DE2650731A1 - Isolierende verbundschicht und verfahren zur auskleidung einer raketentreibstoffkammer - Google Patents

Isolierende verbundschicht und verfahren zur auskleidung einer raketentreibstoffkammer

Info

Publication number
DE2650731A1
DE2650731A1 DE19762650731 DE2650731A DE2650731A1 DE 2650731 A1 DE2650731 A1 DE 2650731A1 DE 19762650731 DE19762650731 DE 19762650731 DE 2650731 A DE2650731 A DE 2650731A DE 2650731 A1 DE2650731 A1 DE 2650731A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
layer
chamber
insulating composite
aluminum foil
insulation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
DE19762650731
Other languages
English (en)
Other versions
DE2650731C2 (de
Inventor
Pierre Carignan
Gonzague Duchesne
Jacques Ratte
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
UK Government
Original Assignee
UK Government
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by UK Government filed Critical UK Government
Publication of DE2650731A1 publication Critical patent/DE2650731A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2650731C2 publication Critical patent/DE2650731C2/de
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B19/00—Layered products comprising a layer of natural mineral fibres or particles, e.g. asbestos, mica
    • B32B19/04—Layered products comprising a layer of natural mineral fibres or particles, e.g. asbestos, mica next to another layer of the same or of a different material
    • B32B19/041—Layered products comprising a layer of natural mineral fibres or particles, e.g. asbestos, mica next to another layer of the same or of a different material of metal
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F02K9/346—Liners, e.g. inhibitors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/20—Layered products comprising a layer of metal comprising aluminium or copper
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B19/00—Layered products comprising a layer of natural mineral fibres or particles, e.g. asbestos, mica
    • B32B19/08—Layered products comprising a layer of natural mineral fibres or particles, e.g. asbestos, mica comprising asbestos
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/02—Composition of the impregnated, bonded or embedded layer
    • B32B2260/021—Fibrous or filamentary layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/04—Impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/048—Natural or synthetic rubber
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2307/00—Properties of the layers or laminate
    • B32B2307/30—Properties of the layers or laminate having particular thermal properties
    • B32B2307/304—Insulating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2311/00—Metals, their alloys or their compounds
    • B32B2311/24—Aluminium
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Adhesives Or Adhesive Processes (AREA)

