DE2848114C3 - Heißdüse für Raketentriebwerke - Google Patents
Heißdüse für RaketentriebwerkeInfo
- Publication number
- DE2848114C3 DE2848114C3 DE2848114A DE2848114A DE2848114C3 DE 2848114 C3 DE2848114 C3 DE 2848114C3 DE 2848114 A DE2848114 A DE 2848114A DE 2848114 A DE2848114 A DE 2848114A DE 2848114 C3 DE2848114 C3 DE 2848114C3
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- nozzle
- carbon
- piece
- hot
- hot nozzle
- 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.)
- Expired
Links
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 12
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims description 5
- CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N carbon carbon Chemical compound C.C CREMABGTGYGIQB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 239000011203 carbon fibre reinforced carbon Substances 0.000 claims description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 3
- 238000010348 incorporation Methods 0.000 claims description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 description 7
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 6
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 6
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 3
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 3
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 3
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 3
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 239000003575 carbonaceous material Substances 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 description 2
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 2
- ISWSIDIOOBJBQZ-UHFFFAOYSA-N phenol group Chemical group C1(=CC=CC=C1)O ISWSIDIOOBJBQZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 description 2
- CBENFWSGALASAD-UHFFFAOYSA-N Ozone Chemical compound [O-][O+]=O CBENFWSGALASAD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 239000010425 asbestos Substances 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 230000001788 irregular Effects 0.000 description 1
- 239000000155 melt Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 229910052895 riebeckite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 238000000859 sublimation Methods 0.000 description 1
- 230000008022 sublimation Effects 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 229920003002 synthetic resin Polymers 0.000 description 1
- 239000000057 synthetic resin Substances 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 239000012808 vapor phase Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
- F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Toys (AREA)
- General Induction Heating (AREA)
- Woven Fabrics (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft eine Heißdüse für Raketentriebwerke, insbes. Feststoff-Raketentriebwerke, mit
einem einzigen, in einem Stück gefertigten Teil, welches die verschiedenen Abschnitte der Düse hervortreten
läßt
Eine bekannte Heißdüse der beschriebenen Gattung (DE-AS 12 03 646) besteht aus einem spiralig aufgewikkelten Gewebehand konstanter Breite mit einer
Imprägnierung aus einem unter Wärmeeinwirkung aushärtbaren Kunststoff. Ein solches Material verbrennt
beim Arbeiten der Heißdüse, d. h. es wird unter der
Wärmeeinwirkung des auftretenden Wärmeflusses chemisch zersetzt, wobei die Rückstände Kohlenstoff
enthalten, jedoch sehr porös sind. Der Kunststoff zersetzt sich ebenfalls und schmilzt sehr schnell ab. so
daß die Wandstärke dieser bekannten Heißdüse entsprechend schnell abnimmt. Dann besteht die Gefahr
von Rissen, Beschädigungen oder gar der Zerstörung, durch die die weitere Funktion der Heißdüse beeinträchtigt oder gar unmöglich wird. Deswegen muß man
die Wandstärke ganz erheblich vergrößern, um die gewünschte mechanische Widerstandsfähigkeit sicherzustellen. Das bedeutet, daß die bekannte Heißdüse eine
sehr erhebliche Masse besitzen muß, die nicht nur kostenaufwendig ist sondern auch die Masse des
Raketentriebwerkes in unerwünschter Weise vergrößert.
Daneben ist eine Heißdüse bekannt (US-PS 38 26 708), die eine auf eine metallische Verkleidung
aufgebrachte Auskleidung aus isolierenden Gewebeabschnitten, z. B. einem Gewebe aus Kohlenstoffasern
oder Graphit besitzt und das mit Kunststoff imprägniert ist
Ganz allgemein hat man zurr Aufbau von Heißdüsen karbonierte Stoffe verwendet. Diese bieten besondere
Vorteile, nämlich ein günstiges Verhältnis zwischen mechanischer Festigkeit und Dichte, eine sehr gute
Stabilität ihrer mechanischen Eigenschaften bei hoher Temperatur, einen hohen Wärmeentzug und schließlich
eine Sublimationstemperatur von 4000° K.
