DE4126583A1 - Gasgenerator, Verfahren zu dessen Herstellung und dessen Verwendung - Google Patents

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Raketenmotoren und andere Gasgeneratoren. Spezieller betrifft die Erfindung Gasgeneratoren, die Verbundgehäuse haben, d. h. Gehäuse, die aus einem Fasermaterial aufgebaut sind, welches mit einem Harz oder anderen Matrixmaterial imprägniert ist obwohl die vorliegende Erfindung hier unter Bezug auf Raketenmotoren beschrieben ist, sollte sie so verstanden werden, daß auch andere Arten von Gasgeneratoren innerhalb des Erfindungsgedankens liegen sollen.

Das Abbrennen eines Treibmittelmaterials in einem Raketenmotorgehäuse erzeugt Gase, die steuerbar durch eine Düse abgegeben werden, um Schubkraft für den Antrieb des Raketenmotors zu erzeugen. Das Treibmittelmaterial wird für eine solche Verwendung mit Hilfe eines Zündersystems gezündet. Jede Treibmitteltype hat jedoch eine Selbstzündungstemperatur, d. h. eine Temperatur, bei welcher das Treibmittel automatisch gezündet wird. Das Treibmittel für einen speziellen Raketenmotor wird somit danach ausgewählt, daß es eine Selbstzündungstemperatur hat, welche wesentlich höher als der Bereich der Umgebungstemperatur für die Lagerung und Verwendung des Raketenmotors ist. Wenn infolge eines unerwarteten Feuers nahe einem gelagerten Raketenmotor das Treibmittelmaterial in dem Raketenmotor so heiß wird, daß es selbst zündet, kann nicht nur die Feuergefahr gesteigert werden, sondern der Raketenmotor kann auch angetrieben werden, so daß die Gefahr einer Katastrophe wächst. Obwohl eine solche Gefahr eines Antriebs mit anderen Arten von Gasgeneratoren weniger weit verbreitet sein mag, ist es dennoch erwünscht, die Gefahr eines katastrophalen Zersprengens aufgrund eines starken Druckaufbaues in ihm zu verhindern.

Eine große Energiemenge ist unwirtschaftlich erforderlich, um die Fasermaterialstränge in einem Raketenmotorgehäuse für dessen Entlüftung zu trennen und so die Wirkungen einer solchen Gefahr durch eine Hohlladung oder dergleichen zu vermindern, welche die Einführung eines Hilfssystems erfordert, das während des normalen Betriebs in unwirtschaftlicher Weise keine Funktion haben kann. Wenn eine äußere Hohlladung, die entlang dem Gehäuse verläuft oder um dieses herumgewickelt ist, oder ein anderes Hilfssystem verwendet wird, das Gehäuse oder einen anderen Druckkessel zu öffnen, können in unerwünschter Weise zusätzliche Kosten und/oder zusätzliches Gewicht sowie auch möglicherweise eine Umhüllung erforderlich sein. Ein solches Hilfssystem steigert auch die Kompliziertheit und vermindert damit die Gesamtzuverlässigkeit, da es ein zusätzliches Element gibt, das versagen kann. Somit ist es erwünscht, die Möglichkeit der Lösung der Aufgabe zu bekommen, das Gehäuse oder einen anderen Druckkessel ganz ohne Verwendung von Hohlladungen oder anderen Hilfssystemen zu öffnen.

Herkömmlicherweise verwendete Metalle verlieren nicht an Festigkeit bei einer genügend niedrigen Temperatur. Streifenwickelkonstruktionen (spiralige laminierte Bogengestaltungen) verlieren Festigkeit im Kleber zwischen den Laminierungen. Wenn jedoch das unbeabsichtigte Erhitzen ziemlich örtlich begrenzt erfolgt, können die Streifen an ihren Enden verankert bleiben, was dazu führt, daß die Struktur in unerwünschter Welse weiterhin Druck widersteht. Herkömm­ liche Fadenwickelbehälter können sich beim Erhitzen ähnlich verhalten.

Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verbundgehäuse für einen Raketenmotor oder einen anderen Gasgenerator zu bekommen, das bei einer Temperatur entlüftbar oder entgasbar ist, die wesentlich oberhalb des Bereiches der Umgebungstemperatur für seine Lagerung und Verwendung liegt, die aber wesentlich niedriger als die Selbstzündungs­ temperatur von darin gebildetem Gas ist, so daß ein katastrophaler Antrieb oder ein Zerbersten des Gehäuses verhindert wird.

