DE7805493U1 - Raketenduesensatz - Google Patents
RaketenduesensatzInfo
- Publication number
- DE7805493U1 DE7805493U1 DE19787805493U DE7805493U DE7805493U1 DE 7805493 U1 DE7805493 U1 DE 7805493U1 DE 19787805493 U DE19787805493 U DE 19787805493U DE 7805493 U DE7805493 U DE 7805493U DE 7805493 U1 DE7805493 U1 DE 7805493U1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- ring
- set according
- rocket
- rocket nozzle
- nozzle set
- 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
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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
- F42B10/16—Wrap-around fins
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/26—Stabilising arrangements using spin
- F42B10/28—Stabilising arrangements using spin induced by gas action
- F42B10/30—Stabilising arrangements using spin induced by gas action using rocket motor nozzles
-
- 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
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S239/00—Fluid sprinkling, spraying, and diffusing
- Y10S239/19—Nozzle materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft einen Raxetendüsenaatz, insoesondere
eine Raketendüse für eine Rakete geringen Durchmessers mit faitoarer Leitfläche.
Ein Raktendüsensatz muß zanlreiche wicntige Funktionen erfüllen, darunter z.B.
a) als Bauteil für aerodynamische Beansprucnungen, die
von den aerodynamischen Stabilisierungsleitfläcnen
erzeugt werden, dienen,
d) als Bauteil in dem System dienen, das die Rakete in dem Abschußrohr vor dem Abschuß festhält,
c) der Rakete ein rollendes Drehmoment verleihen,und damit
-iie Genauigkeit der Rakete verbessern und
d) die Kontaktgeräte tragen, die das Zandungssystem der
Rakete mit dem Zündungssysten des Abschußrohres verbinden.
7805493 24.08.78
Bisher wurden Raketendüsensatze, die die obigen Funktionen
erfüllen, als zusammengesetzte Konstruktionen aus maschinen- : uearoeiteten und/odor geschmiedeten Stahl- und Aluminumeinzelteilen
hergestellt. Solcne zusammengesetzten Konstruktionen benötigen ausgedehnte Bearbeitung, die entweder mit
nohen Kosten für die Einzelteile oder mit hohen Investitionskosten für die Anlage durchgeführt werden und deshalo relativ
te'"-3r sind, ferner sind solche bekannten Düsen wegen des
verwen aten Materials nicht in der Lage, den hohen Temperaturen der Verbrennungsgase moderner, energiereicher zusammengesetzter
Antrieosmittel Rechnung zu tragen, ohne daß man Zuflucnt
zu sekundären scruielzuaren oder feuerfesten Ausklei- Sj
düngen zu nehmen braucht, Wenigstens eine Seite des Raketen- k
zündkreises muß elektriscn gegen den metallischen Raketen-Körper isoliert werden, was den Aufbau der Baugruppe komplizierter
macht. Ks ist ferner bekannt, daß ein solcner Düsensatz relativ schwer ist, was zur Verringerung der Leistung
der Rakete führt.
Ein Zweck der vorliegenden Erfindung ist es, einen relativ
leienten und billigen faserverstärkten Raketendüsensatz aus
hitzenärtendem Kunstharz zur Verfügung zu stellen, der alle Funktionen der beKannten Konstruktionen erfüllt und zusätzlich
nitzeneständig, scnmelzbar oder abtragbar und elektrisch
isolierend ist.
Gegenstand der Erfindung ist dal.er ein Raketendüsensatz, der
gekennzeichnet ist durch £
a) einen Düsenkörper aus faserverstärktem hitzehärtendem £
Kunststoff mit einem Hals und einem Auslaß; fe
b) einen Haltering, der den Körper in Nachbarschaft zu dem Hals umgibt,
c) einen Tragring, der den Körper in Nachbarschaft zu
dem Auslaß umgibt und
d) einen elektrischen Kontaktring, der den Auslaß umgibt.
7805493 24.08.78
Die Lrfindung wird im folgenden anhand der Figuren näher
erläutert.
