DE1915433C1 - Isolierte Treibsaetze fuer Raketenmotoren - Google Patents
Isolierte Treibsaetze fuer RaketenmotorenInfo
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Description
25
Die Erfindung bezieht sich auf die Inhibierung der Verbrennung von bestimmten Oberflächen von festen
Treibladungen für Raketenmotoren. Die Erfindung betrifft insbesondere Verfahren zur Erzielung einer
derartigen Inhibierung sowie feste Treibladungen, die auf diese Weise inhibiert sind.
Raketenmotoren können auf zwei verschiedenen Wegen mit festen Treibladungen beschickt werden. Der
erste Weg besteht darin, daß man außerhalb des Gehäuses des Motors ein festes Treibmittel herstellt,
welches anschließend in die Brennkammer im Gehäuse eingeführt wird. Diese Art der Ladung des Motors wird
als »Patronenladung« bezeichnet. Der zweite Weg besteht darin, daß man das Treibmittel in die
Brennkammer eingießt, wobei die Wandung der Brennkammer, welche gewöhnlich das Gehäuse des
Motors darstellt, ganz oder teilweise als Gußform dient. Hierbei wird das Treibmittel mit der Wandung
verbunden, wobei man von einem Motor mit »Gehäuseverbindung« spricht
Bei Raketenmotoren mit Patronenladung liegt im wesentlichen die gesamte Oberfläche des Treibsatzes
innerhalb der Raketenverbrennungskammer frei, so daß es gewöhnlich erwünscht ist, die Verbrennung an einem
Teil der Oberfläche zu inhibieren. Eine solche Inhibierung ist manchmal auch bei einigen der frei
liegenden Treibmitteloberflächen eines Raketenmotors mit Gehäuseverbindung erwünscht.
Cellulosederivate, wie z. B. Ester- und Ätherderivate, beispielsweise Celluloseacetat und Äthylcellulose, wurden
viele Jahre lang zur Inhibierung der Verbrennung verwendet. Sie besitzen jedoch den Nachteil, daß, wenn
sie zur Inhibierung der Verbrennung von festen Treibmitteln verwendet werden, die Nitroglycerin oder
andere Salpetersäureester und/oder Weichmacher enthalten, sie Nitroglycerin oder den anderen Salpetersäureester
oder Weichmacher während der Lagerung der festen Treibsätze oder des Raketenmotors mit
Gehäuseverbindung absorbieren und dadurch unter Umständen selbst hoch brennbar werden, wodurch die
Inhibierung unwirksam wird. Zusätzlich veranlaßt das absorbierte Nitroglycerin, der Salpetersäureester oder
der Weichmacher ein Quellen, ein Erweichen und einen Festigkeitsverlust, wodurch während der Verbrennung
des betreffenden Treibmittels die gesamte mechanische Festigkeit der Ladung, welche im beträchtlichen
Ausmaß von der Festigkeit des Inhibitors abhängt, allmählich in einem solchen Ausmaß abnimmt, daß eine
Verformung der Ladung eintritt, wodurch eine Kontraktion des Führungsquerschnitts stattfindet. Das Ergebnis
ist gewöhnlich, daß der Motor nicht oder schlecht arbeitet, und zwar aufgrund des erhöhten Drucks,
welcher seine Ursache darin hat, daß der Führungsquerschnitt kleiner wird als der Düsenhaisquerschnitt und
somit als Drossel wirkt Weiterhin veranlaßt ein solches Quellen und Erweichen des Inhibitorcellulosematerials
unter Umständen eine Erosion durch den heißen Gasstrom innerhalb der Raketenmotorkammer, was zu
einem allmählichen Freilegen von Treibmitteloberfläche in einer unvorhersagbaren und unkontrollierbaren
Weise führt, und eine unkontrollierte Erhöhung des Motordrucks die Folge ist.
Wenn die Cellulosederivate durch elastomeres Material ersetzt werden und dieses als Inhibierungsmaterial
verwendet wird, dann wird während der Verbrennung das Inhibierungsmaterial, welches nicht
mehr durch ein Treibmittel getragen wird, leicht von seinem ursprünglichen Ort wegbewegt und übt dann
Abschälkräfte auf das Inhibierungsmaterial aus, welches noch an die Treibmitteloberflächen gebunden ist und
somit die Verbrennung inhibiert. Die Abschälkräfte ergeben häufig ein Abziehen von großen Flächen
Inhibierungsmaterial von den Oberflächen von unverbranntem Treibmittel, wodurch diese Oberflächen für
die Verbrennung frei werden. Fehlschläge sind häufig die Folge.
