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Brennkamm er und Düse für ein Raketentriebwerk Die Erfindung betrifft
eine Brennkammer und Düse für --in Raketentriebwerk mit einer wärmefesten Auskleidung
auf mindestens einem Teil der Innenwand des Gehäuses, die hohe Festigkeit besitzt
und den innerhalb des Gehäuses auftretenden hohen Temperaturen widersteht und trozdem
nurvin möglichst geringes Gewicht besitzt.
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In den Brennkammem von Raketentriebwerken ist die Innenwand des Gehäuses
vielfach sehr hohen Temperaturen ausgesetzt, die oftmals oberhalb 27501 C
liegen können. Wenn das 'Raketentriebwerk in einem geschlossenen Rohr oder einem
unterirdischen Bunker gezündet wird, werden dabei häu-fig auch die Temperaturen
der Außenflächen des Raketentriebwerkes gesteigert, was zu einem unbefriedigenden
Arbeiten dieses Triebwerkes, fährt.
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Um dem abzuhelfen, brachte man früher auf die Innenwand des Gehäuses
des Raketentriebwerkes, Isolierschichten aus keramischen Materialien oder Kunststoffen
auf. Keramische Materialien erwiesen sich dabei aber als zu schwer, und Kunststoffisolierschichten
besaßen allgemein nicht die erforderliche Festigkeit und Hitzestabilität. Daher
lagerte man ge-
mäß der USA.-Patentschrift 3 001362, der britischen
Patentschrift 885 446 und der deutschen Auslegeschrift 1039 787 in
eine Schicht aus wärmehärtendem Kunstharz hitzebeständige Verstärkungsteilchen,
wie Glasfasern, Asbestfasern, Kieselsäurepulver oder keramische Stoffe, in feiner
Verteilung ein. Auf diese Weise wurde jedoch das Gewicht der wärmefesten Auskleidung
wesentlich gegenüber Kunstharzauskleidungen allein erhöht. Um leichtere Auskleidungen
zu erhalten, lagerte man daher statt der anorganischen Materialien Hohlkügelchen
aus Phenolharzen in die Kunststoffschicht ein, was zwar zu leichten Auskleidungen
des Gehäuses des Raketentriebwerkes führte, die jedoch weniger hitzebeständig waren
als jene Schichten mit anorganischen Einlagerungen.
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Aus der deutschen Auslegeschrift 1069 951, der französischen
Patentschrift 1281740, der britischen Patentschrift 759 350 und der
USA.-Patentschrift 2 489 860 sind außerdem Einsatzkörper in der Kehle von
Raketendüsen bekannt, die Auskleidungen aus feuerfestem keramischem oder metallischem
Material besitzen. Auch aus der österreichischen Patentschrift 182 911 sind
Düsen für Raketen bekannt, die zumindest an den am stärksten beanspruchten Stellen
mit einem überzug aus hochschmelzenden Metallen der Vl. Gruppe des Periodischen
Systems versehen sind. überzüge aus keramisehen Stoffen, wie feuerfesten Oxyden,
z. B. des Aluminiums, Magnesiums, Thoriums, sind außerdem in »Luftfahrttechnik«,
Bd. 6, Nr. 11, S. 313 bis 316
(1960), beschrieben.
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Der Nachteil aller dieser Auskleidungen für Gehäuse von Raketentriebwerken
besteht jedoch darin, daß diese Auskleidungen entweder ein zu hohes Gewicht haben
oder keine genügende Festigkeit und Wärmestabilität besitzen. Aufgabe der Erfindung
war es daher, eine wärmefeste Auskleidung für das Gehäuse von Raketentriebwerken
zu bekommen, die die Nachteile aller bekannten Auskleidungen beseitigt und
gleichzeitig besonders leicht und hitzebeständig ist.
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Die Brennkammer und Düse für ein Raketentriebwerk, dessen Gehäuse
eine auf mindestens einem Teil der Innenwand fest haftend aufgebrachte, wärmefeste
Auskleidung aufweist, dir, aus einem wärmehärtenden Kunstharz, gegebenenfalls mit
einer Faserstoffverstärkung, und einer Menge in dem Harz dispergierter Mikrohohlkugeln,
besteht, zeichnet sich nach der Erfindung dadurch aus, daß die Hüllen der Mikrohohlkugeln
aus einer kieselsäurehaltigenMasse hergestellt sind.
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überraschenderweise wurde gefunden, daß diese Mikrohohlkugeln aus
einer kieselsäurehaltigen Masse unter den in dem Gehäuse des Raketentriebwerkes
herrschenden Bedingungen nicht zertrümmert werden. so daß sie an Stelle von bekanntermaßen
verwendetem Kieselsäurepulver benutzt werden können, wodurch bei gleichzeitiger
hoher Hilzestabilität das
Gewicht der Auskleidung stark herabgesetzt
wird, da die Mikrohohlkugeln. mit einem Gas gefüllt-sind.
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Durch die Zeichnung wird die Erfindung weiter erläutert. In dieser
bedeutet F i g. 1 einen Querschnitt einer Brennkammer und Düse für ein Raketentriebwerk
nach der Erfindung und F i g. 2 einen vergrößerten Ausschnitt aus F i
g. 1.
