chamber is 30. The items evaluated in the test series were durability under repeated combustion test and engine performance in terms of vacuum specific impulse (Ispv). After the cycle tests, these chambers were inspected to evaluate the damage mode using the nondestructive method. In the third made chamber, to which was applied both the 8-harness satin fabrics arrangement of the fibers and 40 micrometers FGM layer/C-SiC matrix, the damage seemed to be less than that to the first and second chambers. The final goal of the durability for this third made chamber is 7465 times for the cycle test.; 資料番号: AA0032239000; レポート番号: NAL TR-1427
• Access Restrictions: 限定公開
• Data Provider (Database): 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）; https://irdb.nii.ac.jp
• Original Data Provider (Database): 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