Aus der US-Patentschrift 31 44 830 ist es bekannt, auf Feststofftreibsätzen, auch auf doppelbasigen Treibsätzen,
Isolierungen anzubringen, um ein ungleichmäßiges Abtrennen der Treibsätze zu verhindern. Diese
Isolierungen können dabei auch aus zwei Schichten bestehen.
Gemäß der Erfindung wird nunmehr eine Isolierung mit einer Zwischenschicht aus einer elastomeren
Verbindung, insbesondere für doppelbasige Treibsätze, welche dadurch gekennzeichnet ist, daß die gegen
Abbrand zu isolierenden Oberflächen über Phenolformaldehyd/Polyvinylformal-Harz
mit Butylkautschuk, modifiziertem chlorosulfoniertem Polyäthylen oder modifizierten
Äthylen/Propylen-Terpolymeren beschichtet sind und auf diese Zwischenschicht ein an sich bekannter
geformter Celluloseester oder -äther wie Celluloseacetat oder Äthylcellulose mittels Phenol/Formaldehyd-Harz,
Epoxyharz oder Polyesterharz aufgeklebt ist verwendet.
Die Erfindung betrifft weiterhin ein Verfahren zur Herstellung der angegebenen mit einer Isolierung
versehenen Treibsätze, wobei in einen Formkörper, bestehend aus der Zwischenschicht und der mit ihr
durch den Klebstoff verbundenen Celluloseesterschicht die Treibsatzladung eingebracht bzw. eingegossen wird.
Vorzugsweise ist das Cellulosederivat ein Celluloseester oder ein Celluloseäther.
Das Cellulosederivat ist insbesondere Celluloseacetat oder Äthylcellulose.
Das die Verbrennung inhibierende Cellulosederivat kann mit der elastomeren Verbindung verbunden
werden, bevor letztere mit der festen Treibladung verbunden wird, oder die elastomere Verbindung kann
mit der festen Treibladung verbunden werden, bevor sie mit dem die Verbrennung inhibierenden Cellulosederivat
verbunden wird.
Die elastomere Verbindung kann direkt mit den genannten Oberflächen der festen Treibladung verbunden
werden, oder das Treibmittel kann in eine Form gegossen werden, von der mindestens ein Teil ihrer
Oberfläche aus der die Verbrennung inhibierenden elastomeren Verbindung besteht, wodurch ein Teil der
Oberflächen der resultierenden festen Treibladung mit der elastomeren Verbindung verbunden werden.
Der Ausdruck »elastomere Verbindung«, wie er in dieser Beschreibung verwendet wird, bezeichnet ein
Elastomer, das die folgenden Eigenschaften aufweist:
1. Verträglich mit dem festen Treibmittel.
2. Niedrige Löslichkeit für brennbare Komponenten des festen Treibmittels, wie z. B. für Nitroglycerin
und andere flüssige Salpetersäureester und Weichmachbestandteile, wenn gegossene Doppelbasistreibmittel
verwendet werden.
3. Unbrennbarkeit in den Treibmittelverbrennungsgasen und Erosionsbeständigkeit gegen die Treibmittelverbrennungsgase.
4. Thermische Kapazität, Leitfähigkeit und Expansion der gleichen Größenordnung wie diejenigen des
Treibmittels.
5. Durchlässigkeit für Treibmittelzersetzungsgase, die während der Lagerung gebildet werden.
6. Bindefähigkeit mit dem Treibmittel.
7. Leichte Verformbarkeit.
8. Elastomerität, um sich dem physikalischen und mechanischen Verhalten des Treibmittels anzupassen.
Geeignete elastomere Verbindungen sind Butylkautschuke, modifiziertes chlorosulfoniertes Polyäthylen,
wie z. B. die »Hypalon-Kautschuke« (Warenzeichen) der Firma E. I. du Pont de Nemours & Co., und
modifizierte Äthylen/Propylen-Terpolymere, wie z. B. die »Royalene-Kautschuke« (Warenzeichen) der Firma
US Rubber Co.
Alle diese Materialien sind verträglich mit Doppelbasistreibmitteln und können der Expansion und Kontraktion
der Treibmittel über einen großen Temperaturbereich folgen, teilweise aufgrund ihrer hohen Dehnbarkeit
und teilweise aufgrund eines ähnlichen thermischen Ausdehnungskoeffizienten, wie derjenige des Treibmittels.