Description

Patentanwälte: Dipl.-Ing. Tiedtke Dipl.-Chem. Bühling
r-» MeT r^Diioc Dipl.-Ing. Kinne
TlEDTKE - BüHLING - fiVlNNfc "«RLK- Dipl.-Ing. Gmpe
Bavariaring 4, Postfach 20 24
26 50731 8000 Müncnen 2
Tel.:(0 89)53 96 53-56 , Telex: 5 24 845 tipat
cable. Germaniapatent München 5.November 1976
B 7721 case 1282-6
Her Majesty The Queen in Right of Canada as Represented by the Minister of National Defence
Ottawa,Ontario,Kanada
Isolierende Verbundschicht und Verfahren zur Auskleidung einer Raketentreibstoffkammer
Die Erfindung bezieht sich auf ein Isoliersystem und einige Komponenten desselben für die Anwendung in Raketentriebwerken mit festem Komposit-Treibstoff.
Bei selchen Raketen ist der Treibstoff in einer Brennkammer untergebracht, die vom vorderen Abteil der Rakete durch eine dichte Querwand abgetrennt ist. Die Querwand wird durch einen kopfseitigen Isolierkörper geschützt und die Brennkammerwände werden mit einem geeigneten Material isoliert. Einige Komposit-Raketentreibstoffe basieren auf Polybutadien mit Carboxylenden (CTPB) und andere auf Polybutadien mit Hydroxy I-enden (HTPB) als Brennstoffbinder. Ein wichtiges Erfordernis solcher Raketensysteme ist die Fähigkeit der Wandisolation, an der Brennkammer zu haften und des Komposit-Treibstoffs, angemessen am Isoliersystem zu
ν 709827/0207
Dresdner Bank (München) Kto. 3939 844 Postscheck (München) Kto. 670-43-804
haften.
Ein isolierendes Bahnmaterial bzw. eine Isolierschicht, die entwickelt und erfolgreich zusammen mit festen Treibstoffen auf der Basis von Polybutadien mit Carboxylenden (CTPB)benutzt wurde,enthält eine Mischung von Chrysotilasbestfasern und Füllpulvern (floats), die in einem CTPB-Polymerbinder dispergiert sind, wie es in der CA-PS 901 713 der Anmelderin beschrieben wird. Die Eigenart dieses Materials wird nachfolgend mehr im einzelnen anhand der speziellen Beschreibung der vorliegenden Erfindung erläutert.
Eine neuere Entwicklung auf dem Gebiet der Feststoff-Raketentreibmittel ist die Einführung von PoIybutadienen mit Hydroxylenden (HTPB), die gegenüber den CTPB-Treibstoffen gewisse Vorteile haben. Beim Erscheinen dieser Treibstoffe wurde gehofft, daß HTPB-Isolierschichten ebenfalls in gleicher Weise wie die oben diskutierten CTPB-Schichten und mit ähnlichen Eigenschaften wie diese erzeugt werden könnten, die dann jedoch mit den HTPB-Treibstoffen verträglich sein würden. Leider ergab jedoch keines von einer Anzahl von geprüften HTPBen Isolierschichten mit ausreichender Lagerfähigkeit oder Bindewirkung gegenüber HTPB-Treibstoffen.
Ziel der Erfindung ist daher ein schichtförmiges Isoliersystem, das gut wärmeisoliert und die erforderlichen Eigenschaften der Bindefähigkeit gegenüber HTPB-Systeinen zeigt.
Ein weiteres Ziel der Erfindung ist ein Isolierverfahren, mit dem die Anbringung und Bindung der unterschiedlichen Isolierkomponenten in der Raketenkammer in einer einzigen Operation möglich ist.
709827/0207
Es wurde gefunden, daß diese Ziele erreicht werden können, wenn man ein CTPB-Isoliermittel, wie oben beschrieben, zusammen mit einer Aluminiumfolie verwendet, die zwischen dem Isoliermittel und dem HTPB-Treibstoff angeordnet ist. Es wurde weiter gefunden, daß die Isolierungskomponenten, d.h. kopfseitiger Isolator, kopfseitiger Begrenzer, düsenseitiger Hals oder Bundring (Doppler), die Wandisolierung und ihre Aluminiumauskleidung bei der praktischen Anwendung der Erfindung in einer einzigen Operation an Ort und Stelle gebracht und mit der Raketenkammer verbunden werden können.
Nachfolgend wird die Erfindung weiter anhand von Beispielen unter Bezugnahme auf die angefügte Zeichnung beschrieben, die einen Schnitt durch ein Raketengehäuse mit Seitenwandisolierung gemäß einer bevorzugten Ausführungsart der Erfindung zeigt.
Beispiel
Im folgenden Beispiel wird zunächst eine typische Zusammensetzung und Herstellung eines CTPB-Bahnmaterials bzw. Belages für das erfindungsgemäße Isoliersystem beschrieben.
Eine typische Zusammensetzung des Isoliermaterials ist folgende:
Butadienpolymeres mit Carboxylenden etwa 28,2 % (z.B. HC-434 von Thiokol)
Epoxid-Härter 1,5 %
(z.B. ERLA-0510 von Union Carbide)
Katalysator (wie Eisenoctasol) 0,3 %
