DE1476941C1

DE1476941C1 - Verfahren zur Herstellung einer Feststoffrakete

Info

Publication number: DE1476941C1
Application number: DE19661476941
Authority: DE
Inventors: Bornstein Lawrence J
Original assignee: Aerojet General Corp
Current assignee: Aerojet Rocketdyne Inc
Priority date: 1966-02-15
Filing date: 1966-02-15
Publication date: 1984-05-24

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung einer Feststoffrakete mit einem Marschtreibsatz und einem Starttreibsatz im Raketengehäuse, wobei der Marschtreibsatz den Starttreibsatz konzentrisch umschließt.

Bei einer bekannten Feststoffrakete dieser Bauart (US-PS 31 58 061) entwickelt der Marschtreibsatz bei der Verbrennung hochgiftige Gase, die der Bedienungsmannschaft an der Abschußvorrichtung gefährlich werden können. Um dies zu vermeiden, besteht der Starttreibsatz aus einem Brennstoff, der Brenngase entwikkelt, die nur gering toxisch sind. Erst nachdem dieser Starttreibsatz verbrannt ist und sich die Feststoffrakete bereits entsprechend von der Abschußvorrichtung entfernt hat, zündet der Marschtreibsatz. Die bei dessen Verbrennung entstehenden giftigen Gase können somit nicht mehr gefährlich werden. Bei der Herstellung dieser bekannten Feststoffrakete wird als erstes ein Kern in das eine Form bildende Raketengehäuse eingesetzt und der Marschtreibsatz eingefüllt. Nach dem Aushärten des Marschtreibsatzes wird der Kern gegen einen zweiten Kern geringeren Durchmessers ausgetauscht und der Starttreibsatz in den entstandenen Ringraum eingegossen und gehärtet. Dabei wird es als Nachteil angesehen, daß beim Eingießen der Treibsätze erhebliche Kräfte bzw. Momente auf die Kerne ausgeübt werden, die eine Verlagerung derselben bewirken können. Das Eingießen erfolgt nämlich von einer Seite her. Die dabei entstehenden Unterschiede in der Materialverteilung über den Umfang der Treibsätze können zu Störungen in Zündung und Schubentwicklung der Fest-Stoffrakete führen.

Ferner ist eine Feststoffrakete bekannt (US-PS 31 96 735), bei welcher zunächst ein innerer Kern aus Scnaumstoff hergestellt und in das Gehäuse eingesetzt wird, wonach der eigentliche Treibstoff eingegossen wird und sich um diesen Kern herum verteilt. Es treten dabei die gleichen Nachteile auf wie bei der obengenannten, bekannten Feststoffrakete. Der Kern kann auch brennbar ausgebildet und als Zündbeschleuniger verwendet werden.

Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe wird darin gesehen, ein Verfahren der eingangs genannten Art zu schaffen, bei welchem gewährleistet ist, daß der innere Starttreibsatz eine genau bestimmte, zentrale Lage gegenüber der äußeren Marschladung erhält und beibehält.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß zunächst der Marschtreibsatz in flüssigem Zustand in das Raketengehäuse eingefüllt wird, daß anschließend der Starttreibsatz als Festkörper in den flüssigen Marschtreibsatz eingesenkt wird, wobei sich im Verlauf dieses Einsenkens ein im vorderen Ende des Starttreibsatzes eingesetzter Zentrierstift in eine Lochkappe am stromaufwärtigen Ende des Raketengehäuses einschiebt, und daß anschließend der Marschtreibsatz gehärtet wird.

Dadurch, daß kein einseitiges Einfüllen des äußeren, flüssigen Marschtreibsatzes bei bereits eingebrachtem Kern erfolgt, vielmehr zuerst der Marschtreibsatz eingefüllt und daran anschließend der feste Starttreibsatz eingesenkt wird, wird erreicht, daß keine Momente bzw. unausgeglichene seitliche Druckkräfte auf den Kern bzw. Starttreibsatz ausgebübt und demzufolge auch keine Deformationen bzw. Verlagerungen hervorgerufen werden können.