Das Raketentriebwerk 10 besitzt ein Gehäuse 11,
eine Auskleidung
12 und eine Außenschicht 19. Die Auskleidung 12 ist vorzugsweise auf der
Innenwand des Gehäuses 11 an zwei Stellen angebracht, die durch einen Einsatzkörper
getrennt sind. DieAußenschicht 19 wird gewöhnlich auf die Außenwand
des
Mantels 11 an der Aufweitung 17 aufgebracht. Der Einsatzkörper
13 besteht vorzugsweise aus einem hochtemperaturfesten, nicht erodierenden
Material, wie Molybdän, Wolfram, Kupfer oder Aluminium, und besitzt einen Metalloxydüberzug
14.
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Ein typisches wännehärtbares Kunstharz für die Auskleidung 12 besitzt
vier Hauptbestandteile, nämlich eine in der Wärme aushärtende, flüssige Epoxyverbindung
als Bindemittel mit großer Widerstandsfähigkeit gegen hohe Temperatur, ein Härtemittel
hierfür, das vorzugsweise bei Zimmertemperatur flüssig ist, einen Beschleuniger
zur Abkürzung der Härtezeit, und Mikrohohlkugeln, vorzugsweise mit einem Durchmesser
im Bereich von 0,050 bis etwa 3 mm. - Diese Bestandteile
werden auf eine Temperatur von etwa 70 bis 95' C erhitzt und
je nach den für die fertige Auskleidung erforderlichen Eigenschaften in geeigneten
Anteilen zusammengemischt. Zusätzlich kann man ein Verdickungsmittel einarbeiten,
das das Material zum Aufspachteln auf die Innenwand geeignet macht. In anderen Fällen
kann die Masse ohne Verdickungsmittel am Ort rings um nicht dargestellte, zentrisch
gelagerte Gießdorne gegossen werden, die etwa auf der Innenwand des Gehäuses vorgesehen
sein können. Bei beiden Ausführungsformen erfolgt die Aushärtung nach der Aufbringung
am Ort.
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Geeignete wärmehärtende Kunstharze für dieAuskleidung sind etwa Epoxynovolake,
geeignete Härtemittel sind beispielsweise Anhydride, die zweckmäßigerweise bei Zimmertemperatur
flüssig sind, z. B. Methylbicyclo-[2,2,11-5-hepten-2,3-dicarbonsäureanhydrid, das
bis zur Mischtemperatur flüssig bleibt. Typische Beschleuniger sind solche des Aminomethylphenoltyps,
vorzugsweise Tridimethylaminoäthylphenol oder Benzyldimethylaniin.
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Die Auskleidungsmasse kann als Gießmasse oder als Spachtel- oder Bewurfmasse
aufgebracht werden. In der letzteren Ferin wird gegebenenfalls ein Verstärkungsmittel,
-wie Asbest, Baumwolle oder Wollflocken, oder auch Kunstfasern, wie Nylon, Kunstseide
od. d,-I., den Bestandteilen zugesetzt. Diese Stoffe dienen als Füllstoffe und steigern
die Isoliereigenschaft der fertigen Auskleidung.
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Ein Beispiel eines wärmehärtenden Kunstharzes ist eine Mischung von
100 Gewichtsteilen eines flüssigon Epoxynovolak-Kunstharzes als Bindemittel
100 Gewichtsteilen Methylbicyclo-[2,2,11-5-hepten-2,3-dicarbonsäureanhydrid
als Härtemittel, 45 Gewichtsteilen Kieselsäuremikrohohlkugeln und 2 Gewichtsteilen
Tri-dimethylaminoäthylphenol als Härtungsbeschlcuniger. Die Mischung wird ohne,
den Härtungsbeschleuniger auf eine Temperatur von etwa 711 C erhitzt, worauf
der Härtungsbeschleum, ger zugegeben wird. Unter Einsetzen eines geeigneten Doms
in das Gehäuse 11 wurde dieses Gemisch in flüssigem Zustand in den Hohlraum
zwischen dem Dom und der Innenwand des Gehäuses eingegossen. Nach dem Entfernen
des Domes wurde die Auskleidung am Ort während 5 bis 16 Stunden bei
Zimmertemperatur ausgehärtet und anschließend ,etwa 2 Stunden bei etwa 1201
C oder etwa 1/2 Stunde bei etwa 2601 C nachgehärtet. Dabei erhielt
man eine weiße, relativ glatte Auskleidung, die auf der Innenwand des Gehäuses fest
haftete. Die Oberfläche wurde gegebenenfalls in bekannter Weise nachbearbeitet,
umeine glatte Oberfläche zu bekommen.
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In einem anderen Beispiel wurden dem oben be,-schriebenen Gemisch
33 Teile faserigen Asbests zugesetzt. Nach dem Vermischen wurde die so gebildete
Masse auf die Innen- und Außenflächen des Gehäuses 11 des Raketentriebwerkes
10 aufgespachtelt. Dann wurde in einem Härteofen 2 bis 3 Stunden bei
einer Temperatur von etwa 93 bis 121' C ausgehärtet. In diesem Fall
war keine Nachhärtung erforderlich, und das Raketentriebwerk wurde mit Luft auf
Zimmertemperatur abgekühlt und war nach geringfügigem Nachschleifen fertig zum Gebrauch.
Vor der Aufbringung der Auskleidung 12 und der Außenschicht 19 wurden die
Innen- und Außenflächen des Raketentriebwerkes10 durch Reinigung vorbearbeitet.
Hierzu genügt es, daß die Oberflächen frei von - Schmutz und öl sind.
In einigen Fällen kann eine Oberflächenaufrauhung zweckmäßig sein, um die Haftung
der Auskleidung 12 zu verbessern. In anderen Fällen kann ein besonderes Klebemittel
verwendet werden.