Es ist ein anderes Ziel der vorliegenden Erfindung, das Gehäuse in einer Weise zu entlüften oder entgasen, die zuverlässig und wirtschaftlich ist.

Noch ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine solche Entlüftung oder Entgasung ohne das Erfordernis von Hohlladungen oder anderen Hilfssystemen für jenen Zweck zu erreichen.

Um einen solchen entgasbaren Gasgenerator zu bekommen, der keine Hohlladungen oder andere Hilfssysteme erfordert, ist gemäß der Erfindung das Gehäuse aus einem matriximprägnierten Fasermaterial aufgebaut, wobei das Fasermaterial dadurch gekennzeichnet ist, daß es einen Schmelzpunkt hat, welcher wesentlich höher als der Bereich der Umgebungstemperatur, welcher der Gasgenerator normalerweise ausgesetzt wird, und wesentlich niedriger als die Temperatur, bei der das gaserzeugende Material in dem Gehäuse automatisch zündet, ist. Das Matrixmaterial ist vorzugsweise mit aktinischer Strahlung bei einer Temperatur härtbar, die wesentlich niedriger als die Schmelzpunktstemperatur des Fasermaterials ist
Andere Ziele, Merkmale und Vorteile der Erfindung werden aus der nachfolgenden detaillierten Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung offenbar, welche in Verbindung mit der beiliegenden Zeichnung gesehen werden sollten.

In der Zeichnung bedeuten

Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt eines Raketenmotors nach der Erfindung und

Fig. 2 eine schematische Darstellung, die ein Verfahren zur Herstellung des Gehäuses für den Raketenmotor nach Fig. 1 gemäß der Erfindung erläutert.

In Fig. 1 ist mit 10 ein Raketenmotor erläutert, der ein längliches, allgemein zylindrisches Gehäuse 12 enthält, welches eine Längsachse 30 hat. Ein gewölbtes Teil 14 ist mit dem Gehäuse 12 verbunden, um dessen Vorderende zu verschließen, und das Hinterende ist mit einer Düsenanordnung 16 verbunden, die vom konvergierend-divergierenden Typ sein kann, welche sich herkömmlicherweise in Raketenmotoren findet. In dem Gehäuse 12 enthalten ist ein geeignetes gaserzeugendes Material bzw. festes Treibmittel 18, welches an der Innenwand des Gehäuses 12 mit einer geeigneten Auskleidung (nicht gezeigt) und einem Isolationsmaterial (nicht gezeigt) zwischen dem Treibmittel 18 und dem Gehäuse 12 befestigt sein kann. Das Gehäuse 12, das gewölbte Teil 14 und die Düse 16 definieren einen "Druckbehälter" für die gesteuerte Abgabe von Gasen aus der Verbrennung des Treibmittels 18 durch die Düse. Obwohl das Treibmittel 18 von irgendeiner geeigneten Type für die speziell beabsichtigte Anwendung sein kann, kann ein Beispiel hierfür in der US-Patentschrift 4 764 319 gefunden werden, auf die hier Bezug genommen wird. Für den Betrieb des Raketenmotors 10 kann das Treibmittel 18 durch einen geeigneten herkömmlichen Zünder gezündet werden, der schematisch bei 20 gezeigt ist, um rasch Gase zu erzeugen, die durch den engen Hals der Düse 16 gehen und so Schubkraft für deren Antrieb erzeugen. Das Gehäuse 12 kann aus aufgewickelten Fäden bestehen oder anderweitig zweckmäßig hergestellt sein, wie durch Flechten auf einen Dorn, wie bei 70 in Fig. 2 erläutert ist, gemäß Prinzipien, die dem für die Erfindung zuständigen Fachmann allgemein bekannt sind und wie nachfolgend beschrieben ist, wobei solche Wicklungen mehrere Schichten von Fasermaterialsträngen 76 aufweisen, die mit einem Matrixmaterial 90 imprägniert sind.

Der Bereich der Umgebungstemperatur für die Lagerung und Verwendung des Raketenmotors 10 kann Temperaturen bis zu vielleicht 165°F einschließen. Das Treibmittel 18 kann vielleicht eine Selbstzündungstemperatur, d. h. die Temperatur, bei der das Treibmittel automatisch zündet, von 400°F haben. Im Falle eines Feuers an der Stelle, wo der Raketenmotor 10 gelagert wird, kann die Temperatur denkbar die Selbstzündungstemperatur erreichen, so daß das Treibmittel gezündet wird. Wenn das Gehäuse nicht geschwächt wird, um sein Zerbersten oder Entgasen bei Zündung des Treibmittels zu erlauben, ist das einzige Mittel für das Entweichen der Treibmittelgase jenes durch die Düse 16 mit dem Ergebnis, daß der Raketenmotor 10 unter Bildung eines Katastrophen­ falles angetrieben wird. Um einen solchen katastrophalen Antrieb des Raketenmotors 10 im Falle eines Feuers oder dergleichen zu verhindern, wird das Gehäuse 12 dazu gebracht, sich zu schwächen, wenn es einer Temperatur zwischen der genannten Umgebungstemperatur und der Selbstzündungstemperatur ausgesetzt wird, so daß sich Öffnungen oder Entgasungsöffnungen darin bilden können, um Verbrennungsgase abfließen zu lassen, so daß ein Antriebsdruckanstieg verhindert wird, wenn das Treibmittel 18 selbst zündete. Um ein solches Entgasen zu bekommen, wobei überhaupt keine Hohlladungen oder anderen Hilfssysteme erforderlich sind, ist gemäß der vorliegenden Erfindung das Fasermaterial 76 ein Material, welches dadurch gekennzeichnet ist, daß es außer genügend hoher Festigkeit für die beabsichtigte Verwendung einen Schmelzpunkt zwischen der oben erwähnten Umgebungstemperatur und Selbstzündungstemperatur hat, wobei sich der Garnanteil der Verbundmembran des Gehäuses 12 schwächt, wenn man in die Nähe des Schmelzpunktes des Garnes 76 kommt, aber nicht beginnt, sich zu schwächen, bis es eine Temperatur wesentlich höher als die oben erwähnte Umgebungstemperatur erreicht hat, und wobei die Garnfestigkelt verlorengeht, wenn der Schmelzpunkt erreicht wird. Diese mittlere Temperatur sollte wesentlich oberhalb des Bereiches der Umgebungstemperatur sein, so daß das Gehäuse nicht vorzeitig geschwächt wird, doch sollte sie wesentlich unterhalb der Treibmittel­ selbstzündungstemperatur liegen, so daß die Schwächung des Gehäuses wirksam wird. Für die oben diskutierte Umgebungstemperatur und Selbstzündungstemperatur für den Raketenmotor 10 kann das Fasermaterial 76 beispielsweise eine Polyolefinfaser, wie Fasermaterial Spectra 1000, sein, welches von der Faserabteilung (Petersburg, Va.) der Firma Allied Corporation in Morristown, N. J. vertrieben wird und welches einen Schmelzpunkt von etwa 285°F hat, damit sich das Gehäuse 12 für seine Entgasung schwächen kann, so daß der Raketenmotor 10 nicht angetrieben wird oder ein Druckbehälter nicht anderweitig katastrophal zerbirst, wenn im Falle eines Feuers das gaserzeugende Material oder Treibmittel 18 selbstzündet. Es soll dies so verstanden werden, daß auch andere Fasermaterialien geeignete Festigkeit haben, wie Polyethylenfasermaterial Spectra 900, das auch von der Faserabteilung der Allied Corporation vertrieben wird, bestimmt nach den Prinzipien, die dem für die Erfindung zuständigen Fachmann allgemein bekannt sind, und ein geeigneter Schmelzpunkt in Bezug auf die Selbstzündungstemperatur des gas­ erzeugenden Materials 18 und der Bereich der Umgebungstemperatur werden so verstanden, daß sie innerhalb des Umfangs der vorliegenden Erfindung kommen, d. h. für eine Selbstzündungs­ temperatur von etwa 400°F kann ein Schmelzpunkt im Bereich von etwa 200 bis 300°F geeignet sein, solange der Schmelzpunkt genügend höher als der Bereich der Umgebungstemperatur liegt, so daß die Faser bei Umgebungstemperatur nicht geschwächt wird. Somit kann Polyolefinfaser für einen Bereich der Umgebungstemperatur bis zu etwa 165°F verwendet werden.

Die Verwendung von Polyolefinfaser und anderer geeigneter Faser mit einem Schmelzpunkt im oben erwähnten Schmelzbereich begrenzt die Temperatur, bei der das Gehäuse 12 gehärtet werden kann, auf wesentlich weniger als diesen Schmelzpunkt zwischen etwa 200 und 300°F. Harze erfordern jedoch typischerweise eine Härtung bei höheren Temperaturen als dieser. Um eine Härtung des Gehäuses 12 bei genügend niedriger Temperatur zu gestatten, so daß das Fasermaterial 76 nicht zerstört wird, ist das Matrixmaterial 90 ein solches, das durch aktinische Strahlung härtbar ist, beispielsweise durch Ultraviolettlichtstrahlung, die das zu härtende Matrixmaterial nicht merklich erhitzt.

Äußere Isolierung (nicht gezeigt), die häufig in solchen Raketenmotoren als Schutz der Gehäusemembran gegen aerodynamisches Erwärmen während des Fluges verwendet wird, würde auch in der Lagerungsumgebung als ein Schutz gegen unnötige Zerstörung dienen, falls während der Lagerung ein kleineres Feuer auftreten sollte. Die Verwendung einer solchen äußeren Isolierung beruht auf der Feststellung, daß aerodynamisches Erwärmen mit geringeren Aufwendungen an Gewicht und/oder Umhüllung durch Verwendung von Isolierung als durch eine Steigerung der Gehäusemembrandicke in Betrachtung ihres Festigkeitsverlustes bei erhöhter Temperatur ausgeglichen wird. Eine solche Isolierung dient auch als Schutz gegen Korrosion und gegen Schlagzerstörung während der Handhabung.

Um ein Raketenmotorgehäuse 12 oder ein anderes Druckgefäßgehäuse zu wickeln, wird unter Bezugnahme auf Fig. 2 der Dorn 70 mit der erwünschten Form in geeigneter Weise auf eine drehbare Welle oder Achse 72 aufgesetzt, die zweckmäßig von geeigneten Trägern 74 getragen wird und gedreht wird, wie durch Pfeile 77 angegeben ist. Das Garn oder Taue 76 von Polyolefinfasern oder anderem geeignetem Fasermaterial werden von einer Faserspule 78 durch oder um geeignete herkömmliche Spanneinrichtungen 80 zum unteren Teil einer geeigneten Rolle 82 gebracht. Das Garn 76 wird zwischen Rolle 82 und einer kleineren Rolle 84 geführt, auf die in zweckmäßiger Weise eine Spannung aufgebracht wird, wie bei 86 erläutert ist, und wird dann zu einem geeigneten herkömmlichen Abgabekopf 88 überführt, von welchem das Garn 76 auf den Dorn 70 gebracht wird, während dieser rotiert. Das durch Ultraviolettstrahlung oder anderweitig durch geeignete aktinische Strahlung härtbare Matrixmaterial 90 ist in einem Behälter 92 enthalten, in welchem der Bodenabschnitt der Rolle 82 untergetaucht ist, während sie rotiert, so daß das Matrixmaterial 90 auf das Garn 76 aufgebracht wird, während dieses entlang der unteren Fläche der Rolle 82 und durch das Matrixbad 90 geführt wird. Der Abgabekopf 88 ist, wie bei 94 erläutert ist, parallel zu der Achse 72 für die Abgabe von Garn 76 entlang der Länge des Dorns 70, während dieser Rotlers, bewegbar. Die Drehgeschwindigkeit des Domes 70 und die Abgabe von Garn 76 und die Geschwindigkeit der Verschiebung des Abgabekopfes 88 in den Richtungen 94 werden nach den Prinzipien, die dem für die Erfindung zuständigen Fachmann bekannt sind, reguliert, um nach Prinzipien, die dem die Erfindung betreffenden Fachmann allgemein bekannt sind, den Faden auf dem Dorn 70 aufzuwickeln oder das Garn 76 anderweitig in geeigneter Welse aufzubringen.

Während das Garn 76 auf den Dorn 70 aufgebracht wird, wird es, wie bei 98 erläutert ist, von einer geeigneten Quelle 96 für aktinische Strahlung, wie Violettstrahlung, einer solchen Strahlung ausgesetzt, um das Matrixmaterial 90 unmittelbar wenigstens teilweise zu härten oder seine Härtung einzuleiten und so das Garn 76 in der erwünschten Position zu verankern. Die spezielle Dosierung der Strahlung 98 kann gemäß Prinzipien gewählt werden, die dem für die Erfindung zuständigen Fachmann allgemein bekannt sind, um ausreichendes und zeitiges Härten des Matrixmaterials 90 zu erreichen.

Das Matrixmaterial 90 kann zweckmäßig eine durch aktinische Strahlung härtbare erste Harzkomponente und eine zweite Harzkomponente, die anschließend nach der Härtung der ersten Harzkomponente durch aktinische Strahlung gehärtet wird und somit unter Bedingungen aktinischer Strahlung, die für die Härtung der ersten Harzkomponente wirksam sind, nicht gehärtet wird, umfassen, wie in der US-Patentschrift 4 892 764 beschrieben ist, auf die hier ausdrücklich Bezug genommen wird. Wie darin diskutiert ist, kann die erste Harzkomponente irgendein geeignetes Harz umfassen, welches unter Bedingungen aktinischer Strahlung in solchem Umfang gehärtet werden kann, daß die resultierende teilweise gehärtete Masse der Zusammensetzung, die die erste und zweite Harzkomponente umfaßt, immobilisiert wird, d. h. daß die Lage der teilweise gehärteten Zusammensetzung derart räumlich fixiert wird, daß sie während der anschließenden Härtung der zweiten Harzkomponente nicht wandert und dabei bewirkt, daß das Garn 76 in seiner Stellung verankert wird. Die zweite Harzkomponente kann so härtbar sein, braucht es aber nicht, je nach der erwünschten Härtung und Harzzusammensetzung. Wenn jedoch beide, das erste und das zweite Harz, durch aktinische Strahlung härtbar sind, ist die zweite Harzkomponente unter den Bedingungen aktinischer Strahlung, die für die Härtung der ersten Harzkomponente wirksam sind, nicht härtbar. Demnach können zu der Zusammensetzung Photoinitiatoren in einer Menge zugegeben werden, die wirksam ist, auf die aktinische Strahlung zu reagieren und eine Härtung des verbundenen Harzes über eine wesentliche Polymerisation desselben einzuleiten. Die zweite Harzkomponente der Zusammensetzung kann irgendein geeignetes Harz sein, das mit der Zusammensetzung verträglich ist und das bei der Härtung die erwünschten physikalischen und Leistungseigenschaften, wie Festigkeit in dem fertigen Gegenstand, liefert, wobei diese Eigenschaften gemäß den Prinzipien bestimmt werden können, die dem für die Erfindung zuständigen Fachmann allgemein bekannt sind. So kann die zweite Harzkomponente über eine lange Zeitdauer unter Umgebungstemperatur oder bei anderen geeigneten Härtungsbedingungen, die dem Fachmann allgemein bekannt sind, härtbar sein. Es ist jedoch verständlich, daß die Erfindung nicht auf diese Type von Matrixmaterial beschränkt ist und daß irgendein geeignetes durch aktinische Strahlung härtbares Matrixmaterial, das die erwünschten physikalischen und Leistungseigenschaften liefert, unter den Erfindungsgedanken fällt Ruß in einer geeigneten Menge kann zu dem Matrixmaterial 90 zugegeben werden, um es derart opak zu machen, daß Blasen aus dem Blickfeld in dem Matrixmaterial entfernt werden können.

Zur Herstellung des Gehäuses 12 können gegebenenfalls Fäden direkt auf dem festen gasbiidenden Material 18 aufgewickelt oder anderweitig geeignet aufgebracht werden, und in diesem Fall kann das gegossene gaserzeugende Material 18 zweckmäßig auf Trägern 74 für eine Rotation und für eine Aufbringung von Fasermaterial 76 angeordnet werden, wie dies ähnlich für die Aufbringung von Fasermaterial auf dem Dorn 70 in Fig. 2 beschrieben ist, wobei die Aufwickelspannung gemäß Prinzipien bestimmt wird, die dem für die Erfindung zuständigen Fachmann allgemein bekannt sind.

Indem man für einen Raketenmotor oder ein anderes Gasgeneratorgehäuse ein geeignetes niedrigschmelzendes Fasermaterial vorsieht, das mit einem geeigneten Matrixmaterial imprägniert wird, welches durch aktinische Strahlung derart härtbar ist, daß das Fasermaterial während des Härtungsverfahrens nicht geschmolzen wird, kann der Raketenmotor oder andere Gasgenerator ohne Erfordernis von Hohlladungen oder anderen Hilfssystemen dazu gebracht werden, die Fähigkeit zu verlieren, inneren Druck bei einer niedrigeren Temperatur als der Selbstzündungs­ temperatur von festem Treibmittel oder anderem gaserzeugendem Material, welches darin enthalten ist, derart zu widerstehen, daß ein katastrophenartiger Antrieb oder ein Zerbersten des Gehäuses bei Feuer verhindert wird.

Claims (17)

1. Gasgenerator mit einem Gehäuse aus einem mit einem Matrixmaterial imprägnierten Fasermaterial und weiterhin mit einem in dem Gehäuse angeordneten gaserzeugenden Material, dadurch gekennzeichnet, daß das gaserzeugende Material automatisch zündet, wenn es einer Temperatur ausgesetzt wird, die wesentlich höher als der Bereich der Umgebungstemperatur ist, welcher der Gasgenerator normalerweise ausgesetzt ist, und daß das Fasermaterial einen Schmelzpunkt hat, welcher wesentlich höher als der Bereich der Umgebungstemperatur und wesentlich niedriger als die Temperatur, bei der das gaserzeugende Material automatisch zündet, ist.

2. Gasgenerator nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Matrixmaterial durch aktinische Strahlung bei einer Temperatur härtbar ist, die wesentlich niedriger als die Schmelztemperatur des Fasermaterials liegt.

3. Gasgenerator nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Fasermaterial aus Polyolefinfasern besteht.

4. Gasgenerator nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Matrixmaterial durch Ultraviolettlicht härtbar ist.

5. Gasgenerator nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Gasgenerator ein Raketenmotor ist.

6. Raketenmotor mit einem Gehäuse, das aus einem mit einem Matrixmaterial imprägnierten Fasermaterial aufgebaut ist und außerdem ein in dem Gehäuse angeordnetes festes Treibmittel umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß das feste Treibmittel automatisch zündet, wenn es einer Temperatur ausgesetzt wird, die höher als etwa 400°F ist, und daß das Fasermaterial einen Schmelzpunkt besitzt, der geringer als etwa 300°F ist und der wesentlich höher als der Bereich der Umgebungstemperatur liegt, welcher der Raketenmo­ tor normalerweise ausgesetzt wird.

7. Raketenmotor nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Matrixmaterial durch aktinische Strahlung bei einer Temperatur härtbar ist, die wesentlich geringer als die Schmelztemperatur des Fasermaterials ist.

8. Raketenmotor nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Fasermaterial aus Polyolefinfaser besteht.

9. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Matrixmaterial durch Ultraviolettlicht härtbar ist.

10. Verfahren zur Herstellung eines Gasgenerators, dadurch gekennzeichnet, daß man ein gaserzeugendes Material vorsieht, das automatisch zündet, wenn es einer Temperatur ausgesetzt wird, welche wesentlich höher als der Bereich der Umgebungstemperatur ist, welcher der Gasgenerator normalerweise ausgesetzt ist, ein Gehäuse aus mit einem Matrixmaterial imprägnierten Fasermaterial herstellt, wobei das Fasermaterial einen Schmelzpunkt besitzt, welcher wesentlich höher als der Bereich der Umgebungs­ temperatur ist und der wesentlich niedriger als die Temperatur ist, bei welcher das gaserzeugende Material automatisch zündet, das Matrixmaterial bei einer Temperatur härtet, die wesentlich niedriger als die Schmelztemperatur des Fasermaterials ist, und das gaserzeugende Material in dem Gehäuse anordnet.

11. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß man als gaserzeugendes Material ein festes Treibmittel verwendet und zur Herstellung des Gehäuses Fäden um das feste Treibmittel wickelt.

12. Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß man das Matrixmaterial härtet, indem man es aktinischer Strahlung aussetzt.

13. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß man als Fasermaterial Polyolefinfaser verwendet.

14. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß man das Matrixmaterial härtet, indem man es Ultraviolettlicht aussetzt.

15. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß man als Gasgenerator einen Raketenmotor gewinnt.

16. Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Temperatur, bei der das gaserzeugende Material automatisch zündet, höher als etwa 400°F ist und daß man ein Fasermaterial mit einem Schmelzpunkt verwendet, der geringer als etwa 300°F ist und der wesentlich größer als der Bereich der Umgebungstemperatur ist, welcher der Raketenmotor normalerweise ausgesetzt wird.

17. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß man das Gehäuse durch Aufwickeln des Fasermaterials herstellt.