Dies wird ferner nach dem Einsenken des Starttreibsatzes durch den Zentrierstift und die Lochkappe gewährleistet, insbesondere auch beim Transport in den Aushärtofen.

Zweckmäßige Ausgestaltungen des Verfahrens nach Anspruch 1 sind in den Unteransprüchen aufgezeigt.

Das Einfü'len des Marschtreibsatzes in das Raketengehäuse erfolgt zweckmäßig unter Vakuum. Ferner ist es von Vorteil, den Marschtreibsatz mittels Wärme in einer inerten Atmosphäre zu härten. Schließlich hat es sich als zweckmäßig erwiesen, die innere Oberfläche des Raketengehäuses vor dem Einfüllen des Marschtreibsatzes zunächst mit einer Schicht wärmeisolierenden Materials zu versehen und anschließend ein Trennmittel auf diese Schicht aufzutragen.

Zweckmäßig werden die Materialien für die Treibsätze so gewählt, daß der Starttreibsatz eine höhere Brenngeschwindigkeit und einen größeren spezifischen Impuls aufweist als der Marschtreibsatz. Der Starttreibsatz ist demnach imstande, die Feststoffrakete so schnell wie möglich durch die Erdatmosphäre hindurch in Hohen geringeren Luftwiderstandes zu bringen. Ist der Starttreibsatz verbrannt, dann hat die Feststoffrakete ihre vorherbestimmte Geschwindigkeit erreicht und befindet sich in dünneren Luftschichten, so daß der Marschtreibsatz mit geringerem spezifischem Impuls und geringerer Brenngeschwindigkeit zur Aufrechterhaltung der erreichten Flugbedingungen ausreicht.

Die Erfindung und ihre vorteilhaften Ausgestaltungen sind im folgenden anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 einen Längsschnitt durch Marsch- und Starttreibsatz in einer nach dem erfindungsgemäßen Verfahren hergestellten Feststoffrakete,

F i g. 2 einen Schnitt längs der Linie 2-2 in F i g. 1,

Fig.3 eine Fertigungsstufe: das Einfüllen des

Marschtreibsatzes in das Raketengehäuse unter Vakuum,

Fig.4 eine weitere Fertigungsstufe: das Einführen des festen Starttreibsatzes in den noch flüssigen Marschtreibsatz,

F i g. 5 eine dritte Fertigungsstufe, bei der der Starttreibsatz vollständig in den flüssigen Marschtreibsatz eingeführt ist und

F i g. 6 einen Teilschnitt durch die Zentriereinrichtung für Start- und Marschtreibsatz.

In den Figuren, insbesondere in Fig. 1, ist eine Feststoffrakete 10 mit einem Marschtreibsatz 80 und einem Starttreibsatz 84 in einem Raketengehäuse 12 gezeigt, wobei der Marschtreibsatz den Starttreibsatz konzentrisch umschließt. An dem Antrieb kann ein geeigneter Gefechtskopf fest angebracht werden; er nimmt die Leitgeräte oder einen Sprengstoff auf.

Die Längsachse des Raketengehäuses ist mit C bezeichnet. Das vordere Gehäuseende ist von einer Abschlußkappe 14 verschlossen, die z. B. durch Verschwelßen fest mit dem Gehäuse verbunden ist. Eine im Zentrum gelegene Gewindebohrung 16 in der Abschlußkappe 14 nimmt einen Zünder 18 auf, der nach innen in die Feststoffrakete 10 hineinragt.

Der Marsch- und der Starttreibsatz sind als kompaktes, miteinander verbundenes Gebilde im Raketengehäuse 12 untergebracht. Der wesentliche Unterschied in den physikalischen Eigenschaften zwischen dem Starttreibsatz und dem Marschtreibsatz liegt, wie angeführt, in der relativen Brenngeschwindigkeit und im spezifisehen Impuls des gezündeten Treibstoffes.

Der Marschtreibsatz 80 ist an der Innenwand des Raketengehäuses 12 in unmittelbarem Kontakt mit der Wärmeisolierung 74 angeordnet. F i g. 2 zeigt eine Anzahl Vorsprünge oder Rippen 82 an dem Marschtreibsatz 80, die radial nach innen gegen die Gehäuselängsachse C vorspringen und parallel zu ihr verlaufen. Für den Marschtreibsatz können z. B. Polyurethan-Bindemittel-Treibsätze verwendet werden. Brauchbar sind z. B. auch harzartige Bindemittel wie Asphalt, Gummiarten, Polysulfide, Kautschuk-Polysulfide-Mischungen, Harze, andere brennbare organische Polymerisationserzeugnisse usw. Beispiele für geeignete Treibsatzbindemittel sind ferner: Phenol-Aldehyd-Harze, Polyesterharze, Acrylharze und Polyalkylenharze. Feststofftreibsätze bestehen im allgemeinen aus einem Harzbrennstoff und einer oxydierenden Substanz. Beispiele verwendbarer oxydierender Salze sind die Chromate, Bichromate, Permanganate, Nitrate, Chlorate und Perchlorate der Alkali- und Erdalkalimetalle (etwa Kalium, Natrium oder Calcium), ferner Ammoniak, Hydrazin oder Guanidin.

Der Starttreibsatz 84 berührt den Marschtreibsatz 80 über dessen gesamten Umfang. Im Inneren des Starttreibsatzes verläuft über dessen gesamte Länge ein sternförmiger Durchlaß 86 konzentrisch zur Gehäuselängsachse C. Bei der gezeigten Ausführungsform weist der Durchlaß 86 vier miteinander verbundene Kanäle auf, die von der Gehäuselängsachse C aus nach außen verlaufen. Diese Kanäle schaffen eine größere freie Oberfläche am Starttreibsatz und erleichtern damit das Zünden desselben. Es ist dem Fachmann ohne weiteres möglich, die Gestalt des Durchlasses 86 zu verändern und dadurch die Brennzeit der Startladung zu verändern. Der Durchlaß besitzt geneigte Wände, um ein Kernstück leichter herausnehnmen zu können, das bei der Herstellung des Starttreibsatzes verwendet wird.

Als geeigneter Starttreibsatz ist beispielsweise ein Aluminium-Polyurethan-Bindemittel-Treibsatz anzusehen.

Es ist möglich, daß die Feststoffrakete 10 Umgebungstemperaturen ausgesetzt wird, die zwischen —40⁰C und +6O⁰C liegen, wodurch Belastungen im Marschtreibsatz wie im Starttreibsatz infolge Wärmedehnungen auftreten können. Wenn keine Vorsorge getroffen wird, um die Krafteinwirkungen auf die beiden Treibsätze zu beseitigen, können diese Wärmedehnungen und Schrumpfung zu Rissen innerhalb der Treibsätze führen. Derartige Risse stören den gleichmäßigen Abbrand der Treibsätze und können die von der Feststoffrakete erzeugte durchschnittliche und maximale Schubkraft nachteilig verändern. Treibkörperrisse an der Grenzfläche zwischen Treibsatz und Gehäuse könnten zudem die Verbrennung des Marschtreibsatzes an der Gehäusewand ermöglichen, wodurch ein Loch in das Raketengehäuse gebrannt werden und Gas abströmen könnte.

Deshalb wird jeweils ein Streifen Trennmittel (nicht dargestellt) am vorderen und rückwärtigen Abschnitt des Gehäuses 12 vorgesehen, so daß der Marschtreibsatz sich in Abhängigkeit von der Umgebungstemperatur ausdehnen und zusammenziehen kann.

Beispielsweise ist bei einer Feststoffrakete mit einer Gehäuselänge von etwa 210 cm und einem Durchmesser von etwa 36 cm ein Trennmittelstreifen von 56 cm an einer Schicht 74 wärmeisolierenden Materials im vorderen und im rückwärtigen Abschnitt angebracht. Weitere Isolierungen 75 sind am rückwärtigen Ende des Starttreibsatzes 80 und des Marschtreibsatzes 84 an der Düse 40 vorgesehen, um das Abbrennen der Treibstoffsätze in diesem Bereich zu verhindern. Als geeignetes Trennmittel steht mikrokristallines Wachs (Schmelzpunkt 90⁰C) oder ähnliches Material zur Verfügung. Der Marschtreibsatz steht in engem Kontakt mit dem Isoliermaterial 74 im mittleren Teil des Gehäuses 12 und verhindert eine Bewegung des Treibstoffkörpers bei bewegter Rakete. Auch der kreisförmige Ring 30 für die Aufnahme der Leitflächen verhindert eine Verschiebung der Treibsätze während des Fluges.

Die wesentlichen Schritte bei der Herstellung einer solchen Feststoffrakete sind in den F i g. 3, 4 und 5 dargestellt.

Das Raketengehäuse 12 für die Feststoffrakete wird entfettet, sandgestrahlt und sodann die Isoliermittelschicht 74 angebracht und gehärtet. Anschließend wird ein Trennmittel auf diese Schicht aufgetragen. Bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel ist lediglich am vorderen und am rückwärtigen Abschnitt des Raketengehäuses 12 Trennmittel angebracht.

Gemäß F i g. 6 wird sodann eine Lochkappe 90 in die zentrale Gewindebohrung 16 der Abschlußkappe 14 des Raketengehäuses 12 geschraubt, die das Raketengehäuse abdichtet.

Dann wird zunächst der Marschtreibsatz 80 in flüssigem Zustand, zweckmäßig unter Vakuum, in das Raketengehäuse 12 eingefüllt, und anschließend der Starttreibsatz 84 als Festkörper in den flüssigen Marschtreibsatz 80 eingesenkt. Vorher ist ein nicht gezeigter Stopfen in den sternförmigen Durchlaß des Starttreibsatzes gesetzt worden, um weder Fremdstoffe noch den flüssigen Marschtreibsatz in diesen Durchlaß eindringen zu lassen. Im Verlauf des Einsenkens schiebt sich ein im vorderen Ende des Starttreibsatzes 84 eingesetzter Zentrierstift 92 in die Lochkappe 90 am stromaufwärtigen Ende des Raketengehäuses 12 ein. Schließlich wird der Marschtreibsatz 80 gehärtet, zweckmäßig mittels War-

me in einer inerten Atmosphäre. Beispielsweise kann die
Härtung unter trockenem Stickstoff bei 7 kg/cm² und
21⁰C während 24 Stunden und dann bei 43° C während
Stunden erfolgen.

In F i g. 34 ist das beschriebene Einsenken des Start- 5 treibsatzes 84 mit dem Zentrierstift 92 gezeigt. Aus
F i g. 5 ist der Starttreibsatz 84 in vollständig eingesenkter Stellung innerhalb des flüssigen Marschtreibsatzes
ersichtlich, wobei der Zentrierstift 92 in die Lochkappe 90 eingreift. 10

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Herstellung einer Feststoffrakete mit einem Marschtreibsatz und einem Starttreibsatz im Raketengehäuse, wobei der Marschtreibsatz den Starttreibsatz konzentrisch umschließt, dadurch gekennzeichnet, daß zunächst der Marschtreibsatz (80) in flüssigem Zustand in das Raketengehäuse (12) eingefüllt wird, daß anschließend der Starttreibsatz (84) als Festkörper in den flüssigen Marschtreibsatz (80) eingesenkt wird, wobei sich im Verlauf dieses Einsenkens ein im vorderen Ende des Starttreibsatzes (84) eingesetzter Zentrierstift (92) in eine Lochkappe (90) am stromaufwärtigen Ende des Raketengehäuses (12) einschiebt, und daß schließlich der Marschtreibsatz (80) gehärtet wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Marschtreibsatz (80) unter Vakuum in das Raketengehäuse (12) eingefüllt wird.

3. Verfahren 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Marschtreibsatz (80) mittels Wärme in einer inerten Atmosphäre gehärtet wird.

4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß die innere Oberfläche des Raketengehäuses (12) vor dem Einfüllen des Marschtreibsatzes (80) zunächst mit einer Schicht (74) wärmeisolierenden Materials versehen und anschließend ein Trennmittel auf diese Schicht aufgetragen wird.