Eine Erosionsbeständigkeit kann bei der elastomeren Verbindung dadurch hervorgerufen werden, daß diese
mit flammhemmenden Materialien gefüllt wird, wie z. B. Siliciumdioxyd oder Antimonoxyd, und im Falle der
»Hypalon-Kautschuke«, insbesondere dadurch, daß der Vernetzungsgrad des Polymers durch Vulkanisation mit
schwefelhaltigen Verbindungen erhöht wird. Alle Typen sind ausreichend für Treibmittelzersetzungsgase durchlässig,
so daß ein Abblättern der elastomeren Verbindung aufgrund einer langsamen Entwicklung von
Treibmittelzersetzungsgasen während der Lagerung nicht stattfindet und damit auch ein lokales Reißen der
Treibmittel/Elastomer-Bindung verhindert wird.
Es wird darauf hingewiesen, daß die elastomere Verbindung hauptsächlich als Sperrschicht dient, um
den Eintritt von Nitroglycerin aus einem festen Doppelbasistreibmittel in den Cellulosederivatinhibitor,
der mit der elastomeren Verbindung verbunden ist, zu verhindern. Beispielsweise absorbiert »Hypalon« nur 3
bis 5% seines eigenen Gewichts an Nitroglycerin, und dies ist praktisch vernachlässigbar, wenn man bedenkt,
daß Celluloseacetat mehr als 100% absorbiert.
Bei einem Raketenmotor mit Patronenladung können die Treibmittelkörner zuerst hergestellt werden, worauf
auf die zu inhibierenden Oberflächen derselben Schichten aus einer elastomeren Verbindung und einem
Cellulosederivat aufgebracht werden. Jedoch wird es sowohl für Raketenmotoren mit Patronenladung als
auch für Raketenmotoren mit Gehäuseverbindung bevorzugt, das Treibmittel in Inhibierungsmaterial zu
gießen.
So wird in typischer Weise eine zusammengesetzte elastomere/cellulosische Struktur dadurch hergestellt,
daß die gegenseitigen Bindeoberflächen von »geschneiderten« elastomeren und cellulosischen Materialien mit
geeigneten Harzen verbunden werden, wie z. B. durch ein Phenol/Formaldehyd-Harz, wie z. B. dasjenige, das
unter dem Warenzeichen »Redux 775« von der Firma Bonded Structures Limited vertrieben wird, oder durch
ein Epoxyharz, wie z. B. dasjenige, das unter dem Warenzeichen »Epon 828« von der Firma Shell
Chemicals Limited vertrieben wird, oder durch ein Polyesterharz. Die elastomere Verbindung besitzt
vorzugsweise die Form einer kalandrierten Folie oder die Form eines Preßlings. Das Cellulosederivatmaterial
besitzt die Form einer kontinuierlichen Folie, eines vorher hergestellten Schlauches oder eines geeignet
gepreßten Formstücks.
Die elastomere Verbindung kann auf ihrer frei liegenden Oberfläche, d. h. auf derjenigen, die anschließend
mit der Treibladung verbunden werden soll, eine Harzschicht der Polyvinylformaltype oder eine Duplexharzschicht
aus Phenolformaldehyd/Polyvinylformal aufweisen. Diese Harze sind unter den Warenzeichen
»Formvar« bzw. »Redux/Formvar« von der Firma Bonded Structures Limited erhältlich.
Die gegenseitig zu verbindenden Flächen der elastomeren und cellulosischen Materialien werden in
einer geeigneten Form gegeneinander gelegt. Die fertige zusammengesetzte Struktur wird dann verbunden,
Nähte werden gemacht, und die Vulkanisation des Elastomers wird durchgeführt, um die Erosionsbeständigkeit
und die allgemeinen mechanischen Eigenschaften zu verbessern. Das »Formvar« wird für das
anschließende Binden mit dem Treibmittel dadurch vorbereitet, daß Wärme von 60 bis 180° C, vorzugsweise
150 bis 180° C und ein Druck von mehr als 3,5 kg/cm2,
vorzugsweise 4,2 bis 7,0 kg/cm2, angewendet wird.
Der auf diese Weise geformte Gegenstand ergibt einen vorgeformten Inhibitor, in welchen Treibmittel
so und insbesondere Doppelbasistreibmittel durch an sich bekannte Verfahren eingegossen werden.
