3308 SiC/SiC複合材料の宇宙往還機エレボンへの適用予備検討(S84-2 耐熱構造・材料(2),S84 耐熱構造・材料)
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概要
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Hot-structures of high temperature composites are a well known key technology of light weight thermal protection system of a future space vehicle. Preliminary study on a hot structure elevon made of a SiC/SiC composite has been made for two years. A baseline model is HOPE-X elevon. Thermal and mechanical analyses were carried out using a commercial finite element analysis code. It has been understood that the disadvantage of SiC/SiC composite is its high coefficient of thermal expansion as compared with C/C and C/SiC composites, because thermal stress is dominant during re-entry.
- 一般社団法人日本機械学会の論文
- 2005-09-18
著者
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石川 隆司
宇宙航空研究開発機構
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石川 隆司
宇宙航空研究開発機構先進複合材評価技術開発センター
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石川 隆司
JAXA
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小笠原 俊夫
JAXA
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小笠原 俊夫
宇宙航空研究開発機構
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小笠原 俊夫
宇宙航空研究開発機構jaxa Iat
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小笠原 俊夫
独立行政法人宇宙航空研究開発機構 研究開発本部複合材グループ
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