Figur 1 ist ein Querschnitt durch das hintere Ende eines
Ddsenmotors, der den erfindungsgemäßen Raketendüsensatz
einschließt;
Figur 2 ist eine Seitenansicht des Düsensatzes gemäß der Erfindung, die die umschlingenden Leitflächen in
gescnlossener Stellung zeigt;
Figur 3 ist ein Querschnitt einer Düse, die den erfindungsgemäßen
Düsensatz einschließt, in einem Raketenabschußrohr und
Figur 4 ist ein Querschnitt durch eine zusammengesetzte
Form zur Herstellung des erfindungsgemäßen Düsensatzes.
Ein typischer Raketenmotor 1 ist in Figur 1 dargestellt; er weist eine Raketenmotorkanuner 2 mit einer Düse 3 auf,
die »uit irgendeiner üblichen Vorrichtung, wie z.B. einem
Sicherungsdraht 4, an dem Hinterende der Rakete befestigt ist. Ein Raketenmotor-zünder 5 ist in der Motorkammer 2
in Wachbarschaft zum Hals 6 der Düse angebracht. Festtreibetoff 7 ist in der Kammer 2 um den Zünder 5 in üblicher
Weise gepackt. Der Zünder 5 weist elektrisch isolierende Drähte 8 und 9 auf, die mit einem leitwerktragenden Ring 1o aus Metall bzw. einem elektrischen Kontaktring 11 aus Metall verbunden sind, um die Verbindung mit dem Abschußronr-Zündkreis zu erleichtern, wie im einzelnen unten beschrieben wird. Die Düse 3 weist einen Düsenkörper 12 aus einem hitzehärtenden, schmelzbaren bzw. abtragbaren (ablative) Kunststoff auf, der integral mit einem Haltering 13 aus Metall, dem leitwerktragenden Ring Io aus Metall und dem elektrischen Kontaktring 11 aus Metall geformt ist.
in Wachbarschaft zum Hals 6 der Düse angebracht. Festtreibetoff 7 ist in der Kammer 2 um den Zünder 5 in üblicher
Weise gepackt. Der Zünder 5 weist elektrisch isolierende Drähte 8 und 9 auf, die mit einem leitwerktragenden Ring 1o aus Metall bzw. einem elektrischen Kontaktring 11 aus Metall verbunden sind, um die Verbindung mit dem Abschußronr-Zündkreis zu erleichtern, wie im einzelnen unten beschrieben wird. Die Düse 3 weist einen Düsenkörper 12 aus einem hitzehärtenden, schmelzbaren bzw. abtragbaren (ablative) Kunststoff auf, der integral mit einem Haltering 13 aus Metall, dem leitwerktragenden Ring Io aus Metall und dem elektrischen Kontaktring 11 aus Metall geformt ist.
οι no
Ferner ist ein Halseinsatz 14 aus Graphit vorgesehen. Der
üiisenkörper 12 aus Kunststoff dient dazu,
a) den Vorschuß der Rakete durch Beschleunigen der Verbrennungsgase
nach hinten zu erzeugen; damit die innere Oberfläche der Düse den starken Wärmestrom
von den Verbrennungsgasen aushält, ist diese schmelzbar bzw. abtragbar und läßt einen zähen kohlehaltigen
Rückstand zurück;
u) um der Rakete unmittelbar nacn der Zündung ein rollendes
Drehmoment zu verleihen und so die Genauigkeit der Rakete zu erhöhen; dieses Drehmoment wird durch
spiralige Rippen 15 erzeugt, die integral mit dem
hinteren Bereich des DüsenauslaßKegels geformt sind; diese Rippen erzeugen eine Drehbewegung der Abgase,
was ein entsprecnendes Drehmoment an der Rakete hervorruft; wenn man die Rippen aus abtragbarem oder
schmelzbarem (ablative) Material herstellt, werden sie unter der Wirkung der Abgase zerfressen und erzeugen
so am Ende des Abschusses ein relativ geringeres Drehmoment als zum Beginn;
c) um den von dem leitwerktragenden Ring 10 erzeugten Druck nach vorne auf den Haltering 13 und damit auf
die Rakete zu übertragen;
d) um den elektrischen Kontaktring gegen den Rest der RaKetenkonstruktion
elektrisch zu isolieren;
e) um die Reifenbeanspruchungen, die durch die thermische Ausdehnung des Grapniteinsatzes 14 während des Abschusses
hervorgerufen werden, auf den Haltering 13 zu übertragen und
f) um die Metallteile des Düsensatzes von dem extrem heissen
Abgas thermisch zu isolieren.
Der Schlüssel für den erfolgreichen Einsatz des Düsenkörpers aus Kunststoff als lastübertragendes Teil liegt im Material
7805493 24.08.78
und den Formtechniken, die zur Erzeugung des Düsenkörpers
verwendet werden.
Die folgenden Eigenschaften werden vom geformten Material
verlangt:
I) Gute thermisch isolierende Eigenschaften, um die Metallteile
zu schützen;
II) geringe Abtragungsrate in dem Abgas hoher Temperatur;
III) eine FasermatriXj um die verkohlte Oberflächenschicht zu erhalten und so die Geschwindigkeit der Materialerosion
durch das Abgas zu verringern;
IV) ein geringes Schrumpfen nach den Formen unter Alterung,
um eine Auftrennung zwischen dem Haltering und dem Kunststof fdüsenkörper zu vermeiden und
2 V) mäßige Zugeigenschaften im Bereich von 352 kp/cm
äußerster Zugfestigkeit.
Diese Eigenschaften lassen sich leicht bei einer Anzahl von
handelsüblichen hitzehärtenden phenolischen Formmassen erreichen, die mit Glas, Asbest, Siliziumdioxyd oder Graphit in
Form von Fasern verstärkt sind, wie z.B. FM 16771 der Fiberite Corporation (eine Phenol-Glas-Masse), Durez ^ 23639 der Hooker
Chemical Corporation (eine Phenol-Asbest-Masse), 153-T RPD der
Rayoestos Manhattan Corporation (eine Phenol-Asbest-Masse) und MXC 313 P der Fiberite Corporation (eine Phenol-Graphit-Masse).
Der Metallring 13 dient zur Übertragung der Nutzlast an der
Düse 3 auf das Motorgehäuse 2 und die Raketenstruktur sowie zum Abstützen des Vorderendes der Leitflächen-Drehbolzen 16
(die im folgenden näher beschrieben werden) und nimmt so einen Teil der aerodynamischen Beanspruchung ab; er dient ferner
zum Verstärken des Kunststoffdüsenkörpers 3 gegen die Wirkungen der Wärmeausdehnung des Graphiteinsatzes 14 nach dem Zünden.
7805493 24.08.78
Der Halseinsatz 14 aus Graphit ist vorzugsweise aus einem
hochreinen Graphit gearbeitet, wie z.B. Speer Graphite 890- oder yRL und dient zum Schutz des Kunststoffdüsenkörpers 3
gegen erudierende Wirkungen der Verbrennungsgase im kritischen Schallbereich des Halses und zur Halterung des Zünders.
Vorzugsweise wird eine elastomere Wetterabdichtung 2 8 vorgesehen,
um den Düsenhals abzudecken und den Eintritt von Bruchstücken oder Feuchtigkeit in die Motorkammer zu ver-
hindern und den Zünder in dem Düsenhals zu halten; eine sol- '
ehe Dichtung bzw. ein solcher Verschluß ist jedoch nicht nötig.
Wie man am deutlichsten den Figuren 1 und 2 entnehmen kann, weist der Düsenäatz mehrere herumgewickelte Leitflächen 17
auf, die drehbar an Leitflächen-Drenbolzen 16 angelenkt sind und zwischen einer geschlossenen oder ümwickel-Stellung, wie
in Figur 2 gezeigt, und einer offenen oder entfalteten Stellung, wie in Figur 1 gezeigt, mit Hilfe von Torsions-Druck-Federn
18 bewegoar sind. Im allgemeinen sind die Leitflächen
aus Spritzgußaluminium nergestellt und es werden drei oder menr Leitflächen verwendet.
Wie vorher erwähnt, wird das Vorderende der Bolzen 16 durch den leitwerktragenden Ring 1o abgestützt. Die Leitwerkfedern
18 entfalten die Leitwerke 17, wenn das riinterende der Rakete aus dem Lancier .- oder Aoschußronr 19 (vgl. Figur 3) freijtommt
und stoßen die Leitwerke nach hinten in Schlitze 20 in dem Tragring 1o, wodurch sie sie in der entfalteten Stellung
verriegeln.
Wie am deutlicnsten aus aen Figuren 2 und 3 ersichtlich, werden
die Leitwerke mittels eines Scherbolzenrings 21 daran gehindert, sicn während der Handnabung, Lagerung oder Beladung zu öffnen.
Dies erreicht man dadurch, daß sich die Lappen 22,durch die die
Scherbolzen 23 hindurchgesteckt werden, über einen Teil der
Außenfläche dieses geschlossenen Leitwerks erstrecken. Da der Scherbolzenring nach dem Abschuß im Lancierrohr zurückbleibt,
können sich die Leitwerke nach dem Austritt aus dem Abschußrohr frei entfalten. Der Scherbolzenring dient ferner
zur Verbindung des Raketenzündkre.tses mit der Erdungsseite
oder gemeinsamen Seite des Abschußrohrzündkreises.Der Kreis
läuft von der Zündleitung durch den Leitflächentragring über
den Scherbolzenring zum Abschußrohr (d.h. zur Erdung).
Zum Abschuß wird die Rakete über eine Ladeöffnung in das Abschußrohr
nach Art einer Artilleriegranate geladen, wobei
die Rakete vorwärts gestoßen wird, bis die Lippe 24 des ■•:! Scheroolzenrings 21 gegen die Rückfläche des Abschußrohres
:; stößt, wie in Figur 3 dargestellt.
Eine Halteplatte 25 wird dann mit Schrauben 26 auf die Rückseite des Abschußroiires geschraubt und klemmt die Lippe 24
des Scherbolzenrings sicher zwischen die Platte und die Rückseite des Abschußrohres. Gleichzeitig wird ein Federkontakt
\ 27, der auf der Halteplatte gegen diese isoliert angebracht ist
und mit dem Abschußrohr-Zündkreis verbunden ist, gegen den Kontaktring 11 an der Rückseite der Düse gepreßt. Wenn der
Zundkreislauf des Abschußrohres angeschaltet wird und damit der Zünder 5 und die Haupttreibstoffladung gezündet werden, scheren
die Scherstifte 23 in der Ebene zwischen dem Leitflächentragring
und dem Scherbolzenring ab, wenn sich der Raketenschub auf eine gewisse Stärke entwickelt.und setzt so die Rakete
und die Düse vom Scherbolzenring zum Abschuß frei.
Um die oenötigten Eigenschaften unter niedrigen Produktionskosten
zu erreichen, sollte die Düse nach dem Preßspritzver-ί fahren (Figur 4) hergestellt werden, d.h. die Formmasse oder
der Kunststoff 40 werden unter Druck aus einer Außenkammer ; oder einem Spritztopf 41 durch einen Eingußtrichter in einen
) Hohlraum 42 einer vorerhitzten mehrteiligen Form eingepreßt.
Die Anwendung des Preßspritzverfahrens gegenüber üblicnem
Formpressen (d.h. wobei die Formmasse direkt in den rionlraum
der offenen Form gebracht und die Form dann geschlossen wird) ist notwendig, um die Zeit und damit die Kosten
für das Formen so gering wie möglich zu halten.
Die Richtung des Materialflusses während des Einbringens
der Formmasse aus dem Füllraum oder Spritztopf in den Formhohlraum
soll in paralleler Richtung zur Längsachse; der Düse erfolgen. Wenn dij Richtung des Materialflusses senkrecht
zur Längsachse (d.h. durch die Seite der Düse) verwurde
laufen würde,/der Strom um die Formvorsprünge bzw. mittels Zapfen 43, 44 herum geteilt werden. Wenn die beiden Ströme der Formmasse sich an der entfernten Seite des Formvorsprungs bzw. Mittelzapfens(d.h. der Seite der Düse gegenüber dem Eingußtrichter) treffen würden, wurden sich die Fasern nicht vermischen und so eine schwache Längenlinie in Reifenrichtung erzeugen, die unter den Wirkungen des AbgasdrucJts reißen würde.
laufen würde,/der Strom um die Formvorsprünge bzw. mittels Zapfen 43, 44 herum geteilt werden. Wenn die beiden Ströme der Formmasse sich an der entfernten Seite des Formvorsprungs bzw. Mittelzapfens(d.h. der Seite der Düse gegenüber dem Eingußtrichter) treffen würden, wurden sich die Fasern nicht vermischen und so eine schwache Längenlinie in Reifenrichtung erzeugen, die unter den Wirkungen des AbgasdrucJts reißen würde.
Der Eingußtrichter, durch den das Material aus dem Spritztopf in die Form gespritzt wird, sollte ein vollständiger, ungebrochener
Ring sein. Jede Diskontinuität in dem Ring, wie z.B. radiale Träger für den ooeren Formmittelzapfen 44 neigt
dazu, eine Trennung der Fasern in der Formmasse unterhalb der Diskontinuität mit einer entsprechenden Schwäcnungslinie zu
erzeugen.
Die geringste Abmessung(Breite) des Rings in der Ebene normal
zur Ricutung des Materialstroms währen! des Spritzens sollte
nicht kleiner sein als ein spezifischer Bruchteil der Faserlänge. Dies ist erwünscht, um das Falten der Faser mit der
einhergehenden Schwächung des fertigen Teils zu verhindern.
-Tl-
Uie Ausnehmungen 45, die in den unteren Formmittelzapfen 43
geschnitten sind, um die drehmomenterzeugenden Rippen im Düsenauslaßtrichter zu bilden, müssen eine spiralige Form
umrdie Längsachse der Spritzform besitzen. Hierdurch kann der untere Formmittelzapfen 43 aus dem Düsenkörper mit
einer einfachen Drehbewegung herausgezogen werden.
Der Formmittelzapfen könnte aus einer Düse mit nicht spiraligen Rippen nicht herausgezogen werden, wenn er nicht aus menreran
Teilen zusammengesetzt wäre, die zu seiner Entfernung aus dem Düsenkörper auseinandergenommen oder zusammengelegt werden
könnten. Ein solcher Formmittelzapfen wäre teurer herzustellen und zu handhaben als der einteilig^· Formzapfen für spiralige
Rippen.
Zusammenfassend betrifft die Erfindung einen leichten, relativ
billigen Ra-vfetendasensatz, der hitzebeständig.!! abtragbar
und elektrisch isolierend ist. Der Düsenkörper wird aus faserverstärktem nitzehartendem Harz einteilig miv. einem vorderen
Haltering aus Metall, einem ninteren Leitflächentragring aus
Metall und einem elektriscnen Kontaktring geformt. Ferner ist ein rialseinsatz aus Graphit vorgesehen und spiralige Rippen
werden einstückig in den hinteren Bereicn der Düse eingeformt, um eine Drehbewegung der Abgase zu bewirken. Umwickel-Leitfläcnen
sind außerhalb der Düse befestigt und mit einem Satz aus Scherbclzen und Scheroolzenring versehen, um sie für den Transport
in geschlossener Stellung zu halten, und Federn, um die Le- .fläcnan nach dem Abschuß und Abscheren der Scherbolzen zu
entfalten.
7805493 24.08.78
Claims (12)
1. Raketendüsensatz, gekennzeichnet durch
a) einen Düsenkörper (12) aus faserverstärktem hitzehärtendem
Kunststoff mit einem Hals (6) und einem Auslaß,
b) einen Haltering (13), der den Körper benachbart zum Hals umgibt,
c) einen Tragring (1O), aer den Körper benachbart zum
Auslaß umgibt und
d) einen elektrischen Kontaktring (11), der den Auslaß umgibt.
2. Raketendüsensatz nach Ansprucn 1, gekennzeichnet durch einen Graphiteinsatz (14) in dem Hals.
3. Raketendüsensatz nach Ansprucn 1 und/oder 2, gekennzeichnet
durch mehrere Leitflächen (17), die um den Düsenkörper (12) herum im Abstand angeuracnt sind und zwischen dem Haltering
(13) und dem Tragring (10) schwenkbar gelagert sind.
4. RaKetendüsensatz nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch Federn (18), die die Leitflächen aus einer geschlossenen Stellung im
wesentlicnen um den üüsenkörper herum in eine entfaltete Stellung
senkrecht dazu beaufscnlagen.
5. Raketendüsensatz nach einem der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet
durch einen Ring (21), der die Leitflächen in der geschlossenen Stellung hält.
—" 2 ~*
6. Raketendüsensatz nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch
Scherbolzen (23) in dem die Leitflächen zurückhaltenden Ring (21), um den Düsensatz an dem Haltering (21) zu
befestigen.
7. Raketendüsensatz nach einem der Ansprüche 1 bis 6. gekennzeichnet
durch spiralige Rippen (15), die integral in den Düsenkörper (12) benachbart zum Auslaß eingeformt
sind.
8. Raketendüsensatz nacn einem der Ansprdcne 1 bis 7, dadurch
gekennzeichnet, daß der Haltering (13), der Tragring
(10) und der Kontaktring (11) integral in den üdsenkörper eingeformt sind.
9. Raketendüsensatz nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch
gekennzeicnnet, daß der wärmehärtende Kunststoff mit einem faserigen Material aus Glas, Asbest, Siliciumdioxyd
und/oder Graphit verstärkt ist.
10. Raicetendüsensatz nach einem der Ansprüche 1 bis 9, gekennzeichnet
durch eine Vorrichtung (4) zur Befestigung des Halteringes (13) an der Raketenaußennaut»
11. Raketendüsensatz nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch
gekennzeichnet, daß der Haltering (13), der Tragring (10) und der Kontaktring (11) aus Metall sind.
12. Verfahren zur Herstellung eines Raketendüsenkörpers, dadurch gekennzeichnet, daß man eine faserhaltige hitzehärtende
Kunststoffmasse in eine Preßspritzform parallel zur Längsachse
des üüsenkörpers einspritzt und so einen Raketendüsenkörper
aus faserverstärktem hitzehärtendem Kunststoff herstellt,
oei dem die Fasern im wesentlichen gleichförmig durchgehend verteilt sind.
7805493 24.08.78
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CA279,107A CA1079078A (en) | 1977-05-25 | 1977-05-25 | Rocket nozzle assembly |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE7805493U1 true DE7805493U1 (de) | 1978-08-24 |
Family
ID=4108728
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19782807807 Granted DE2807807A1 (de) | 1977-05-25 | 1978-02-23 | Raketenduesensatz |
DE19787805493U Expired DE7805493U1 (de) | 1977-05-25 | 1978-02-23 | Raketenduesensatz |
Family Applications Before (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19782807807 Granted DE2807807A1 (de) | 1977-05-25 | 1978-02-23 | Raketenduesensatz |
Country Status (12)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4232843A (de) |
JP (2) | JPS53146021A (de) |
BE (1) | BE863793A (de) |
CA (1) | CA1079078A (de) |
DE (2) | DE2807807A1 (de) |
DK (1) | DK147559C (de) |
FR (1) | FR2392240A1 (de) |
GB (1) | GB1593015A (de) |
IT (1) | IT1103125B (de) |
NL (1) | NL184802C (de) |
NO (1) | NO147812C (de) |
SE (1) | SE437285B (de) |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA1217944A (en) * | 1983-03-16 | 1987-02-17 | Christian J.L. Carrier | Integrated weatherseal/igniter for solid rocket motor |
US4497460A (en) * | 1983-03-25 | 1985-02-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Erodale spin turbine for tube-launched missiles |
FR2594891B1 (fr) * | 1986-02-21 | 1989-10-13 | Poudres & Explosifs Ste Nale | Allumeur fixable dans la tuyere d'un propulseur |
JPH0710052Y2 (ja) * | 1987-09-21 | 1995-03-08 | 日産自動車株式会社 | ロケットの点火指令伝送装置 |
FR2630502B1 (fr) * | 1988-04-25 | 1990-08-31 | Europ Propulsion | Propulseur composite a ailes composites integrees et son procede de fabrication |
US5511745A (en) * | 1994-12-30 | 1996-04-30 | Thiokol Corporation | Vectorable nozzle having jet vanes |
GB2308089A (en) * | 1995-12-15 | 1997-06-18 | Vic Tree | Injection moulding shuttlecock cork |
AU2859799A (en) * | 1998-03-10 | 1999-09-27 | Elena Sharunova | Rifled jet nozzle |
DE19927734C2 (de) * | 1999-06-17 | 2002-04-11 | Astrium Gmbh | Schubkammer eines Antriebstriebwerks für Satelliten und Transportgeräte für Raumfahrtanwendungen |
GB0109277D0 (en) * | 2001-04-12 | 2001-05-30 | Olympic Technologies Ltd | Small arms projectile |
GB0111171D0 (en) * | 2001-05-08 | 2001-06-27 | Special Cartridge Company Ltd | Projictile |
US7269951B2 (en) * | 2004-09-27 | 2007-09-18 | Honeywell International, Inc. | Throat retention apparatus for hot gas applications |
US7918419B2 (en) * | 2005-07-15 | 2011-04-05 | Rcs Rocket Motor Components, Inc. | Rocket ejection delay apparatus and/or method |
EP1934547B1 (de) * | 2005-10-13 | 2012-12-12 | Raytheon Company | Auslassanordnung für massenausstoss-antriebssystem |
US20100024428A1 (en) * | 2006-07-31 | 2010-02-04 | Rosenfield Gary C | Rocket Apparatus and/or Method |
KR101055669B1 (ko) * | 2008-10-30 | 2011-08-10 | 국방과학연구소 | 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법 |
US8794007B2 (en) | 2010-02-08 | 2014-08-05 | Agency For Defense Development | Rocket propulsion device and method for assembling rocket propulsion device |
KR101234218B1 (ko) * | 2010-06-25 | 2013-02-18 | 국방과학연구소 | 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체 |
KR101234179B1 (ko) * | 2011-03-21 | 2013-02-21 | 김준규 | 추진 유닛의 회전추력 유도 방법 및 장치 |
US8826822B1 (en) * | 2013-04-23 | 2014-09-09 | Jian-Lin Huang | Rocket without tail flame |
WO2015075503A1 (es) * | 2013-11-21 | 2015-05-28 | Thor International Sas | Tobera plástica de propulsión para cohetes |
RU2559657C1 (ru) * | 2014-10-01 | 2015-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Ракетная часть реактивного снаряда |
US11469039B2 (en) * | 2020-04-09 | 2022-10-11 | Hitachi Energy Switzerland Ag | Expandable turret for electrical equipment |
CN113237393A (zh) * | 2021-04-28 | 2021-08-10 | 北京星途探索科技有限公司 | 一种高精度稳定装置 |
US12078458B1 (en) * | 2023-04-07 | 2024-09-03 | The Boeing Company | Fin deployment system for a projectile, projectile, and method of deploying a fin on a projectile |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2645999A (en) * | 1947-07-18 | 1953-07-21 | Ben T Bogard | Nozzle closure-contact ring assembly for rockets |
US3048972A (en) * | 1958-01-07 | 1962-08-14 | Ici Ltd | Rocket motor construction |
FR1229074A (fr) * | 1959-04-30 | 1960-09-02 | Etat Francais Represente Par | Empennage déployant à plusieurs ailettes mobiles et conjuguées, pour projectiles |
US3103784A (en) * | 1960-11-15 | 1963-09-17 | Ronald F Vetter | Plastic internal rocket nozzle |
US3177809A (en) * | 1962-07-24 | 1965-04-13 | Budd Co | Semi-fixed artillery round |
US3196793A (en) * | 1963-01-16 | 1965-07-27 | Milenkovic Veljko | Folded fin rocket |
CH408718A (de) * | 1964-02-21 | 1966-02-28 | Oerlikon Buehrle Holding Ag | Zündeinrichtung an Raketen |
US3648461A (en) * | 1970-05-13 | 1972-03-14 | Nasa | Solid propellent rocket motor nozzle |
US3635404A (en) * | 1970-06-18 | 1972-01-18 | Us Navy | Spin stabilizing rocket nozzle |
US3695556A (en) * | 1970-08-03 | 1972-10-03 | Us Navy | Hinged stability and control fin assembly |
US3952970A (en) * | 1974-08-28 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Means for improving rocket missile accuracy |
CA1036419A (en) * | 1975-08-25 | 1978-08-15 | Fred A. Christie | Aft-end ignition system for rocket motor |
-
1977
- 1977-05-25 CA CA279,107A patent/CA1079078A/en not_active Expired
-
1978
- 1978-02-09 BE BE185023A patent/BE863793A/xx not_active IP Right Cessation
- 1978-02-10 NO NO780466A patent/NO147812C/no unknown
- 1978-02-10 DK DK62678A patent/DK147559C/da not_active IP Right Cessation
- 1978-02-22 NL NLAANVRAGE7802005,A patent/NL184802C/xx not_active IP Right Cessation
- 1978-02-23 DE DE19782807807 patent/DE2807807A1/de active Granted
- 1978-02-23 GB GB7185/78A patent/GB1593015A/en not_active Expired
- 1978-02-23 DE DE19787805493U patent/DE7805493U1/de not_active Expired
- 1978-02-27 IT IT48204/78A patent/IT1103125B/it active
- 1978-02-28 SE SE7802260A patent/SE437285B/sv not_active IP Right Cessation
- 1978-02-28 JP JP2166178A patent/JPS53146021A/ja active Pending
- 1978-03-01 FR FR7806575A patent/FR2392240A1/fr active Granted
- 1978-03-30 US US05/891,924 patent/US4232843A/en not_active Expired - Lifetime
-
1983
- 1983-12-27 JP JP1983199110U patent/JPS59157558U/ja active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
SE7802260L (sv) | 1978-11-26 |
NL7802005A (nl) | 1978-11-28 |
JPS53146021A (en) | 1978-12-19 |
NL184802C (nl) | 1989-11-01 |
US4232843A (en) | 1980-11-11 |
SE437285B (sv) | 1985-02-18 |
IT1103125B (it) | 1985-10-14 |
JPS59157558U (ja) | 1984-10-23 |
DK147559B (da) | 1984-10-01 |
FR2392240B1 (de) | 1983-10-28 |
DK62678A (da) | 1978-11-26 |
NO147812B (no) | 1983-03-07 |
DK147559C (da) | 1985-05-28 |
BE863793A (fr) | 1978-05-29 |
DE2807807A1 (de) | 1978-11-30 |
NO147812C (no) | 1983-06-15 |
NO780466L (no) | 1978-11-28 |
FR2392240A1 (fr) | 1978-12-22 |
DE2807807C2 (de) | 1990-01-04 |
GB1593015A (en) | 1981-07-15 |
CA1079078A (en) | 1980-06-10 |
IT7848204A0 (it) | 1978-02-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE7805493U1 (de) | Raketenduesensatz | |
DE3210433C2 (de) | Verfahren zur Herstellung einer verlorenen Gießform zur Produktion einer Schaufel für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE69517689T2 (de) | Zweiphasiger feststoffraketenmotor | |
DE3113791A1 (de) | "rohrfoermiger hohlkoerper, verfahren zu seiner herstellung sowie vorrichtung zur durchfuehrung des verfahrens" | |
DE3912199C2 (de) | Spritzgießdüse und Verfahren zu ihrer Herstellung | |
DE2203592B2 (de) | Verfahren zum Herstellen einer kohlenstoffhaltigen Wabenstruktur | |
DE102019114586B4 (de) | Verfahren zum bilden mindestens eines kanals innerhalb eines substrats und ein system | |
DE69514770T2 (de) | Verbundisolator und dessen Herstellungsverfahren | |
DE69303400T2 (de) | Geteilte Struktur für Raketenmotoren | |
EP2304212B1 (de) | Feststofftriebwerk | |
DE3886209T2 (de) | Mit flossen versehenes stabilisierungsheckteil für ein pfeilgeschoss. | |
DE69717515T2 (de) | Wärmeisolatorschicht für Feststoffraketenmotor | |
DE102007006020B4 (de) | Verfahren zum Gießen eines Festbrennstoff-Treibsatzes | |
DE3838921A1 (de) | Ansaugkruemmer und verfahren zu dessen herstellung | |
DE2120210A1 (de) | Zündsatz | |
DE1200072B (de) | Duese fuer einen Raketenmotor und Vorrichtung zur Herstellung der Duese | |
DE3119712A1 (de) | Duesentriebwerk, insbesondere raketentriebwerk mit einer duese, die mit dem mantel der brennkammer mechanisch und waermeisoliert verbunden ist | |
DE1153942B (de) | Festtreibstoffrakete | |
DE102011113539B4 (de) | Thermalisolation für Raketentriebwerke | |
DE3006418A1 (de) | Verfahren zum herstellen von isolierten treibsaetzen und mit einer isolationshuelle versehener treibsatz | |
EP0294313A1 (de) | Vakuumschaltröhre mit einer Umhüllung und Verfahren zu ihrer Herstellung | |
DE2057819B2 (de) | Verfahren zur Herstellung eines Feststoffraketentriebwerks | |
DE1764472A1 (de) | Lichtquellenreflektor und Verfahren zu dessen Herstellung | |
CH660643A5 (de) | Verfahren zur herstellung eines giessharz-isolators mit kapazitiven feldsteuereinlagen. | |
DE2115338A1 (de) | Vorrichtung zum Verbinden von metallischen Hülsen mit Enden von elektrischen Leitern oder Kabeln |