Zunächst hat man die innere Schutzschicht einer Düse
aus polykristallinen Graphit hergestellt. Dabei wurde das Strömungsteil aus einem Block herausgearbeitet
und anschließend ein einer Metallbandage montiert.
wobei ein Wärmeschutz wie beispielsweise ein feuerfester Kitt zwischen beiden angeordnet wurde. Das führte
alsbald zu Grenzen die durch den Zuschnitt und die Abmessung der herstellbaren Graphitblöcke gegeben
ι waren. Nachteilig war auch eine zu hohe Bruchigkeil des polykristallinen Graphits, der beim Abschuß völlig
unbestimmbare Risse zeigte.
Infolgedessen wurde Pyrographit verwendet, um das Erosionsverhalten zu verbessern. Pyrographit gibt es in
ίο Form von Tafeln oder Planen begrenzter Dicke von
etwa 1 cm. Infolgedessen war man gezwungen, derartige Platten rechtwinklig zur Achse der Düse übereinander zu stapeln, welche zwischen Teilen aus polykristallinem Graphit insbes. im Bereich des Düsenhalses fixiert
wurde. Ein derartiger Aufbau führt zu einem äußerst unregelmäßigen Strömungsprofil beim Abschuß. Außerdem zwang die äußerst große Anisotropie der
thermischen und mechanischen Eigenschaften des Pyrographit ein entsprechendes Spiel zum Ausgleich
der Wärmedehnungen vorzusehen, wodurch die Montage der Düse kompliziert und ihre Zuverlässigkeit
verringert wurde.
In neuerer Zeit wurde die innere Schutzschicht der Düse aus Stoffen hergestellt, welche aus einer Mischung
Kohlenstoff-Kohlenstoff bestehen, wobei mehrere Herstellungsverfahren bekannt sind. Ein derartiges Material
besteht aus übereinanderliegenden Gewebelagen aus Graphit oder Kohlenstoff, welche mit Hilfe von Phenoloder Furfurylharzen verdichtet oder verfestigt sind.
in Der Bereich des Düsenhalses besteht dabei aus
mehreren übereinander angeordneten Ringen aus diesem Material, welche im Metallgehäuse mittels eines
Isoliermittels wie beispielsweise einer Phenolisolierung montiert sind. Die Verwendung dieses Isoliermaterials,
welche den integrierten Teil der Düse im Raketentriebwerk und gleichzeitig des divergierenden Teils bildet,
wird aufgrund der Herstellungsschwierigketten und wegen des Verhaltens im Betrieb erforderlich, wie dies
bereits bei der Herstellung von Düse aus Pyrographit
der Fall war. Außerdem wurde bei*s>
Abschuß laufend festgestellt, daß Risse infolge der Ablösung der einzelnen Schichten auftraten.
Um diese Nachteile zu beheben, wurde versuchsweise
der Kompositstoff aus einem multidirektionellen Gewe-
■*■">
be hergestellt. Dabei wird durch multidirektionelles Weben ein massiver Substratblock hergestellt, aus
welchem anschließend das gewünschte Düsenteil herausgearbeitet wird. Di« Abmessung dieser Teile ist
jedoch durch die Schwierigkeiten der Verfestigung des
Gewebes und insbes. durch die Herstellungskosten des
Substratblockes beschränkt. Deswegen hat man die Düse aus mehreren Teilen aufgebaut, welche in der
g'eichen Weise wie bisher montiert wurde, so daß sich die gleichen Nachteile ergaben. Andererseits hat man
« auch versucht, ein multidirektionelles Kompositieil für
den Halsbereich und ein herkömmliches Kompositteil aus Kohlenstoff-Kohlenstoff für den divergierenden
Bereich zu verwenden. Dabei wird der Halsbereich nur noch in Höhe der Verbindung mit dem divergierenden
Teil oder mit dem Aufbau in einem Metallgehäuse festgehalten. Dagegen erfordert das divergierende Teil
ein Metallgehäuse. Damit lassen sich zwar Gewichtseinsparungen erzielen, es ergeben sich jedoch wieder
Schwierigkeiten bei der Herstellung und Dimensionie-
hr> rung der Verbindung zwischen den Teilen.