Verstärkungs-Asbestfasern 52,5 %
(z.B. Grade 3Z12 Asbest von Johns-
Manville)
Asbest-Füllstoff (z.B. Asbestschwimm- 17,5 % pulver, Grade 7TF1 von Johns-Manville)
709827/0207
Die Herstellung des CTPB-Isolierstoffs kann in 3 Stufen unterteilt werden: 1) einleitendes Vermischen, 2) erstes Mahlen bzw. Walzen und 3) abschließendes Auswalzen bzw. Bildung von Bahnmaterial.
Die einleitende Vermischung der Fasern, Füllstoffpulver und Binder erfolgt in einem Sigma-Schaufelmischer bei 6O0C. Die resultierende elastomer-imprägnierte "Masse" ist ziemlich steif.
Für eine erfolgreiche erste Mahl- oder Walzoperation muß die Masse eine optimale Konsistenz bzw. Plastizität erreichen. Es wurde experimentell ermittelt, daß die Masse bei einer Zusammensetzung mit 70 % Feststoffen nach einer zweistündigen Alterung bei 71,1 C leichter zu mahlen ist. Der einleitende Mischvorgang erfolgt nicht so lange, daß eine vollständige Dispersion und "Benetzung" der Fasern gewährleistet wird. Die partiell gehärtete Masse unterliegt jedoch einer weiteren Mischwirkung, wenn sie auf der Differentialwalzenmühle in ein Fell umgewandelt wird.
Das Fell wird dann in das abschließende Auswalzwerk mit zwei mit gleicher Drehzahl rotierenden Walzen eingegeben. 5 Durchgänge auf dem Fertigwalzwerk ergeben ein homogenes, glattes und flexibles Bahnmaterial. Die Bahnmaterialien werden dann auf erforderliche Länge zugeschnitten, in Polyäthylenbeutel gebracht und normalerweise bei tiefer Temperatur gelagert.
Wie weiter oben angegeben wurde, ist die CTPB-Isolierbahn als solche nicht neu und bildet den Gegenstand der CA-PS 901 713. Die neue Konstruktion gemäß der Erfindung ist eine Kombination dieses Bahnmaterials mit einer Aluminiumfolienschicht zur Bildung eines Iso-' liersystems für ein Raketengehäuse mit HTPB-Treibstoff„
709827/0207
Vor der näheren Beschreibung des Verfahrens zur Anbringung der Folie am CTPB-Bahnmaterial und dem Verfahren der Anordnung und Bindung der unterschiedlichen Isolierkomponenten im Gehäuse in einer einzigen Operation wird der Aufbau eines das erfindungsgemäße System anwendenden Raketengehäuses anhand der Zeichnung beschrieben: Wie man sieht,"hat ein Raketengehäuse 10 aus Metall eine dichte Querwand 11 zwischen der Treibstoffkammer 12 und dem vorderen Abteil 13 der Rakete. Ein kopfseitiger Isolator 14 ist im Gehäuse 10 an der Querwand 11 und den benachbarten Bereichen der Gehäuseinnenwand dicht anliegend vorgesehen. Der kopfseitige Isolator ist im allgemeinen becherförmig mit einem zentralen Vorsprung 14 a, der in die Treibstoffkammer 12 hineinreicht, oder nach Bedarf konisch vertieft. Die ringförmige Wand 14 b des Isolators haftet an der Innenwand des Gehäuses 10 und die Basis 14 c des Isolators haftet an der Querwand 11. Ein Hals oder -Bundring 15 ist benachbart zur Auslaßöffnung der Kammer 12 angeordnet und aus dem CTPB-Material durch. Walzen bzw. Zusammenrollen gebildet.
Ein isolierender Seitenwand-Schichtkörper 16 aus dem CTPB/Asbest-Isoliermaterial und Aluminiumfolie ist längs der Innenwand der Treibstoffkammer 12 vorgesehen und reicht über die Wand 14 b des kopfseitigen Isolators 14 und auch über den Bundring 15. Die Aluminiumfolie ist dem Inhalt der Kammer 12 ausgesetzt und die Isolierschicht mit dem -Metallgehäuse 10 in Berührung. Ein kopfseitiger Begrenzer 17 ist über einem Teil des Schichtkörper 16 und der freiliegenden Innenseite des Isolators 14 (mit Ausnahme des zentralen Vorsprungs 14 a) vorgesehen. Der Begrenzer 17 dient einer Beschränkung der exponierten Treibstoffoberfläche und wird normalerweise aus einem geeigneten Elastomermaterial gebildet, das mit dem speziell in der Rakete angewandten Treibstoff verträglich ist. Vorzugsweise ist ein
709827/0207
Trennmittel zwischen dem Isolator 14 und dem Begrenzer 17 angeordnet, um Spannungskonzentrationen am kopfseitigen Ende der Treibstoffüllung bei zyklischer Temperaturbeanspruchung zu vermindern.
Die Installation der unterschiedlichen Komponenten der Raketentreibstoffkammer erfolgt gemäß einer bevorzugten Ausführungsart der Erfindung wie folgt.
Das wie oben beschrieben gebildete CTPB-Bahnmaterial für die Seitenwandisolierung wird auf eine saubere Oberfläche gelegt und der Bundring 15 an einem Ende der Bahn darunter angeordnet. Dieser Bundring wird durch eine zusätzliche Schicht CTPB-Seitenwandisoliermittel gebildet, die nahe der Düse angeordnet wird, um der lokalen Erhitzung infolge von Treibstofferosion entgegenzuwirken.
Aluminiumfolie wird (von Hand) auf der isolierenden Bahn ausgebreitet und an drei oder vier Stellen längs einer Längskante angeheftet zur Bildung des Laminats oder Schichtkörpers 16. Während des nachfolgend beschriebenen Abdrückens wird die Aluminiumfolie mit der Isolierbahn verhaftet, ohne daß ein Klebstoff erforderlich wäre.
Ein Epoxy-Kleber wird auf die obere Außenfläche des kopfseitigen Begrenzers 17 aufgestrichen bzw. aufgetragen, wobei der Übergang der Außenseite mit Trennmittel abgedeckt worden war.
Der Begrenzer 17 wird an der bzw. um die Außenseite eines aufblasbaren rohrförmigen Gummibeutels benachbart zu einem Ende desselben angeordnet. Das "Seitenwandisolierungs-Sandwich" wird um den Gummibeutel und den kopfseitigen Begrenzer 17 gewickelt. Der Isolator
709827/0207
wird dann auf die Seitenwandisolierung aufgesteckt. Diese Anordnung wird in das Gehäuse eingebracht
und der Gummibeutel mit 8,43 kg/cm eine Stunde lang bei 60 C aufgeblasen gehalten, um die verschiedenen. Komponenten gegeneinander und gegen die Gehäuseseitenwand zu pressen, an der diese Komponenten haften, ohne daß ein Kleber erforderlich wäre. Danach wird die Luft bzw. das Gas aus dem Gummibeutel herausgelassen und dieser aus dem nunmehr ausgekleideten Gehäuse entfernt. Das ausgekleidete Gehäuse ist dann für die Beladung mit Treibstoff fertig.
Gemäß der Erfindung wird so das Raketentriebwerksgehäuse mit einer Seitenwandisolierung ,d.h., einem Schichtkörper aus bahnförmigem CTPB-Isoliermaterial und Aluminiumfolie, versehen , der für eine Bindung mit HTPB-Treibstoffen geeignet ist. Die Erfindung umfaßt ferner ein Raketentriebwerksgehäuse mit allen seinen in einer Einzeloperation angebrachten und verbundenen Isolierkomponenten.
Zugfestigkeitsprüfungen wurden an einem Metall/-CTPB-Isolator-Aluminiumfolie/HTPB-Treibmittel-System durchgeführt. Die angewandte Aluminiumfolie war 25 p. stark. Das Dabei angewandte Verfahren ist im ICRPG Solid Propellant Mechanical Behavior Manual beschrieben und als Bond-In-Tension Test bekannt. Proben wurden 0, 14, 28, 56 und 112 Tage gealtert und ihre Festigkeit bei 22,80C bzw. -45,6°C geprüft. Die rehaltenen Ergebnisse sind in Tabelle I wiedergegeben. Alle Bruchstücke waren im HTPB-Treibstoff verhaftet.
In einem weiteren Test wurde die Bindung von Aluminiumfolie an gealtertem CTPB-Isoliermaterial geprüft. Eine frische Isolierbahn wurde bei Zimmertemperatur
709827/0207
aufbewahrt und alle 7 Tage eine Probe genommen und mit Aluminiumfolie "abgefüttert".Zugfestigkeitsprüfungen an diesen Proben zeigten, daß alle Brüche an der Metallmeßblock/CTPB-Isoliermittel-Grenzflache auftraten und daß die in Tabelle II angegebenen Zerreißfestigkeiten mit dem Lagerungszustand des CTPB-Isoliermittels bei Lagerung bei Zimmertemperatur korrespondierten.
TABELLE I: Festigkeitsprüfung an CTPB-Aluminiumfutter HTPB-Treibstoff -45,6°C Bruchfestigkeit
und Zerreißfestigkeit 14,07 des Treibstoffs
Alterungsdauer (kg/cm2) (1) 14,63 (2) (kg/cm2)
bei 600C (Tage) 15,47
Zugversuchstemp eratur 19,96 6,89
600C 22,8°C 15,6 6,54
0 5,02 5,4 6,19
14 5,46 6,33
28 5,56 -
56 4,83
112 4,36
(1) bei 5,4 mm/min Prüfkörperkopfgeschwindigkeit; nach 56 d Alterung jedoch mit 12,7 mm/min;
(2) bei 5,4 cm/min Kopfgeschwindigkeit;
die Treibstoff-Festigkeit ist bei 22,80C normalerweise bei 5,4 mm/min 20 % niedriger als bei 5,4 cm/ min Prüfgeschwindigkeit;
der Ausfall bzw. "Bruch" trat bei einer dicken Treibstoffschicht stets zusammenhängend im Treibmittel auf.
709827/0207
TABELLE II: Bindung; von Aluminiumfolie an gealtertes CTPB-Isoliermaterial; Festigkeitsprüfung bei 23,90C
Dauer der Isolier- ermittelte Zerreiß- Metallmeßblock/ mittelalterung festigkeit (kg/cm ) Isoliermittel (Tage) Metallmeßblock/Isoliermittel/Al-folie
16 21 28
Alle Brüche traten an der Grenzfläche Meßblock/Isoliermittel auf.
18,7 26,38
18,2 17,58
18,0 12,65
8,43 10,55
8,08 9,14
709827/0207

Claims (5)

Patentansprüche
1. Isolierendes Verbundschichtsystem, gekennzeichnet durch eine erste Schicht aus einem Polybutadien-Binder mit Carboxylenden mit einer darin dispergierten Mischung von Asbestfasern und Füllstoffpulvern umfassenden Bahnmaterial und eine · damit verbundene zweite Schicht aus Aluminiumfolie.
2. Isoliersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Aluminiumfolienschicht mit der ersten Schicht lediglich durch Druck und Wärme verbunden ist.
3. Verfahren zur Auskleidung einer Raketengehäuse-Treibstoff kammerwand, dadurch gekennzeichnet, daß man ein isolierendes Verbundschichtsystem nach Anspruch 1 zu einer Rolle formt, diese in die Kammer einsetzt und von außen her einen Druck innerhalb der Rolle erzeugt bzw. aufprägt, um das isolierende Schichtsystem gegen die bzw. eine Kammerwand zu pressen unter Verhaftung der ersten Schicht des Systems mit der Wand und der Aluminiumfolienschicht durch alleinige Wirkung von Druck und Wärme.
4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß für den Einsatz in die Kammer eine Unter-Kombination gebildet wird, die das aufgerollte isolierende Verbundschichtsystem, ein kopfseitiges Isolatorelement und ein kopfseitiges Begrenzerelement (sowie gegebenen falls ein Düsenhalselement) umfaßt und diese Kombination in die Kammer eingesetzt und an Ort und Stelle gebracht und dort eine Bindung durch alleinige Wirkung von Druck und Wärme herbeigeführt wird.
5. Raketengehäuse mit einer Wandisolierung durch ein isolierendes Verbundsystem nach Anspruch 1.
70 98 27/0207 origwal inspected
DE2650731A 1975-11-06 1976-11-05 Isolierende Auskleidung und Verfahren zum Anbringen der Auskleidung in dem Gehäuse einer Raketenbrennkammer Expired DE2650731C2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CA239,113A CA1060330A (en) 1975-11-06 1975-11-06 Insulation system for rocket motors

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE2650731A1 true DE2650731A1 (de) 1977-07-07
DE2650731C2 DE2650731C2 (de) 1984-09-06

Family

ID=4104457

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2650731A Expired DE2650731C2 (de) 1975-11-06 1976-11-05 Isolierende Auskleidung und Verfahren zum Anbringen der Auskleidung in dem Gehäuse einer Raketenbrennkammer

Country Status (9)

Country Link
US (1) US4148675A (de)
JP (1) JPS5279114A (de)
BE (1) BE847992A (de)
CA (1) CA1060330A (de)
DE (1) DE2650731C2 (de)
FR (1) FR2330868A1 (de)
GB (1) GB1568825A (de)
IT (1) IT1063547B (de)
SE (1) SE418611B (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007048527B4 (de) * 2007-10-10 2014-03-27 Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh Schubtriebwerk

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4305772A (en) * 1974-05-28 1981-12-15 Valyi Emery I Method for forming an interlocked assembly
FR2380431A1 (fr) * 1977-02-15 1978-09-08 Serat Perfectionnements apportes aux charges propulsives
US4507165A (en) * 1982-09-15 1985-03-26 Hercules Incorporated Elastomer insulation compositions for rocket motors
FR2569237B1 (fr) * 1984-08-14 1987-01-09 Aerospatiale Dispositif de protection thermique resistant a l'ablation et aux vibrations, et un procede de fabrication
RU2711892C1 (ru) * 2018-12-19 2020-01-23 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") Ракетный двигатель твердого топлива
EP3831725B8 (de) 2019-12-03 2023-09-13 ThrustMe Kaltgasstrahlruder mit festtreibstoff

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA901713A (en) * 1970-10-13 1972-05-30 Ratte Jacques Roll formed flexible insulants for rocket motors

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA774310A (en) 1967-12-26 Minister Of Technology In The Government Of The United Kingdom Manufacture of rocket motors
US3152029A (en) * 1961-08-31 1964-10-06 Evans Prod Co Manufacture of plywood
US3426528A (en) * 1966-12-27 1969-02-11 Thiokol Chemical Corp Liner configuration for solid propellant rocket motors
US3943208A (en) * 1971-06-02 1976-03-09 Her Majesty The Queen In Right Of Canada As Represented By The Minister Of National Defense Method for binding solid propellant to rocket motor case
US3872205A (en) * 1971-06-02 1975-03-18 United Kingdom Government Molding process for bonding insula in rachet motor casing
US3952506A (en) * 1973-11-07 1976-04-27 Thiokol Corporation Rocket motor construction
US3961476A (en) * 1975-09-11 1976-06-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Metal interlayer adhesive technique

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA901713A (en) * 1970-10-13 1972-05-30 Ratte Jacques Roll formed flexible insulants for rocket motors

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007048527B4 (de) * 2007-10-10 2014-03-27 Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh Schubtriebwerk

Also Published As

Publication number Publication date
CA1060330A (en) 1979-08-14
SE7612238L (sv) 1977-05-07
FR2330868B1 (de) 1980-09-12
SE418611B (sv) 1981-06-15
US4148675A (en) 1979-04-10
JPS6332976B2 (de) 1988-07-04
DE2650731C2 (de) 1984-09-06
JPS5279114A (en) 1977-07-04
GB1568825A (en) 1980-06-04
IT1063547B (it) 1985-02-11
BE847992A (fr) 1977-03-01
FR2330868A1 (fr) 1977-06-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE68908508T2 (de) Wärmeisolatorschicht für Raketenmotoren.
DE2265203A1 (de) Hitzedaemmkoerper
DE2650731A1 (de) Isolierende verbundschicht und verfahren zur auskleidung einer raketentreibstoffkammer
DE1223624B (de) Halterungsmanschette
DE2524843B2 (de) Inhibitorueberzug fuer feststoff- treibsatz und verfahren zu dessen herstellung
US3943208A (en) Method for binding solid propellant to rocket motor case
DE1809360C3 (de) Masse zur Herstellung von Kunstharze und sich endotherm zersetzende Stoffe enthaltenden, gegebenenfalls unter Wärme aushärtbaren Isolationsschichten auf Feststoff-Raketentreibsätzen und Verfahren zum Isolieren dieser Treibsätze unter Verwendung dieser Masse
DE69707095T2 (de) Pyrotechnischer Gasgenerator mit Verbundladung
DE2453238A1 (de) Kraftstoffleitung aus kunststoffrohr
DE1915433C1 (de) Isolierte Treibsaetze fuer Raketenmotoren
DE2855694A1 (de) Behaelter zur aufbewahrung von gefaehrlichem material
DE4313781C1 (de) Hydrophobierter Verbundschaumstoff aus Polyurethan-Schaumstoffflocken
DE102018001221A1 (de) Aerosoldosenanordnung
US3872205A (en) Molding process for bonding insula in rachet motor casing
DE3325034C2 (de) Verfahren zum Schützen eines Bauteils vor übermäßiger Erwärmung
DE3528505C2 (de)
DE849540C (de) Waermeisolierte Wetterlutte
DE102006059359A1 (de) Gasgenerator
DE3643824C2 (de)
DE2812226A1 (de) Munitionsbehaeltnis, insbesondere munitionsbunker fuer militaerfahrzeuge
DE2138444C2 (de) Innenauskleidung für Triebwerkgehäuse mit Feststofftreibsatz
DE102010007713A1 (de) Polyurethanschaum zur thermalen Isolation bei Tiefsttemperaturen
EP2182198A1 (de) Druckbehälter für den Hochtemperatureinsatz und ein Verfahren zu deren Herstellung
DE3700339C2 (de)
DE2704770A1 (de) Verfahren zur herstellung eines elastischen presslings

Legal Events

Date Code Title Description
8110 Request for examination paragraph 44
D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition