EP1046626A1 - Raketentreibsatz - Google Patents

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EP1046626A1
EP1046626A1 EP00108297A EP00108297A EP1046626A1 EP 1046626 A1 EP1046626 A1 EP 1046626A1 EP 00108297 A EP00108297 A EP 00108297A EP 00108297 A EP00108297 A EP 00108297A EP 1046626 A1 EP1046626 A1 EP 1046626A1
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EP
European Patent Office
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insulation layer
rocket propellant
fuel
weight
binder
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EP00108297A
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English (en)
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EP1046626B1 (de
Inventor
Klaus Dr. Menke
Gerhard Gunser
Werner Kuglstatter
Adrian Hüls
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Fraunhofer Gesellschaft zur Foerderung der Angewandten Forschung eV
Original Assignee
Fraunhofer Gesellschaft zur Foerderung der Angewandten Forschung eV
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C06—EXPLOSIVES; MATCHES
    • C06B—EXPLOSIVES OR THERMIC COMPOSITIONS; MANUFACTURE THEREOF; USE OF SINGLE SUBSTANCES AS EXPLOSIVES
    • C06B45/00—Compositions or products which are defined by structure or arrangement of component of product
    • C06B45/12—Compositions or products which are defined by structure or arrangement of component of product having contiguous layers or zones

Definitions

  • the invention relates to a rocket propellant reduced smoke combustion, especially for forehead burners, with a fuel based on ammonium perchlorate with a binder made from isocyanate-bound, hydroxy-terminated Polybutadiene and one surrounding the fuel inhibiting insulation layer. Furthermore, the invention to a method for producing such a rocket propellant directed.
  • the inhibiting isolation When a rocket propellant that burns over 20, 40 or 60 s, the inhibiting isolation must be next good adhesion and compatibility with the fuel too perform a thermal protection function that the combustion chamber wall just like the inhibited non-burning Fuel surface before premature pyrolysis and ignition protects. With smoke-reduced composite fuels, that contain little or no particles in the exhaust gas the insulation must not release any particles. Likewise, at the high temperatures of the Do not generate soot clouds in the exhaust gas jet and only burn insignificantly, otherwise with small diameters the specific momentum of the fuel and thus reduces the power of the engine become. The sum of these properties is e.g.
  • the invention has for its object a rocket propellant to create a simpler and cheaper one Production with an improved connection of the Allows fuel to the insulation. Furthermore, a Process for producing such a rocket propellant be proposed.
  • this task is per se well-known smoke-reduced, polyurethane-bound composite fuel based on ammonium perchlorate and isocyanate-bound hydroxy-terminated polybutadiene solved in that for the inhibition of the fuel surface insulation is used that a Polyurethane binder and a filler combination of 2-8 % By weight, preferably 3-5% by weight silicon carbide, 18-16 % By weight, preferably 24-50% by weight of silica in the form of amorphous quartz powder and 2-20% by weight solid temperature-resistant Fibers with a length of 1-20mm are embedded in it contains.
  • the insulation according to the invention usually also has a good one without mechanical or chemical pretreatment Liability to the fuel. It shows at high and low Temperature equally good elasticity and is about the composition of the polyurethane binder by the Share of di- or triisocyanate or added crosslinking Triplets adjustable in their mechanical properties.
  • this isolation is advantageously based on hydroxy-terminated polybutadiene bonded with isophorone diisocyanate (IPDI) or dimeryl diisocyanate (DMDI) or with other diisocyanates.
  • IPDI isophorone diisocyanate
  • DMDI dimeryl diisocyanate
  • Another polyester polyol or polyether polyol, which is bound with di-, tri or polymeric isocyanate, can also be used as the base material for the insulation.
  • ultrafine silicon dioxide, ultrafine titanium dioxide and zirconium dioxide can also be added as further fillers. These fillers are used in a grain size in the range of 20-50 nm for silicon dioxide and 50-1000 nm for TiO 2 and ZrO 2 . They cause the ceramic layer formed during pyrolysis to solidify, thereby reducing its swelling and ablation without influencing the heat transfer.
  • Essential for the cohesion of the pyrolyzed layers is a proportion of 1-20% solid fibers in length from 1-20 mm in the form of high temperature resistant plastic fibers made of polyester, polyamide, polyimide or Polybenzimidazole fibers as well as on carbon fibers, glass or Silicate or ceramic fibers can be constructed.
  • the fibers can be mixed before into the prepolymeric insulation mixture with water desized or organic solvent and if necessary with be provided with an adhesion-promoting layer. This can be used for glass, silicate or ceramic fibers made of functional Silanes, advantageous for plastic or carbon fibers made of polyisocyanate and short-chain polyester polyol consist.
  • the fibers ensure the cohesion of the formed Slag and for the formation of a solid ceramized Layer.
  • the insulation can be made into a corresponding slurry as a prepolymer slurry by die-casting or vacuum pull-up Form associated with the fuel.
  • the insulation combines with the fuel for a fixed ready-to-install propellant block.
  • the insulation can also be in the prepolymeric state in the combustion chamber or a non-stick coated Tube of the same inner diameter and ejected be cured.
  • the propellant is then poured in of the fuel slurries in the finished, if necessary through mechanical roughening or chemical bonding agents pre-treated insulation jacket with subsequent hardening Made at 60-65 ° C.
  • the fuel can be in the smoke-reduced version in addition to ammonium perchlorate (AP) in proportions of 50-90 %
  • AP ammonium perchlorate
  • nitramines such as hexogen or octogen
  • ferric oxide or ferrocene derivatives as Combustion catalysts in proportions of 0 to 15% by weight
  • the binder is advantageously composed of 8-20% by weight hydroxy-terminated polybutadiene with isophorone diisocyanate (IPDI) or dimeryl diisocyanate (DMDI) in equivalents Proportions was bound, as well as 2-8% by weight plasticizer, 0.1-0.5% by weight of antioxidant, optionally 0.1-0.3% by weight of processing aids, 50-500ppm curing catalyst, preferably triphenyl bismuth and 0.1-1% coupling agent for AP, preferably based on cyanoethylated polyamines or cyanoethylated polyamino alcohols.
  • IPDI isophorone diisocyanate
  • DMDI dimeryl diisocyanate
  • HTPB Hydroxy-terminated polybutadiene
  • IPDI Isophorone diisocyanate
  • Antioxidant 0.20%
  • Plasticizer diisooctyl adipate
  • Adhesion promoter triphenyl bismuth
  • Silicon carbide 4.53% SiO 2 powder quartz 33.79% TiO 2 super fine 1.90% Carbon fiber 3.65%
  • the practical impulse of the fuel is about 93% the theoretical value, the weight loss of the insulation when burned up about 2%.

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Abstract

Bei einem Raketentreibsatz mit rauchreduziertem Abbrand, insbesondere für Stirnbrenner, mit einem Treibstoff auf der Basis von Ammoniumperchlorat und mit einem Binder aus isocyanatgebundenem, hydroxyterminiertem Polybutadien und einer den Treibstoff umgebenden, inhibierenden Isolationsschicht besteht letztere aus einem Polyurethan-Binder und einer Füllstoft-Kombination aus 2 bis 8 Gew.% Siliciumcarbid, 20 bis 60 Gew.% Siliciumdioxid und temperaturfesten Kohlenstoff-, Polymer-, Silikat- oder Keramikfasern mit einer Länge von 1 bis 20 mm und einem Gehalt von 2 bis 20 Gew.%. Ferner ist ein Verfahren zur Herstellung eines solchen Raketentreibsatzes beschrieben.

Description

Die Erfindung betrifft einen Raketentreibsatz mit rauchreduziertem Abbrand, insbesondere für Stirnbrenner, mit einem Treibstoff auf der Basis von Ammoniumperchlorat mit einem Binder aus isocyanatgebundenen, hydroxyterminierten Polybutadien und einer den Treibstoff umgebenden inhibierenden Isolationsschicht. Ferner ist die Erfindung auf ein Verfahren zur Herstellung eines solchen Raketentreibsatzes gerichtet.
Beim Abbrand eines Raketentreibsatzes, der über 20, 40 oder 60 s abläuft, muß die inhibierende Isolation neben guter Haftung und Verträglichkeit zum Treibstoff auch eine thermische Schutzfunktion erfüllen, die die Brennkammerwand ebenso wie die inhibierte nichtbrennende Treibstoffoberfläche vor vorzeitiger Pyrolyse und Anzündung schützt. Bei rauchreduzierten Composittreibstoffen, die im Abgas keine oder nur wenig Partikel enthalten dürfen, darf auch die Isolation keine Partikel freisetzen. Ebenso darf sie bei den hohen Temperaturen des Treibstoffabbrands keine Rußwolken im Abgasstrahl erzeugen und nur unwesentlich mitverbrennen, da sonst bei kleinen Durchmessern der spezifische Impuls des Treibstoffs und damit die Leistung des Triebwerks reduziert werden. Die Summe dieser Eigenschaften wird z.B. bei Unterwasserantrieben, die beim Abbrand keine heißen Partikel ausschleudern dürfen, und bei Marschtriebwerken von aktiv über Laser oder Radar gelenkten Flugkörpern gefordert. Für diesen Zweck werden bisher stets schwierig herzustellende und teure Isolierungen auf Silikonharzbasis mit silikatischen Füllstoffen verwendet, die in aufwendigen Verfahren aufgerauht und chemisch vorbehandelt werden müssen, um die für die Anbindung des Treibstoffs an die Isolationsschicht notwendige Haftung zu erreichen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Raketentreibsatz zu schaffen, der eine einfachere und kostengünstigere Herstellung bei einer verbesserten Anbindung des Treibstoffs an die Isolation erlaubt. Ferner soll ein Verfahren zur Herstellung eines solchen Raketentreibsatzes vorgeschlagen werden.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe bei einem an sich bekannten rauchreduzierten, polyurethangebundenen Composittreibstoff auf der Basis von Amnmoniumperchlorat und isocyanatgebundenem hydroxyterminiertem Polybutadien dadurch gelöst, daß für die Inhibierung der Treibstoffoberfläche eine Isolation verwendet wird, die einen Polyurethanbinder und eine Füllstoffkombination aus 2-8 Gew.%, vorzugsweise 3-5 Gew.% Siliciumcarbid, 18-16 Gew.%, vorzugsweise 24-50 Gew.% Siliciumdioxid in Gestalt von amorphen Quarzpulver und 2-20 Gew.% feste temperaturbeständige Fasern mit einer Länge von 1-20mm darin eingebettet enthält.
Die erfindungsgemäße Isolation besitzt in der Regel auch ohne mechanische oder chemische Vorbehandlung eine gute Haftung zum Treibstoff. Sie zeigt bei hoher und tiefer Temperatur gleichermaßen gute Elastizität und ist über die Zusammensetzung des Polyurethanbinders durch den Anteil an Di- oder Triisocyanat oder beigefügten vernetzenden Triolen in ihren mechanischen Eigenschaften einstellbar.
Beim Treibstoffabbrand bewirkt die endotherm ablaufende Reaktion von SiC und SiO2 zusammen mit dem Anteil an Kohlenstoff-, Kunststoff- oder Keramikfasern die Ausbildung einer zusammenhängenden keramisierten Schlacke, die im Brennkammerraum verbleibt und weder Partikel noch Rußwolken im Abgas erzeugt. Die endotherm verlaufende Reaktion der Füllstoffe bewirkt ebenso wie die langsame Pyrolyse des Bindermaterials eine effektive Wärmeschutzwirkung gegenüber dem Brennkammergehäuse und nicht aktiviertem Treibsatzteil. Da zudem nur sehr wenig von dieser Isolationsschicht verbrennt -nach 20 s. Brenndauer treten nur etwa 2% Gewichtsverlust auf- wird der spezifische Impuls des Treibstoffs und damit die Leistung des Triebwerks nicht beeinträchtigt.
Erfindungsgemäß ist diese Isolation vorteilhaft auf der Basis von mit Isophorondiisocyanat (IPDI) oder Dimeryldiisocyanat (DMDI) oder mit anderen Diisocyanaten gebundenem hydroxyterminiertem Polybutadien aufgebaut. Ebenso kann aber auch ein anderes Polyesterpolyol oder Polyetherpolyol, das mit Di-, Tri oder polymerem Isocyanat gebunden wird, als Grundmaterial für die Isolation eingesetzt werden. Als weitere Füllstoffe können erfindungsgemäß auch ultrafeines Siliciumdioxid, ultrafeines Titandioxid und Zirkoniumdioxid zugesetzt werden. Diese Füllstoffe werden in einer Korngröße im Bereich von 20-50 nm für Siliciumdioxid sowie 50-1000 nm für TiO2 und ZrO2 verwendet. Sie bewirken eine Verfestigung der bei der Pyrolyse gebildeten Keramikschicht und vermindern dadurch deren Aufquellung und Ablation, ohne den Wärmedurchgang zu beeinflussen.
Wesentlich für den Zusammenhalt der pyrolisierten Schichten ist ein Anteil von 1-20% festen Fasern in der Länge von 1-20 mm, die in Form hochtemperaturbeständiger Kunststoffasern aus Polyester, Polyamid-, Polyimid- oder Polybenzimidazolfasern sowie auf Kohlefasern, Glas- oder Silikat- oder Keramikfasern aufgebaut sein können. Dabei besitzen Kohlefasern oder aluminiumoxidhaltige Keramikfasern wegen ihrer Hochtemperaturbeständigkeit Vorteile gegenüber den anderen. Die Fasern können vor der Einmischung in die prepolymere Isolationsmischung mit Wasser oder organischem Lösemittel entschlichtet und ggf. mit einer haftvermittelnden Schicht versehen werden. Diese kann bei Glas-, Silikat- oder Keramikfasern aus funktionellen Silanen, bei Kunststoff- oder Kohlefasern vorteilhaft aus Polyisocyanat und kurzkettigem Polyesterpolyol bestehen.
Bei der Pyrolyse der Isolation während des Treibstoffabbrandes sorgen die Fasern für den Zusammenhalt der gebildeten Schlacke und für die Ausbildung einer festen keramisierten Schicht.
Die Isolation kann als prepolymerer Slurry durch Druckguß- oder im Vakuumaufziehverfahren in eine entsprechende Form mit dem Treibstoff verbunden werden. Bei der anschließenden Aushärtung, die vorteilhaft bei 60-65°C stattfindet, verbindet sich die Isolation mit dem Treibstoff zum festen montagebereiten Treibsatzblock.
Alternativ kann auch die Isolation im prepolymeren Zustand in der Brennkammer oder einem antihaftbeschichteten Rohr gleichen Innendurchmessers ausgeschleudert und ausgehärtet werden. Der Treibsatz wird dann durch Eingießen des Treibstoffslurries in den fertigen, ggf. durch mechanisches Aufrauhen oder über chemische Haftvermittler vorbehandelten Isolationsmantel mit anschließender Aushärtung bei 60-65°C hergestellt.
Der Treibstoff kann in der rauchreduzierten Ausführung neben Ammoniumperchlorat (AP) in Anteilen von 50-90 Gew.%, Nitramine, wie Hexogen oder Oktogen, in Anteilen von 0-30 Gew.%, Eisen-III-oxid oder Ferrocenderivate als Abbrandkatalysatoren in Anteilen von 0 bis 15 Gew.% enthalten.
Der Binder setzt sich vorteilhaft zusammen aus 8-20 Gew.% hydroxyterminiertem Polybutadien, das mit Isophorondiisocyanat (IPDI) oder Dimeryldiisocyanat (DMDI) in äquvalenten Anteilen gebunden wurde, sowie 2-8 Gew.% Weichmacher, 0,1-0,5 Gew.% Antioxidanz, wahlweise 0,1-0,3 Gew.% Verarbeitungshilfsstoffe, 50-500ppm Härtungskatalysator, vorzugsweise Triphenylwismut und 0,1-1% Haftvermittler für AP, vorzugsweise auf der Basis cyanethylierter Polyamine oder cyanethylierter Polyaminoalkohole.
Beispiele:
  • 1. Für die Herstellung eines Stirnbrennertreibsatzes für Unterwasserantriebe wird als Treibstoff folgende Formulierung verwendet:
    Ammoniumperchlorat (AP) 200 m 48%
    Ammoniumperchlorat (AP) 30 m 24%
    Oktogen (HMX) 5 m 14%
    Ferrocenderivat 1%
    = 2,2-Bisethylferrocenylpropan
    • Binder:
    Hydroxyterminiertes Polybutadien (HTPB) 8,29%
    Isophorondiisocyanat (IPDI) 0,67%
    Antioxidanz 0,20%
    Weichmacher (Diisooctyladipat) 3,70%
    Haftvermittler (Triphenylwismut) 200ppm
    Als inhibierende Isolation (ISO 1) dient eine Mischung von:
    Hydroxyterminiertes Polybutadien 49,42%
    Isophorondiisocyanat (IPDI) 5,94%
    1,2,4-Butantriol 0,57%
    Antioxidanz 0,20%
    Eisenacetylacetonat (Härtungsbeschleuniger) 0,006%
    Füllstoffe
    Siliciumcarbid 4,53%
    SiO2-Pulver Quarzgut 33,79%
    TiO2 superfein 1,90%
    Kohlefaser 3,65%
    Treibstoff und Isolation bilden ein gut funktionierendes System, das beim Abbrand eines Treibsatzes von 165 mm Durchmesser und 5 mm inhibierender Isolationsschicht über 20 s. keine Partikel und keinen schwarzen Rauch erzeugt. Der praktische Impuls des Treibstoffs beträgt etwa 93% des theoretischen Wertes, der Gewichtsverlust der Isolation beim Abbrand etwa 2%.
    Die Ummantelung des Treibsatzes mit inhibierender Isolation erfolgt vorteilhaft durch nachträgliches Umgießen des ausgehärteten Treibstoffblocks.
  • 2. Andere Treibstoff/Isolationsverbunde mit geringer Ablationsrate sind auf folgenden Isolationsformulierungen (in Gew.%) augebaut:
    Binder: Iso 2 Iso 3 Iso 4 Iso 5 Iso 6
    HTPB 54,16 43,21 47,76 44,14 -
    IPDI 6,51 5,19 5,74 5,30 9,44
    Butantriol 0,63 0,50 0,55 0,51 1,50
    Polyesterdiol - - - - 39,06
    FeAc 0,003 0,006 0,005 0,005 0,001
    Antioxidanz 0,15 0,20 0,19 0,18 -
    Füllstoffe
    SiC 4,18 3,99 4,38 4,05 4,15
    SiO2 29,99 39,93 32,66 30,18 42,15
    SiO2
    ultrafein 1,02 - - - -
    ZrO2 - 3,79 - - -
    TiO2 - - 1,83 1,69 -
    Fasern
    C-Faser 3,36 3,19 - - 3,34
    SiO2/Al2O3-Faser - - 6,89
    ZrO2-Faser - - - 13,95 -

    • Claims (21)

    1. Raketentreibsatz mit rauchreduziertem Abbrand, insbesondere für Stirnbrenner, mit einem Treibstoff auf der Basis von Ammoniumperchlorat mit einem Binder aus isocyanatgebundenem, hydroxyterminiertem Polybutadien und einer den Treibstoff umgebenden, inihibierenden Isolationsschicht, dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht aus einem Polyurethan-Binder und einer Füllstoff-Kombination aus 2 bis 8 Gew.% Siliciumcarbid, 20 bis 60 Gew.% Siliciumdioxid und temperaturfesten Kohlenstoff-, Polymer-, Silikat- oder Keramikfasern mit einer Länge von 1 bis 20 mm und einem Gehalt von 2 bis 20 Gew.% besteht.
    2. Raketentreibsatz nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Treibstoff neben 50 bis 90 Gew.% Ammoniumperchlorat 0 bis 30 Gew.% Nitramine, wie Hexogen oder Oktogen, und 0,5 bis 15 Gew.% Abbrandkatalysatoren, z.B. Eisen-III-oxid oder Ferrocenderivate, enthält.
    3. Raketentreibsatz nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Binder des Treibstoffs sich zusammensetzt aus 8 bis 20 Gew.% hydroxyterminiertem Polybutadien, das mit Isophorondiisocyanat oder Dimeryldiisocyanat in äquivalenten Anteilen gebunden ist, etwa 2 bis 8 Gew.% Weichmacher, 0,3 bis 0,5 Gew.% Antioxidantien, 0,1 bis 0,3 Gew.% Verarbeitungshilfsstoffe, 50 bis 500 ppm Härtungekatalysator und 0,1 bis 1 Gew.% Haftvermittler.
    4. Raketentreibsatz nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Härtungskatalysator Triphenylwismut ist.
    5. Raketentreibsatz nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Haftvermittler auf der Basis cyanethylierter Polyamine aufgebaut ist.
    6. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 3 bis 5, daduch gekennzeichnet, daß der Haftvermittler auf der Basis cyanethylierter Polyaminokohole aufgebaut ist.
    7. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationeschicht als Binder 30 bis 70 Gew.% hydroxyterminiertes Polybutadien, Polyester- oder Polyetherpolyol, das mit Di- oder Triisocyanat, wahlweise einem Triol in äquivalenten Anteilen gebunden ist, enthält.
    8. Raketentreibsatz nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Binder der Isolationsschicht mit Anteilen von 40 bis 55 Gew.% vorgesehen ist.
    9. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Polymerfasern der Isolationsschicht aus Polyester, Polyamid, Polybenzimidazol oder anderen temperaturbeständigen Kunstharzen bestehen.
    10. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht Glasfasern enthält.
    11. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Füllstoff-Kombination der Isolationsschicht zusätzlich 0,5 bis 5 Gew.% ultrafeines Titandioxid, Siliciumdioxid oder Zirkondioxid mit einer Korngröße von 20 bis 1000 nm enthält.
    12. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht beim Abbrand des Treibstoffs und der dabei erfolgenden Pyrolyse der organischen Bestandteile eine nicht ablatierende, thermische Isolierung der Brennkammerwand bildet.
    13. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht beim Abbrand des Treibstoffs eine keramisierte Schicht bildet.
    14. Verfahren zur Herstellung eines Raketentreibsatzes nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Füllstoffe der Füllstoff-Kombination und der Binder in einem Knetprozeß homogenisiert werden und anschließend zu der Isolationsschicht unter Aushärten des Binders verarbeitet werden.
    15. Verfahren nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Fasern vor dem Einarbeiten in den Binder in Wasser oder Lösungsmitteln entschlichtet und anschließend mit einer Haftvermittlerlösung behandelt werden.
    16. Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß für Silikat-, Glas- oder Keramikfasern eine Haftvermittlerlösung auf der Basis funktionalisierter Silane eingesetzt wird.
    17. Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß für Polymer- oder Kohlenstoffasern eine Haftvermittlerlösung aus einem Gemisch von Polyisocyanat und kurzkettigem Polyester- oder Polyetherpolyol eingesetzt wird.
    18. Verfahren nach einem der Ansprüche 14 bis 17, dadurch gekennzeichnet, daß der Treibstoff als Formkörper in eine Gießform oder in die Brennkammer eingesetzt und mit der Mischung der Isolationsschicht umgossen wird und die Mischung anschließend zur Isolationsschicht ausgehärtet wird.
    19. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Mischung der Isolationsschicht in der Brennkammer oder einer entsprechenden Form durch Zentrifugieren zu einer Isolationsschicht mit einer Dicke von 1 bis 10 mm geformt und nach dem Aushärten mit dem Treibstoff in Form eines Slurry ausgegossen wird.
    20. Verfahren nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht während oder nach dem Aushärten innenseitig mit einer aufgerauhten Oberfläche versehen wird.
    21. Verfahren nach Anspruch 19 oder 20, dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht nach dem Aushärten mit einem Haftvermittler für den Treibstoff versehen wird.
    EP00108297A 1999-04-19 2000-04-14 Raketentreibsatz Expired - Lifetime EP1046626B1 (de)

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