Alternativ können elastomere Verbindungen und Cellulosederivatverbindung separat vorher hergestellt
und durch ein geeignetes Verpressen oder andere geeignete Verformungstechniken auf die gewünschte
Form gebracht und miteinander durch die Aufbringung eines geeigneten Harzes, wie z.B. Phenol/Formaldehyd-Harz,
Epoxyharz oder Polyesterharz, miteinander verbunden werden, um zusammengesetzte cellulosische/elastomere
Strukturen herzustellen. Diese werden zum Binden an das Treibmittel durch eine geeignete
Anpassung der oben beschriebenen Techniken vorbereitet. Hierdurch kann eine Inhibierung von Oberflächen
erzielt werden, welche komplizierte Formen und Krümmungen aufweisen, wie sie nicht leicht durch
andere Mittel erreicht werden kann.
Die elastomere Verbindung, welche das Eindringen des Nitroglycerins in das Celluloseacetat verhindert,
dient auch dazu, letzteres in gewissem Grad für die hohen Temperaturen zu isolieren, die während des
Abbrennens eines Raketenmotors auftreten. Dies unterstützt auch die Aufrechterhaltung der Festigkeit
des Celluloseacetats und die Tatsache, daß praktisch kein Nitroglycerin durch das Cellulosederivat absorbiert
wird, stellt sicher, daß Erweichungseffekte durch das Nitroglycerin nicht eintreten. Es wurde gefunden,
daß die Zugfestigkeit von Celluloseacetat in der Größenordnung von 350 bis 490 kg/cm2 liegt, wogegen
bei einer fortgesetzten Lagerung in direktem Kontakt mit einem Doppelbasistreibmittel, bei der Nitroglycerin
absorbiert wird, die Zugfestigkeit auf 70 kg/cm2 herabgesetzt wird. Ohne Nitroglycerin ist die maximale
Dehnung von Celluloseacetat 30 bis 40%, wogegen mit Nitroglycerin die Dehnung 50 bis 100% beträgt.
Zur Demonstration der Vorteile der Erfindung wurden feste Treibmittelkörner hergestellt, von denen
einige durch Celluloseacetat alleine und andere durch die oben beschriebene Sperrschicht aus Celluloseacetat
plus »Hypalon« inhibiert wurden. Nach einer drei Monate dauernden fortlaufenden Lagerung bei 600C
ergaben die nur durch Celluloseacetat beschichteten Körner beim Abbrennen in einem Raketenmotorgehäuse
einen Fehlschlag, da die Festigkeit des Celluloseacetats und seine Brennbarkeit sich so sehr verändert
hatten, daß das Celluloseacetat verbrannte und Teile des Celluloseacetats, welche durch das Abbrennen des
festen Treibmittels ihre Stijtze verloren, von ihrer Lage fortbewegt wurden. Im Gegensatz hierzu konnten
Körner, die als Sperrschicht Celluloseacetat plus »Hypalon« als zusammengesetztes Inhibierungsmittel
enthielten, auch noch nach einer achtzehnmonatigen Lagerung bei 600C vollständig erfolgreich abgefeuert
werden.
Die Erfindung wurde unter Bezugnahme auf Raketenmotoren mit Patronenladung beschrieben, aber sie ist
auch auf Raketenmotoren mit Gehäuseverbindung anwendbar. So hat ein Raketenmotor mit Gehäuseverbindung
in typischer Weise eine zentrale Leitung, welche eine Verbindung der Brennflächen am Kopfende
des Raktenmotors mit der Düse der Rakete ergibt. Mit der vorliegenden Erfindung kann eine Verbrennung der
Oberflächen dieser Leitung erfolgreich verhindert werden.
Claims (2)
1. Isolierung mit einer Zwischenschicht aus einer elastomeren Verbindung insbesondere für doppelbasige
Treibsätze, dadurch gekennzeichnet, daß die gegen Abbrand zu isolierenden Oberflächen
über Phenolformaldehyd/Polyvinylformal-Harz, mit
Butylkautschuk, modifiziertem chlorosulfoniertem Polyäthylen oder modifizierten Äthylen/Propylen-Terpolymeren
beschichtet sind und auf diese Zwischenschicht ein an sich bekannter geformter Celluloseester oder -äther wie Celluloseacetat oder
Äthylcellulose mittels Phenol/Formaldehyd-Harz, Epoxyharz oder Polyesterharz aufgeklebt ist.