Der Erfindung lieg' deshalb die Aufgabe zugrunde,
eine Heißdüse der eingangs beschriebenen Gattung anzugeben, welche selbst bei hoher Temperatur eine
jehr hohe mechanische Festigkeit besitzt und daher jedes Metallgehäuse unnötig macht. Die Düse soll in
ihrem Aufbau äußerst leicht und einfach sein, gleichzeitig aber auch sehr betriebssicher sein und zu einem
günstigen Preis herstellbar sein. Vorzugsweise soll die Heißdüse oneniierbar, d. h. relativ zum Raketentriebwerk einstellbar oder ausricht^ar sein.
Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß das einstückige Teil entsprechend der Düsenform dreidimensional
aus einem Kohlenstoffsubstrat gewsfat und
dann durch Einlagerung von Kohlenstoff zu einem Kohlenstoff-Kohlenstoff-Mischgefüge verdichtet ist.
Die srfindungsgemäße Heißdüse ist aus Fäden oder
Filamenten aufgebaut, die sich dreidimensional, d. h. in
allen drei Richtungen des Raumes erstrecken. Das Material ist nicht imprägniert, dafür aber verdichtet,
indem die Kohlenstoffasern durch Kohlenstoffmaterial von diesen umgeben werden, so daß im Ergebnis ein
Mischgefuge entsteht, das ausschl. aus Kohlenstoffmaterial
aufgebaut ist. Die Verdichtung dieses Mischgefüges kann z. B. in der Dampfphase oder unter Verwendung
von Pech erfolgen.
Damit entsteht eine Heißdüse mit einteilige·! Aufbau,
die wesentlich einfacher, wirtschaftlicher und zuverlässiger ist als die bisher bekannten Strukturen. Derartige
Heißdüsen passen sich wesentlich besser als die bisher bekannten Düsenkonstruktionen den Betriebsbedingungen
an, denen sie ausgesetzt sind.
Nach bevorzugter Ausführungsform der Erfindung soll das in einem Stück gefertigte Teil einen ersten
wärmeisolierenden Ring tragen, an welchem eine Düseneinstelleinrichtung angreift, sowie einen zweiten
wärmeisolierenden Ring, an welchem eine nachgiebige, ein Verschwenken des in einem Stück gefergigten Teils
zulassende Abstützung angreift
Diese Einstelleinrichtungen sind grundsätzlich bekannt (vgl. Zeitschrift »L'Aeronautique et L'Astronautique«,
Nr. 43,1973.5, Seite 25).
Die Erfindung wird nachstehend anhand eines in der einzigen Figur dargestellten Ausführungsbeispiels im
einzelnen erläutert
Die Figur zeigt in schematischer Darstellung einen Axialschnitt durch eine erfindungsgemäße Düse und
ihre Bedienungsorgane, wobei allerdings nur eine Hälfte der Düse dargestellt ist
Ein Raketentriebwerk, von welchem in der Figur ein
Teil des Bodens 1 sichtbar ist, besitz·; eine Düse 2. Diese besteht in Form eines einteiligen Umdrehungsteiles um
die Achse A aus einem Kohlenstoff-Substrat, welches durch dreidimensionale Webung hergestellt wird, und
zwar direkt in der gewünschten Form, welche insbesondere den konvergierenden Abschnitt 3, den
Hals 4 und den divergierenden Teil 5 der Düse 2
hervortreten läßt.
Diese einteilige Düse 2 ist im Bereich des divergierenden
Teiles 5 von zwei wärmeisolierenden Ringen 6 und 7 umgeben, welche aus feuerfestem Kitt oder aus
feuerfesten Fasern wie beispielsweise Kieselerde- oder Asbestfasern armiertem Kunstharz oder Preßstoff
hergestellt werden können. Diese Ringe 6 und 7 sind an der Wandung der Düse 2 befestigt und stützen sich
jeweils auf Ringrippen 8 und 9 ab, welche an der Außenseite der Düse 2 beim Weben hergestellt wurden.
