DE4126583C2 - Gasgenerator, Verfahren zu dessen Herstellung und dessen Verwendung - Google Patents
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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 Raktenmotor 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 Weise weiterhin Druck widersteht. Herkömm
liche Fadenwickelbehälter können sich beim Erhitzen ähnlich verhalten.
Die DE 15 26 876 A beschreibt eine zerstörbare Rakete mit einem
glasfaserverstärken Kunstharzmantel, in den eine nicht detonierbare Festtreibstoffladung in Form
einer perforierten Folie eingearbeitet ist. Nach Erfüllung des Antriebsauftrages, d. h. der
Verwendung der Rakete, wird diese Treibstoffolie durch Zeitschaltglieder gezündet und der
Kunstharzbinder des Raketenmantels durch die Einwirkung der von der abbrennenden
Treibstoffolie erzeugten Hitze zerstört. Zurückbleiben soll ein lockeres Gewirr von Glasfasern.
Zusätzlich zu der Festtreibstoffladung ist zwischen die einzelnen Glasfaserlagen ein fester
Sauerstoffträger in fein pulverisierter Form eingearbeitet, der bei Zündung des Treibstoffes
Sauerstoffgas freisetzt. Hierdurch wird einerseits die bei der Treibstoffverbrennung entwickelte
Hitze für die Zerstörung des Kunstharzbinders erhöht und zudem Gas gebildet, das zur
Auflockerung des Glasfasergefüges beiträgt. Andererseits kann wegen der Verstärkung der
Hitzeentwicklung durch den Sauerstoffträger der für die erforderliche Hitzeentwicklung zur
Zerstörung des Kunstharzbinders notwendige Festtreibstoffanteil in der Raketenhülse vermindert
werden. Eine Sicherung der Rakete gegen ein Zerbersten des Gehäuses bei einer Selbstzündung
des Raketentreibstoffs bei der Lagerung der Rakete vor der Verwendung, z. B. aufgrund erhöhter
Umgebungstemperatur im Brandfalle, bietet dieses Raketengehäuse nicht.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht daher darin, 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.
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 4 764 319 A 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 74°C (165°F) einschließen. Das Treibmittel 18 kann vielleicht
eine Selbstzündungstemperatur, d. h. die Temperatur, bei der das Treibmittel automatisch zündet,
von 204°C (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 Katastrophenfalles 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 Garnfestigkeit
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 Treibmittelselbstzündungstemperatur
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 sein, die einen Schmelzpunkt von etwa 141°C
(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, bestimmt nach den Prinzipien, die dem für die Erfindung zuständigen
Fachmann allgemein bekannt sind. Ein geeigneter Schmelzpunkt in Bezug auf die
Selbstzündungstemperatur des gaserzeugenden Materials 18 und der Bereich der
Umgebungstemperatur werden so verstanden, daß sie innerhalb des Umfangs der vorliegenden
Erfindung kommen, d. h. für eine Selbstzündungstemperatur von etwa 204°C (400°F) kann ein
Schmelzpunkt im Bereich von etwa 93 bis 149°C (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 74°C (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 93 und 149°C (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 rotiert, bewegbar. Die Drehgeschwindigkeit des Dornes 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 Weise
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 4 892 764 A 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 phyikalischen 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
gasbildenden 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 204°C (400°F) ist,
und daß das Fasermaterial einen Schmelzpunkt besitzt, der geringer als etwa 149°C (300°F)
ist und der wesentlich höher als der Bereich der Umgebungstemperatur liegt, welcher
der Raketenmotor 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 204°C (400°F) ist und daß
man ein Fasermaterial mit einem Schmelzpunkt verwendet, der geringer als etwa 149°C
(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.
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