2. Verfahren zur Herstellung eines mit einer Isolierung versehenen Treibsatzes nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß in einen Formkörper, bestehend aus der Zwischenschicht und der mit ihr
durch den Klebstoff verbundenen Celluloseesterschicht die Treibsatzladung eingebracht bzw. eingegossen
wird.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB1496068A GB1440310A (en) | 1968-03-28 | 1968-03-28 | Solid propellant charges for or in rocket motors |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1915433C1 true DE1915433C1 (de) | 1977-12-08 |
Family
ID=10050590
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19691915433 Expired DE1915433C1 (de) | 1968-03-28 | 1969-03-26 | Isolierte Treibsaetze fuer Raketenmotoren |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3991565A (de) |
CA (1) | CA1004046A (de) |
DE (1) | DE1915433C1 (de) |
FR (1) | FR2296604A1 (de) |
GB (1) | GB1440310A (de) |
IT (1) | IT1019001B (de) |
SE (1) | SE387712B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102007006020A1 (de) * | 2007-02-07 | 2008-08-14 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Verfahren zum Gießen eines Festbrennstoff-Treibsatzes |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6026749A (en) * | 1973-05-11 | 2000-02-22 | Imperial Metal Industries (Kynoch) Limited | Multiple base propellant with combustion inhibitor |
US4362868A (en) * | 1979-09-24 | 1982-12-07 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britian And Northern Ireland | Plasticized cellulose polymers |
US4458483A (en) * | 1982-10-21 | 1984-07-10 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Rocket motor end flap |
US4594945A (en) * | 1984-11-28 | 1986-06-17 | General Dynamics, Pomona Division | Thermal protection for propellant grains |
US4913053A (en) * | 1986-10-02 | 1990-04-03 | Western Atlas International, Inc. | Method of increasing the detonation velocity of detonating fuse |
US5379699A (en) * | 1993-08-02 | 1995-01-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Active spray rocket propellant ignition controller |
RU2472826C1 (ru) * | 2011-06-27 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Термопластичный бронесостав для покрытия вкладного заряда смесевого медленногорящего твердого ракетного топлива |
RU2465257C1 (ru) * | 2011-07-19 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Термопластичный бронесостав для заряда твердого ракетного топлива баллиститного типа |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3144830A (en) * | 1964-08-18 | Solid propellent grains |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3054253A (en) * | 1958-12-31 | 1962-09-18 | Paul K Chung | Case-bonding of double-base propellant grain by using silicone elastomers |
US3157127A (en) * | 1962-03-15 | 1964-11-17 | Standard Oil Co | Solid propellant grain with cellulose acetate coating |
US3347047A (en) * | 1966-01-07 | 1967-10-17 | Gen Tire & Rubber Co | Elastomeric composition for use as rocket insulation |
US3433158A (en) * | 1966-02-10 | 1969-03-18 | Us Army | Solid propellant grain with surface bonded burning inhibitor composition of hydroxy-terminated polybutadiene |
US3426528A (en) * | 1966-12-27 | 1969-02-11 | Thiokol Chemical Corp | Liner configuration for solid propellant rocket motors |
US3496870A (en) * | 1967-05-23 | 1970-02-24 | Us Navy | Spiral burning propellant charge |
-
1968
- 1968-03-28 GB GB1496068A patent/GB1440310A/en not_active Expired
-
1969
- 1969-03-12 US US04/808,044 patent/US3991565A/en not_active Expired - Lifetime
- 1969-03-12 IT IT35639/69A patent/IT1019001B/it active
- 1969-03-13 CA CA045,534A patent/CA1004046A/en not_active Expired
- 1969-03-26 SE SE6904235A patent/SE387712B/xx unknown
- 1969-03-26 DE DE19691915433 patent/DE1915433C1/de not_active Expired
- 1969-03-28 FR FR6907851A patent/FR2296604A1/fr active Granted
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3144830A (en) * | 1964-08-18 | Solid propellent grains |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102007006020A1 (de) * | 2007-02-07 | 2008-08-14 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Verfahren zum Gießen eines Festbrennstoff-Treibsatzes |
DE102007006020B4 (de) * | 2007-02-07 | 2015-04-16 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Verfahren zum Gießen eines Festbrennstoff-Treibsatzes |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2296604B1 (de) | 1977-01-14 |
GB1440310A (en) | 1976-06-23 |
SE387712B (sv) | 1976-09-13 |
FR2296604A1 (fr) | 1976-07-30 |
CA1004046A (en) | 1977-01-25 |
IT1019001B (it) | 1977-11-10 |
US3991565A (en) | 1976-11-16 |
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