Der Ring 6 ergibt die mechanische Verbindung ohne Wärmeübertragung von der heißen Wandung der Düse
2 an eine »kalte« Abstützung 10, welche die Düse 2 nachgiebig abstützt. Diese nachgiebige Abstützung 10
besteht aus einem inneren Metallbeschlag 11. welcher
den Ring 6 umgibt und fest mit diesem verbunden ist, aus einem mit dem Boden 1 des Triebswerkes über einen
Ansatz IS fest verbundenen äußeren Metallbeschlag 12 und aus einem nachgiebigen SchichtCiock 13 aus einem
Elastomer, welcher zwischen den Beschlagen 11 und 12
angeordnet und vorzugsweise seitlich durch Wärmeschutzmembranen 14a und 146 geschützt ist welche
gleichzeitig einen Schutz gegenüber dem Angriff äußere· Wirkstoffe wie Ozon ergeben. Diese Membranen
sind verformbar und beispielsweise aus Gummi hergestellt
Ein zusätzlicher Schutz dieser nachgiebigen Abstützung 10 kann triebwerksseitig vorgesehen werden. Bei
dem dargestellten Ausführungsbeispiel besteht dieser Schutz aus einer fest mit dem Boden 1 des Triebwerkes
verbundenen Ablenkplatte IS und einer fest mit der Wandung der Düseverbundenen und mit derselben
bewegbaren Ablenkplatte 16. Die Ablenkplatte 15 besitzt eine Metallseele 17, welche mit einem Kompositstoff
wie einem Schichtstoff umhüllt ist Die Ablenkplatte 16 besteht aus dem gleichen Material wie der
durchgehende Ring 6 oder aus einem analogen Material. Die auf diese Weise gebildete Schikane soll die
Zirkulation der heißen Gase in Richtung auf Membrane 14a begrenzen.
Der Ring 7 trägt einen oder mehrere MetalSkästen 19,
wobei mit dem dargestellten Kasten über eine Gelenkverbindung 20 ein Servotrieb 21 verbunden ist,
welcher die Düse um einen Drehpunkt 0 verschwenken kann, und über ein weiteres Gelenk 22 mit einem Teil 23
verbunden ist welches auf dem Ansatz 18 und damit am Triebwerk befestigt ist
Claims (2)
1. Heißdüse für Raketentriebwerke, insbes. Feststoff-Raketentriebwerke, mit einem einzigen, in
einem Stück gefertigten Teil, welches die verschiedenen Abschnitte der Düse hervortreten läßt,
dadurch gekennzeichnet, daß das einstükkige Teil (2) entsprechend der Düsenform dreidimensional aus einem Kohlenstoff-Substrat gewebt
und dann durch Einlagerung von Kohlenstoff zu einem Kohlenstoff-Kohlenstoff-Mischgefüge verdichtet ist.
2. Heißdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das in einem Stück gefertigte Teil (2)
einen ersten wärmeisolierenden Ring (7), an welche eine Düseneinstelleinrichtung (21) angreift, sowie
einen zweiten wärmeisolierenden Ring (6) trägt, an welchem eine nachgiebige, ein Verschwenken des in
einem Stück gefertigten Teils zulassende Abstützung (10) angreift.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR7733442A FR2408037A1 (fr) | 1977-11-07 | 1977-11-07 | Tuyere chaude |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2848114A1 DE2848114A1 (de) | 1979-05-17 |
DE2848114B2 DE2848114B2 (de) | 1980-10-16 |
DE2848114C3 true DE2848114C3 (de) | 1981-07-09 |
Family
ID=9197340
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2848114A Expired DE2848114C3 (de) | 1977-11-07 | 1978-11-06 | Heißdüse für Raketentriebwerke |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2848114C3 (de) |
FR (1) | FR2408037A1 (de) |
GB (1) | GB2007773B (de) |
IT (1) | IT1099864B (de) |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2450356A1 (fr) * | 1979-02-27 | 1980-09-26 | Aerospatiale | Agencement de pilotage d'un propulseur d'engin a propergol solide |
FR2470253A1 (fr) * | 1979-11-23 | 1981-05-29 | Snecma | Tuyere orientable pour propulseur a reaction |
US4967599A (en) * | 1980-05-19 | 1990-11-06 | Societe Europeenne De Propulsion | Mechanical and insulating connection between a nozzle and the filament-wound casing of the combustion chamber of a solid propellant rocket motor |
FR2516609A1 (fr) * | 1981-11-19 | 1983-05-20 | Snecma | Dispositif de fixation de deux pieces de revolution en materiaux ayant des coefficients de dilatation differents |
RU2529749C1 (ru) * | 2013-07-17 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала |
RU2632393C1 (ru) * | 2016-07-04 | 2017-10-04 | Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Подвесной шарнир поворотного сопла из композиционных материалов и способ его изготовления |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3140584A (en) * | 1959-05-07 | 1964-07-14 | Thiokol Chemical Corp | Steering device for rocket-powered vehicles |
DE1203646B (de) * | 1962-12-21 | 1965-10-21 | Studebaker Corp | Geschichtete, faserverstaerkte Kunststoffwandung fuer Flugkoerper, Raketenantriebe u. dgl. |
FR1554059A (de) * | 1968-01-17 | 1969-01-17 | ||
US3826708A (en) * | 1970-05-18 | 1974-07-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Rocket nozzle liner construction |
GB1334592A (en) * | 1971-01-21 | 1973-10-24 | Imp Metal Ind Kynoch Ltd | Flexible duct assemblies |
DE2350103A1 (de) * | 1973-10-05 | 1975-04-10 | Bayern Chemie Gmbh Flugchemie | Schwenkduese an einem gasleitrohr eines raketentriebwerks |
-
1977
- 1977-11-07 FR FR7733442A patent/FR2408037A1/fr active Granted
-
1978
- 1978-10-30 IT IT29247/78A patent/IT1099864B/it active
- 1978-11-02 GB GB7842942A patent/GB2007773B/en not_active Expired
- 1978-11-06 DE DE2848114A patent/DE2848114C3/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2007773A (en) | 1979-05-23 |
FR2408037A1 (fr) | 1979-06-01 |
DE2848114A1 (de) | 1979-05-17 |
IT1099864B (it) | 1985-09-28 |
IT7829247A0 (it) | 1978-10-30 |
FR2408037B1 (de) | 1981-11-27 |
DE2848114B2 (de) | 1980-10-16 |
GB2007773B (en) | 1982-04-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3037199C2 (de) | Verfahren zum Herstellen von Formkörpern aus Siliziumkarbid oder Formkörpern aus Graphit oder graphitähnlichem Werkstoff mit einer aus Siliziumkarbid bestehenden Oberfläche | |
DE8231578U1 (de) | Feuerfeste auskleidungsmatte aus fasermaterial mit befestigungseinrichtungen zur befestigung an einer wand oder dergleichen | |
DE1270790B (de) | Kunstharzgebundener Faserstoffschichtbauteil | |
DE2609074C2 (de) | Formverfahren zur Herstellung eines feuerfesten Bauelementes | |
DE2848114C3 (de) | Heißdüse für Raketentriebwerke | |
DE3224001A1 (de) | Brandschutz-gebaeudebauteil | |
AT391107B (de) | Verbundbauteil, bestehend aus mindestens zwei teilen aus unterschiedlichen fasermaterialien | |
DE2201346A1 (de) | Elektrische Maschine | |
DE4013146A1 (de) | Verfahren zur herstellung eines flexiblen keramischen elements sowie flexibles keramisches element | |
DE3841918C1 (de) | ||
DE60037704T2 (de) | Schwimmende Isolierwand für gerichtet erstarrtes Giessen | |
DE1946018A1 (de) | Feuerfestes Verbundisoliermaterial und Verfahren zu seiner Herstellung | |
EP0148434A1 (de) | Heissgasbehälter mit Isolierung aus einander überlappenden keramischen Körpern | |
DE2648542C2 (de) | Wand für einen elektrischen Industrieofen | |
DE1959976A1 (de) | Leichtbauteil aus Kunststoffroehrchen | |
DE3135714C2 (de) | Feuerfester Isolierverbundblock und dessen Verwendung | |
DE2338337A1 (de) | Kernreaktoranlage | |
DE3544022C2 (de) | ||
DE1483617A1 (de) | Isoliertafel fuer Waermehauben | |
DE60302210T2 (de) | Faserverstärktes Bauelement und Verfahren zu dessen Herstellung | |
EP1797976A2 (de) | Spülkegel | |
DE202005011631U1 (de) | Zusammengesetztes Graphitbauteil | |
CH679244A5 (en) | Armoured vehicle cladding - comprises flat elastic prestressed and reinforced plates between enclosing layers | |
DE2633054C2 (de) | Vorrichtung zur Einleitung von Gasen in Flüssigkeiten enthaltende Reaktionsgefäße | |
DE3205165C2 (de) | Mörtelmischung für dreischalige Hausschornsteine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OAP | Request for examination filed | ||
OD | Request for examination | ||
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |