EP2455704A2 - Flugkörper mit einer Aussenhülle und einer darauf aufgebrachten Ablationsschicht - Google Patents

Flugkörper mit einer Aussenhülle und einer darauf aufgebrachten Ablationsschicht Download PDF

Info

Publication number
EP2455704A2
EP2455704A2 EP11008941A EP11008941A EP2455704A2 EP 2455704 A2 EP2455704 A2 EP 2455704A2 EP 11008941 A EP11008941 A EP 11008941A EP 11008941 A EP11008941 A EP 11008941A EP 2455704 A2 EP2455704 A2 EP 2455704A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
matrix material
layer
ablation layer
outer shell
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.)
Granted
Application number
EP11008941A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP2455704A3 (de
EP2455704B1 (de
Inventor
Peter Gerd Fisch
Gerd Elsner
Rainer Hezel
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.)
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Diehl BGT Defence GmbH and Co KG filed Critical Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Publication of EP2455704A2 publication Critical patent/EP2455704A2/de
Publication of EP2455704A3 publication Critical patent/EP2455704A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2455704B1 publication Critical patent/EP2455704B1/de
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/34—Protection against overheating or radiation, e.g. heat shields; Additional cooling arrangements
    • 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
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/25—Web or sheet containing structurally defined element or component and including a second component containing structurally defined particles
    • Y10T428/252—Glass or ceramic [i.e., fired or glazed clay, cement, etc.] [porcelain, quartz, etc.]

Definitions

  • the invention relates to a missile having an outer shell and an outer coating applied thereto in the form of an ablation layer, which contains a matrix material intended for at least partial decomposition during a flight.
  • Air targets require fast missiles that are superior in maneuverability to their targets because of their high speed. Airspeeds over 1000 m / s are desirable here.
  • the invention is based on the consideration that in a flight in the atmosphere at high speed frictional heat is generated, through which the missile, in particular at its tip and at its tail, heats up.
  • This phenomenon is known from space travel, in which, for example, space gliders are equipped with a heat shield.
  • the thermal insulation effect of such a heat shield is achieved mainly by a pyrolysis resulting cooling boundary layer between the missile and the passing air of the atmosphere.
  • the material of the heat shield gasifies and thus forms around the heat shield a gas layer, which serves as a cooling boundary layer.
  • Such a heat shield is usually placed as a plate-shaped material on the missile and connected thereto.
  • this approach has the disadvantage that the application is complicated and therefore expensive and the heat shield has a relatively large thickness in order to be able to be placed as a layer can.
  • the high-speed phase of an unmanned guided missile in particular an anti-aircraft missile, lasts only a few seconds.
  • the effect of heat is thus lower than, for example, in a space glider.
  • the outer shell is thinner and sensitive electronic components are closer to the outer shell than a space glider.
  • a critical temperature is therefore lower than in a space glider.
  • the requirements for a heat shield with an ablation layer on an unmanned guided missile are therefore different insofar as it must provide only a short time against a relatively low heat, but the thermal shield within this time must be so good that the temperature of the underlying outer shell only slightly increases, for example by less than 50 K, in particular less than 30 K.
  • the thickness of the ablation layer is expediently below 1 mm, preferably below 0.7 mm, in particular below 0.5 mm. As a result, the weight of the missile can be kept low and its range high.
  • the missile is expediently an unmanned guided missile, in particular with a rocket engine, for example a missile intended for destroying targets with a destructive effect causing the destruction.
  • a rocket may be a ground-to-air missile or an air-to-air missile, a rocket to combat aerial targets.
  • the outer shell of the missile may be a metal shell that protects the interior components of the missile.
  • An ablation layer is characterized in that it is provided at an airspeed at which the missile is in regular operation, thermally decomposed.
  • thermal decomposition can be understood to mean that material of the ablation layer at least partially changes from a solid to a gaseous state when the temperature increases. Expediently, the thermal decomposition of the ablation layer loses at least 1% of its weight per minute, in particular per second, with material changing from the solid state to the gaseous state.
  • the above-mentioned amount of material advantageously relates only to the matrix material of the ablation layer.
  • outer coating is understood such a coating, which points radially outward.
  • An interior coating that faces an interior is not an exterior coating in that sense.
  • the glass hollow bodies are expediently glass hollow spheres. These are at least substantially spherical glass bodies which form a cavity in their interior. The sphericity is achieved when the smallest outer diameter in any direction is not less than 50%, in particular 80%, of the largest outer diameter of the glass hollow sphere in a different direction.
  • the cavity is expediently filled with gas, preferably at least 90%, in particular completely.
  • At least 80% of the glass hollow bodies contained in the matrix material have an outer diameter of 12 ⁇ m ⁇ 5 ⁇ m.
  • an average outer diameter of the glass hollow body e.g. a not quite spherical glass hollow sphere, are considered.
  • a further advantageous embodiment of the invention provides that the hollow glass body make up at least 20% of the layer volume of the ablation layer. As a result, a good thermal insulation effect of the ablation layer can be achieved. With a volume fraction of the hollow glass body up to 65%, the ablation layer can still remain mechanically stable in such a way that it does not flake off even in the case of reasonable strokes.
  • the invention is also directed to a method for producing a missile with an outer shell, in which an outer coating in the form of an ablation layer is applied to the outer shell, which at least partially Decomposition during a flight provided matrix material. It is proposed that glass hollow spheres are embedded in the matrix material according to the invention.
  • a thin ablation layer is particularly easy to apply in the form of a paint, for example, applied with a brush or sprayed through a nozzle on the outer shell.
  • the ablation layer is applied as a liquid material to the outer shell.
  • a liquid material is also understood to mean a viscous material that can be applied to the outer shell by spraying or spread as a layer.
  • the initially liquid material is such that it is curable after application to the outer shell and in particular cures independently. The curing can be done by drying, vulcanization, by a chemical reaction of two different components or in other ways.
  • a matrix material is a material into which the hollow glass body can be embedded in such a way that it is held firmly by the matrix material in its position in the matrix material.
  • the matrix material is a lacquer.
  • the matrix material is a self-hardening material.
  • the curing may be accomplished by the evaporation of a diluent, by vulcanization or as a chemical reaction, e.g. in a multi-component system.
  • the matrix material contains an epoxy resin, whereby a simple application and an independent curing can be achieved.
  • An epoxy resin can consist of polymers which harden from a liquid state into a solid state with the addition of a suitable hardener and form a thermosetting plastic.
  • the matrix material contains a polyester resin, with which also a simple application and a self-curing can be achieved.
  • the matrix material contains an elastomer.
  • a terpolymeres elastomer such as EPDM (ethylene-propylene-diene rubber).
  • a likewise suitable ablation layer can be achieved in that the matrix material contains a thermoplastic, PEEK (polyetheretherketone) being particularly suitable for its hardness and stability.
  • PEEK polyetheretherketone
  • isocyanates for example polyurethanes, which, however, are expediently not used as foam but as varnish.
  • the chemical composition of the matrix material is advantageously chosen so that the decomposition temperature of the matrix material is between 150 ° C and 250 ° C, in particular between 180 ° C and 220 ° C. Further, it is advantageous if the composition of matrix material and glass hollow bodies is selected so that the thickness of the ablation layer at an energy input of 1 MW / m 2 within 20 s between 50 .mu.m and 500 .mu.m shrinks, in particular between 50 .mu.m and 200 .mu.m. This energy input is typical at velocities of antimissile missiles in lower air layers, so that within a typical approach of a missile the corresponding layer thickness is given off by gasification and thus forms the thermal protection layer.
  • a good thermal protection effect can also be achieved if the ablation layer loses 50 ⁇ m to 150 ⁇ m in thickness at a temperature of 200 ° C within 20 seconds.
  • the ablation layer need not be the only layer on the outer shell of the missile and may be attached to an underlying layer and / or below an overlying layer. Several layers underneath and / or above are also conceivable. A good mechanical resistance of the ablation layer can be achieved if it comprises a base layer and a cover layer applied thereto, which is free of glass hollow bodies. Due to the thermal insulation effect of the hollow glass body in the base layer with the glass hollow bodies, the heat transfer from the cover layer is delayed in the outer shell of the missile.
  • the mechanically stable cover layer can protect the underlying base layer and is expediently designed so that it also functions as an ablation layer, analogous to the base layer. In a high-speed flight of the missile first the cover layer and then the base layer is decomposed, both layers cool the outer shell by Ablationsrial.
  • the cover layer may be a lacquer layer, and it is in particular thinner than the base layer, for example, with a thickness of not more than 300 microns.
  • the material of the cover layer is kept at least substantially the same as the matrix material of the base layer, so that both layers have at least substantially the same ablation effect and thus the same cooling effect.
  • a particularly stable layer on the outer shell can be achieved if the ablation layer is applied to a primer layer, which in turn is applied to the outer shell.
  • the primer layer is expediently formed from the same material as the matrix material of the ablation layer. If the ablation layer is coated with a further layer which is free of glass hollow bodies, an aerodynamically advantageous surface can be produced.
  • Such a cover layer can also be understood as part of the ablation layer, since the cover layer is expediently likewise an ablation layer.
  • the invention is further directed to the use of a matrix material in which hollow glass bodies are embedded. It is proposed that the matrix material according to the invention be used as an ablation layer provided for at least partial evaporation during a flight and forming an outer coating on the outer shell of a missile.
  • Fig. 1 shows a schematic representation of a missile 2 with a wing 6-bearing fuselage 4 and a hood 8, which forms the tip of the missile 2, and the a arranged under the hood 8 Dom 10 protects.
  • the missile 2 is an unmanned missile in the form of an anti-aircraft missile for controlling air targets with an unillustrated active, which is provided for destroying the air target by blowing.
  • the hull 4 and the hood 8 form an outer shell of the missile 2, wherein the wings 6 can be optionally referred to as parts of the outer shell.
  • the wings 6 can be optionally referred to as parts of the outer shell.
  • On the outer shell several layers are applied, for example in the form of a paint, in Fig. 2 are shown.
  • Fig. 2 shows a section through the tip of the missile 2. Shown is an outer shell 12 made of metal and a coating 14 applied thereto. The coating 14 is also applied to the wings 6. It is composed of two layers 16, 18, wherein the layer 16 is a primer layer on the metallic outer shell 12. On this primer, the layer 18 is applied as an outer coating, which therefore points radially outward from the view of the outer shell 12 and is formed as Ablations Mrs.
  • This ablation layer 18 comprises a base layer 20 and a cover layer 22 applied thereon.
  • the base layer 20 of the ablation layer 18 is formed from a matrix material 24 with glass hollow bodies 26 embedded therein, wherein both the layers 16 and 18 and the glass hollow bodies 26 are not drawn to scale, but are too thick or too large.
  • the matrix material 24 is a self-hardening material in the form of an epoxy resin or a polyester resin, in which the hollow glass body 26 are firmly and immovably embedded after hardening of the matrix material 24.
  • the cover layer 22 consists of the same material as the matrix material 24 and is applied to the base layer 20 in the form of a covering lacquer layer. The cover layer 22 is free of glass hollow bodies 26.
  • the primer layer 16 is made of a different material than the matrix material 24.
  • the primer layer 16 is about 200 .mu.m thick
  • the ablation layer 18 is about 700 .mu.m thick, with about 500 .mu.m on the base layer 20 and about 200 .mu.m on the cover layer 22.
  • the glass hollow bodies 26 are hollow glass spheres with an average outer radius of 12 ⁇ m, 90% of the hollow glass body 26 having an outer diameter of 12 ⁇ m ⁇ 3 ⁇ m. The glass hollow bodies 26 make up about 25% by volume of the base layer 20.
  • the primer layer 16 is made of the same material as the matrix material 24 of the base layer 20, whereas the cover layer 22 is made of a different material, eg, another lacquer to reduce the surface roughness caused by the base layer 20 bearing the glass hollow bodies 26 .
  • the primer layer 16 is a layer of paint called Seevenax (Seevenax is a registered trademark DE 841645 the company Mankiewicz Gebr. & Co. (GmbH & Co. KG), Hamburg) as an adhesion-promoting layer exist.
  • Seevenax is a registered trademark DE 841645 the company Mankiewicz Gebr. & Co. (GmbH & Co. KG), Hamburg) as an adhesion-promoting layer exist.
  • a plurality of layers Seevenax with 25 vol .-% glass hollow body 26 are applied as a base layer 20 until a layer thickness of 500 microns is reached.
  • a topcoat is used, for example, Alexit Noridur 406 (Alexit is a registered trademark DE 61721 Mankiewicz Gebr. & Co. (GmbH & Co. KG), Hamburg; Noridur is a registered trademark DE 667526 the company Mankiewicz Gebr. & Co. (GmbH & Co. KG), Hamburg).
  • the matrix material 26 can be mixed with a diluent into which the glass hollow bodies 26 have previously been introduced.
  • the thinner with the glass hollow bodies 26 are first stirred and then stirred together with the matrix material 24.
  • 1250 g of Seevenax, 250 g of hardener and 300 g of diluent are possible and advantageous, 50 g of glass hollow body 26 being stirred into 400 g of thinner.
  • a viscous mixture of not yet cured matrix material 24 and glass body coupons 26, also referred to as a liquid mixture can be applied to the primer layer 16 by means of a Sprühlack Anlagens réelle in several layers, wherein a layer initially hardens before a further layer is applied. After curing of the uppermost layer of the base layer 20, the cover layer 22 can then also be applied and cured by the device for spray application.
  • the base layer 20 thus obtained has a decomposition temperature of about 200 ° C and shrinks at an energy input of 1 MW / m 2 within 20 s by about 70 microns. In this way, it forms a sufficient heat protection, so that the outer shell 12 is heated at this energy input within 20 s by not more than 30 ° C.
  • the ablation layer 18 can also be applied without a covering layer 22 and expediently covers at least the front part of the outer shell 12 of the missile 2, for example the outer shell 12 over a length of at least 10% of the entire missile 2. Expediently, the ablation layer 18 covers the entire fuselage 4 as an outer coating, whereby the wings can be coated by the Ablations Mrs.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Paints Or Removers (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Die Erfindung geht aus von einem Flugkörper (2) mit einer Außenhülle (12) und einer darauf aufgebrachten Außenbeschichtung in Form einer Ablationsschicht (18), die ein zur zumindest teilweisen Zersetzung während eines Flugs vorgesehenes Matrixmaterial (24) enthält. Um den Flugkörper auch nach einem Flug mit einer Geschwindigkeit oberhalb 1000 m/s zuverlässig einsatzbereit zu halten, wird vorgeschlagen, dass im Matrixmaterial (24) Glashohlkörper (26) eingebettet sind.

Description

  • Die Erfindung betrifft einen Flugkörper mit einer Außenhülle und einer darauf aufgebrachten Außenbeschichtung in Form einer Ablationsschicht, die ein zur zumindest teilweisen Zersetzung während eines Flugs vorgesehenes Matrixmaterial enthält.
  • Zur Bekämpfung von Luftzielen werden schnelle Flugkörper benötigt, die aufgrund ihrer hohen Geschwindigkeit eine Manöverüberlegenheit gegenüber ihrem Ziel haben. Fluggeschwindigkeiten über 1000 m/s sind hierbei wünschenswert.
  • Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen Flugkörper anzugeben, der auch nach einem Flug mit einer Geschwindigkeit oberhalb 1000 m/s zuverlässig einsatzbereit ist.
  • Diese Aufgabe wird durch einen Flugkörper der eingangsgenannten Art gelöst, bei dem erfindungsgemäß im Matrixmaterial Glashohlkörper eingebettet sind.
  • Die Erfindung geht von der Überlegung aus, dass bei einem Flug in der Atmosphäre mit hoher Geschwindigkeit Reibungswärme entsteht, durch die sich der Flugkörper, insbesondere an seiner Spitze und an seinem Leitwerk, erwärmt. Dieses Phänomen ist aus der Raumfahrt bekannt, bei der beispielweise Raumgleiter mit einem Hitzeschild ausgestattet werden. Die thermische Isolationswirkung eines solchen Hitzeschilds wird hauptsächlich durch eine durch Pyrolyse entstehende kühlende Grenzschicht zwischen dem Flugkörper und der vorbei fliegenden Luft der Atmosphäre erreicht. Das Material des Hitzeschilds vergast und bildet somit rund um den Hitzeschild eine Gasschicht, die als kühlende Grenzschicht dient.
  • Ein solcher Hitzeschild wird üblicherweise als plattenförmiges Material auf den Flugkörper aufgelegt und mit diesem verbunden. In Bezug auf Flugkörper in Form von Abwehrraketen hat dieses Vorgehen den Nachteil, dass das Aufbringen aufwendig und somit teuer ist und das Hitzeschild eine verhältnismäßig große Dicke hat, um als Schicht aufgelegt werden zu können.
  • Im Unterschied zu Luftfahrzeugen der Raumfahrt dauert die Hochgeschwindigkeitsphase eines als unbemannten Lenkflugkörper, insbesondere als Luftabwehrrakete, ausgeführten Flugkörpers nur wenige Sekunden. Die Hitzeeinwirkung ist somit geringer als beispielsweise bei einem Raumgleiter. Allerdings ist die Außenhülle dünner und empfindliche Elektronikkomponenten liegen näher an der Außenhülle als bei einem Raumgleiter. Eine kritische Temperatur liegt daher tiefer als bei einem Raumgleiter. Die Anforderungen an ein Hitzeschild mit einer Ablationsschicht auf einem unbemannten Lenkflugkörper sind daher insofern anders, als dass sie nur kurzzeitig gegen eine verhältnismäßig geringe Hitzeeinwirkung sorgen muss, die thermische Abschirmung innerhalb dieser Zeit jedoch so gut sein muss, dass die Temperatur der darunter liegenden Außenhülle nur geringfügig ansteigt, beispielweise um weniger als 50 K, insbesondere weniger als 30 K.
  • Durch das Vorhandensein von Glashohlkörpern im Matrixmaterial der Ablationsschicht kann eine hohe thermische Isolierung auch bei einer sehr dünnen Ablationsschicht, beispielsweise in Form einer Lackschicht, erreicht werden, sodass der Flugkörper mit einer sehr dünnen Ablationsschicht versehen werden kann, die dennoch eine ausreichende thermische Isolierwirkung erreicht. Die Dicke der Ablationsschicht liegt zweckmäßigerweise unterhalb von 1 mm, vorzugsweise unterhalb von 0,7 mm, insbesondere unterhalb von 0,5 mm. Hierdurch kann das Gewicht des Flugkörpers gering und dessen Reichweite hoch gehalten werden.
  • Der Flugkörper ist zweckmäßigerweise ein unbemannter Lenkflugkörper, insbesondere mit einem Raketentriebwerk, beispielsweise eine zur Zerstörung von Zielen vorgesehene Rakete mit einem die Zerstörung bewirkenden Wirksatz. Eine solche Rakete kann eine Boden-Luft-Rakete oder Luft-Luft-Rakete sein, also eine Rakete zur Bekämpfung von Luftzielen. Die Außenhülle des Flugkörpers kann eine Hülle aus Metall sein, die die Innenkomponenten des Flugkörpers schützt.
  • Eine Ablationsschicht zeichnet sich dadurch aus, dass sie bei einer Fluggeschwindigkeit, zu der der Flugkörper im regulären Betrieb vorgesehen ist, thermisch zersetzt wird. Unter einer thermischen Zersetzung kann im Folgenden verstanden werden, dass Material der Ablationsschicht bei einer Temperaturerhöhung zumindest teilweise aus einem festen in einen gasförmigen Zustand übergeht. Zweckmäßigerweise verliert die Ablationsschicht bei einer thermischen Zersetzung mindestens 1 % ihres Gewichts pro Minute, insbesondere pro Sekunde, wobei Material aus dem festen Zustand in den gasförmigen Zustand übergeht. Die oben angegebene Materialmenge bezieht sich vorteilhafterweise nur auf das Matrixmaterial der Ablationsschicht. Als Außenbeschichtung wird eine solche Beschichtung verstanden, die nach radial außerhalb weist. Eine Innenraumbeschichtung, die zu einem Innenraum weist, ist keine Außenbeschichtung in diesem Sinne.
  • Die Glashohlkörper sind zweckmäßigerweise Glashohlkugeln. Diese sind zumindest im Wesentlichen kugelförmige Glaskörper, die in ihrem Inneren einen Hohlraum bilden. Die Kugelförmigkeit wird erreicht, wenn der kleinste Außendurchmesser in irgendeiner Richtung nicht weniger als 50 %, insbesondere 80%, des größten Außendurchmessers der Glashohlkugel in eine andere Richtung beträgt. Der Hohlraum ist zweckmäßigerweise mit Gas gefüllt, vorzugsweise zu mindestens zu 90 %, insbesondere vollständig.
  • In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung weisen zumindest 80 % der im Matrixmaterial enthaltenen Glashohlkörper einen Außendurchmesser von 12 µm ± 5 µm auf. Hierdurch kann eine gute thermische Isolierwirkung auch bei einer dünnen Ablationsschicht von unterhalb von 1 mm Dicke erreicht werden. Als Außendurchmesser kann hierbei ein mittlerer Außendurchmesser des Glashohlkörpers, z.B. einer nicht ganz kugelförmigen Glashohlkugel, angesehen werden.
  • Eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung sieht vor, dass die Glashohlkörper zumindest 20 % des Schichtvolumens der Ablationsschicht ausmachen. Hierdurch kann eine gute thermische Isolationswirkung der Ablationsschicht erreicht werden. Bei einem Volumenanteil der Glashohlkörper bis 65 % kann die Ablationsschicht noch so mechanisch stabil bleiben, dass sie auch bei vertretbaren Schlägen nicht teilweise abplatzt.
  • Die Erfindung ist außerdem gerichtet auf ein Verfahren zur Herstellung eines Flugkörpers mit einer Außenhülle, bei dem eine Außenbeschichtung in Form einer Ablationsschicht auf die Außenhülle aufgebracht wird, die ein zur zumindest teilweisen Zersetzung während eines Flugs vorgesehenes Matrixmaterial enthält. Es wird vorgeschlagen, dass in das Matrixmaterial erfindungsgemäß Glashohlkugeln eingebettet sind.
  • Eine dünne Ablationsschicht lässt sich besonders leicht in Form eines Anstrichs aufbringen, der beispielsweise mit einem Pinsel aufgetragen oder durch eine Düse auf die Außenhülle aufgesprüht wird. Allgemein gesprochen ist es vorteilhaft, wenn die Ablationsschicht als flüssiges Material auf die Außenhülle aufgebracht wird. Unter einem flüssigen Material wird insoweit auch ein zähflüssiges Material verstanden, dass durch Aufspritzen oder Verstreichen als eine Schicht auf die Außenhülle aufbringbar ist. Zweckmäßigerweise ist das zunächst flüssige Material derart, dass es nach dem Aufbringen auf die Außenhülle aushärtbar ist und insbesondere selbstständig aushärtet. Das Aushärten kann durch ein Trocknen, ein Vulkanisieren, durch eine chemische Reaktion zweier unterschiedlicher Komponenten oder auf anderem Wege erfolgen.
  • Ein Matrixmaterial ist ein Material, in das die Glashohlkörper so einbettbar sind, dass sie vom Matrixmaterial fest an ihrer Position im Matrixmaterial gehalten werden. Besonders vorteilhaft ist das Matrixmaterial ein Lack.
  • Zweckmäßigerweise ist das Matrixmaterial ein selbst aushärtendes Material. Das Aushärten kann durch das Ausdunsten eines Verdünners, durch Vulkanisation oder als chemische Reaktion, z.B. in einem Mehrkomponentensystem, geschehen.
  • Besonders vorteilhaft enthält das Matrixmaterial einen Epoxydharz, wodurch ein einfaches Auftragen und ein selbstständiges Aushärten erreicht werden kann. Ein Epoxydharz kann aus Polymeren bestehen, die unter Zugabe eines geeigneten Härters aus einem flüssigen Zustand in einen festen Zustand aushärten und einen duroplastischen Kunststoff bilden.
  • Weiter vorteilhaft enthält das Matrixmaterial ein Polyesterharz, mit dem ebenfalls ein einfaches Auftragen und ein selbstständigen Aushärten erreichbar ist.
  • Weiter möglich und vorteilhaft ist es, wenn das Matrixmaterial ein Elastomer enthält. Besonders geeignet ist ein terpolymeres Elastomer, wie beispielsweise EPDM (Ethylen-Propylen-Dien-Kautschuk).
  • Eine ebenfalls geeignete Ablationsschicht kann dadurch erreicht werden, dass das Matrixmaterial einen thermoplastischen Kunststoff enthält, wobei PEEK (Polyetheretherketon) durch seine Härte und Beständigkeit besonders geeignet ist.
  • Weiter geeignet sind Isocyanate, beispielsweise Polyurethane, die zweckmäßigerweise jedoch nicht als Schaum sondern als Lack Verwendung finden.
  • Die chemische Zusammensetzung des Matrixmaterials ist vorteilhafterweise so gewählt, dass die Zersetzungstemperatur des Matrixmaterials zwischen 150 °C und 250 °C liegt, insbesondere zwischen 180 °C und 220 °C. Weiter ist es vorteilhaft, wenn die Zusammensetzung aus Matrixmaterial und Glashohlkörpern so gewählt ist, dass die Dicke der Ablationsschicht bei einem Energieeintrag von 1 MW/m2 innerhalb von 20 s zwischen 50 µm und 500 µm schwindet, insbesondere zwischen 50 µm und 200 µm. Dieser Energieeintrag ist typisch bei Geschwindigkeiten von Abwehrraketen in unteren Luftschichten, sodass innerhalb eines typischen Anflugs einer Abwehrrakete die entsprechende Schichtdicke durch Vergasen abgegeben wird und somit die thermische Schutzschicht bildet.
  • Eine gute thermische Schutzwirkung kann auch erreicht werden, wenn die Ablationsschicht bei einer Temperatur von 200 °C innerhalb von 20 Sekunden 50 µm bis 150 µm ihrer Dicke verliert.
  • Die Ablationsschicht muss nicht die einzige Schicht auf der Außenhülle des Flugkörpers sein und kann auf eine darunter liegende und/oder unter eine darüber liegende Schicht angebracht sein. Auch mehrere darunter und/oder darüber liegende Schichten sind denkbar. Eine gute mechanische Beständigkeit der Ablationsschicht kann erreicht werden wenn diese eine Grundschicht und eine darauf aufgebrachte Deckschicht umfasst, die frei von Glashohlkörpern ist. Durch die thermische Isolationswirkung der Glashohlkörper in der Grundschicht mit den Glashohlkörpern wird der Wärmeübergang von der Deckschicht in die Außenhülle des Flugkörpers verzögert.
  • Die mechanisch stabile Deckschicht kann die darunter liegende Grundschicht schützen und ist zweckmäßigerweise so ausgebildet, dass sie ebenfalls als Ablationsschicht fungiert, analog wie die Grundschicht. Bei einem Hochgeschwindigkeitsflug des Flugkörpers wird zuerst die Deckschicht und danach die Grundschicht zersetzt, wobei beide Schichten durch die Ablationswirkung die Außenhülle kühlen. Die Deckschicht kann eine Lackschicht sein, und sie ist insbesondere dünner als die Grundschicht, beispielsweise mit einer Dicke nicht über 300 µm.
  • Weiter ist es vorteilhaft, wenn das Material der Deckschicht zumindest weitgehend gleich gehalten wird wie das Matrixmaterial der Grundschicht, sodass beide Schichten zumindest im Wesentlichen die gleiche Ablationswirkung und somit die gleiche Kühlwirkung zukommt.
  • Eine besonders stabile Schicht auf der Außenhülle kann erreicht werden, wenn die Ablationsschicht auf eine Grundierungsschicht aufgebracht ist, die ihrerseits auf die Außenhülle aufgebracht ist. Die Grundierungsschicht ist zweckmäßigerweise aus dem gleichen Material gebildet wie das Matrixmaterial der Ablationsschicht. Ist die Ablationsschicht mit einer weiteren Schicht überzogen, die frei von Glashohlkörpern ist, kann eine aerodynamisch vorteilhafte Oberfläche hergestellt werden. Eine solche Deckschicht kann auch als Bestandteil der Ablationsschicht verstanden werden, da die Deckschicht zweckmäßigerweise ebenfalls eine Ablationsschicht ist.
  • Die Erfindung ist des Weiteren gerichtet auf die Verwendung eines Matrixmaterials, in das Glashohlkörper eingebettet sind. Es wird vorgeschlagen, dass das Matrixmaterial erfindungemäß als zur zumindest teilweisen Verdampfung während eines Flugs vorgesehene und eine Außenbeschichtung auf der Außenhülle eines Flugkörpers bildende Ablationsschicht verwendet wird.
  • Weitere Vorteile ergeben sich aus der folgenden Zeichnungsbeschreibung. In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Die Zeichnung und die Beschreibung enthalten zahlreiche Merkmale in Kombination, die der Fachmann zweckmäßigerweise auch einzeln betrachten und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammenfassen wird.
  • Es zeigen:
    • Fig. 1
    einen Flugkörper mit Außenhülle und Flügel, auf denen eine Ablationsschicht aufgebracht ist, und
    Fig. 2
    eine Schnittdarstellung durch die Spitze des Flugkörpers aus Fig. 1
  • Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugkörpers 2 mit einem Flügel 6 tragenden Rumpf 4 und einer Haube 8, die die Spitze des Flugkörpers 2 bildet, und die einen unter der Haube 8 angeordneten Dom 10 schützt. Der Flugkörper 2 ist ein unbemannter Lenkflugkörper in Form einer Luftabwehrrakete zur Bekämpfung von Luftzielen mit einem nicht dargestellten Wirkeinsatz, der zum Zerstören des Luftziels durch Sprengung vorgesehen ist.
  • Der Rumpf 4 und die Haube 8 bilden eine Außenhülle des Flugkörpers 2, wobei auch die Flügel 6 optional als Teile der Außenhülle bezeichnet werden können. Auf die Außenhülle sind mehrere Schichten aufgebracht, beispielsweise in Form einer Lackierung, die in Fig. 2 dargestellt sind.
  • Fig. 2 zeigt einen Schnitt durch die Spitze des Flugkörpers 2. Gezeigt ist, eine Außenhülle 12 aus Metall und einer darauf aufgebrachten Beschichtung 14. Die Beschichtung 14 ist auch auf die Flügel 6 aufgebracht. Sie ist aus zwei Schichten 16, 18 aufgebaut, wobei die Schicht 16 eine Grundierungsschicht auf der metallischen Außenhülle 12 ist. Auf diese Grundierung ist die Schicht 18 als Außenbeschichtung aufgebracht, die also aus Sicht der Außenhülle 12 nach radial außen weist und als Ablationsschicht gebildet ist. Diese Ablationsschicht 18 umfasst eine Grundschicht 20 und eine darauf aufgebrachte Deckschicht 22.
  • Die Grundschicht 20 der Ablationsschicht 18 ist aus einem Matrixmaterial 24 mit darin eingebetteten Glashohlkörpern 26 gebildet, wobei sowohl die Schichten 16 und 18 als auch die Glashohlkörper 26 nicht maßstabsgetreu, sondern zu dick bzw. zu groß dargestellt sind. Das Matrixmaterial 24 ist ein selbst aushärtendes Material in Form eines Epoxydharzes oder eines Polyesterharzes, in das die Glashohlkörper 26 nach dem Aushärten des Matrixmaterials 24 fest und unverrückbar eingebettet sind. In einem ersten Ausführungsbeispiel besteht die Deckschicht 22 aus dem gleichen Material wie das Matrixmaterial 24 und ist in Form einer abdeckenden Lackschicht auf die Grundschicht 20 aufgebracht. Die Deckschicht 22 ist frei von Glashohlkörpern 26. Die Grundierungsschicht 16 besteht aus einem anderen Material als das Matrixmaterial 24.
  • Während die Grundierungsschicht 16 etwa 200 µm dick ist, ist die Ablationsschicht 18 etwa 700 µm dick, wobei auf die Grundschicht 20 etwa 500 µm und auf die Deckschicht 22 etwa 200 µm entfallen. Die Glashohlkörper 26 sind Glashohlkugeln mit einem durchschnittlichen Außenradius von 12 µm, wobei 90 % der Glashohlkörper 26 einen Außendurchmesser von 12 µm ± 3 µm aufweisen. Die Glashohlkörper 26 machen etwa 25 Vol-% der Grundschicht 20 aus.
  • In einem weiteren Ausführungsbeispiel besteht die Grundierungsschicht 16 aus dem gleichen Material wie das Matrixmaterial 24 der Grundschicht 20, wohingegen die Deckschicht 22 aus einem anderen Material besteht, z.B. aus einem anderen Lack zur Verringerung der Oberflächenrauhigkeit, die durch die Glashohlkörper 26 tragende Grundschicht 20 bewirkt wird. So ist die Grundierungsschicht 16 beispielsweise aus einer Schicht aus Lack der Bezeichnung Seevenax (Seevenax ist eine eingetragene Marke DE 841645 der Firma Mankiewicz Gebr. & Co. (GmbH & Co. KG), Hamburg) als haftvermittelnde Schicht bestehen. Auf die Grundierungsschicht 16 sind als Grundschicht 20 mehrere Schichten Seevenax mit 25 Vol.-% Glashohlkörper 26 aufgetragen, bis eine Schichtdicke von 500 µm erreicht ist. Als Deckschicht 22 ist ein Decklack verwendet, beispielsweise Alexit Noridur 406 (Alexit ist eine eingetragene Marke DE 61721 Firma Mankiewicz Gebr. & Co. (GmbH & Co. KG), Hamburg; Noridur ist eine eingetragene Marke DE 667526 der Firma Mankiewicz Gebr. & Co. (GmbH & Co. KG), Hamburg).
  • Zur Herstellung der Ablationsschicht 18 kann das Matrixmaterial 26 mit einem Verdünner vermischt werden, in den zuvor die Glashohlkörper 26 eingebracht wurden. Hierzu kann der Verdünner mit den Glashohlkörpern 26 zuerst verrührt und dann mit dem Matrixmaterial 24 zusammengerührt werden. Möglich und vorteilhaft sind beispielsweise 1250 g Seevenax, 250 g Härter und 300 g Verdünner, wobei in 400 g Verdünner 50 g Glashohlkörper 26 eingerührt wurden.
  • Eine viskose Mischung aus noch nicht ausgehärtetem Matrixmaterial 24 und Glasholkörpern 26, auch als flüssige Mischung bezeichnet, kann mittels eines Sprühlackierungsgeräts auf die Grundierungsschicht 16 aufgebracht und zwar in mehreren Schichten, wobei eine Schicht zunächst aushärtet bevor eine weitere Schicht aufgebracht wird. Nach Aushärten der obersten Schicht der Grundschicht 20 kann anschließend die Deckschicht 22 ebenfalls durch das Gerät zum sprühenden Auftragen aufgebracht und ausgehärtet werden.
  • Die so erhaltene Grundschicht 20 weist eine Zersetzungstemperatur von etwa 200 °C auf und schwindet bei einem Energieeintrag von 1 MW/m2 innerhalb von 20 s um etwa 70 µm. Auf diese Weise bildet sie einen ausreichenden Hitzeschutz, sodass die Außenhülle 12 bei diesem Energieeintrag innerhalb von 20 s um nicht mehr als 30 °C erwärmt wird.
  • Die Ablationsschicht 18 kann auch ohne eine Deckschicht 22 aufgetragen werden und überzieht zweckmäßigerweise zumindest den vorderen Teil der Außenhülle 12 des Flugkörpers 2, beispielsweise die Außenhülle 12 über eine Länge von mindestens 10 % des gesamten Flugkörpers 2. Zweckmäßigerweise überzieht die Ablationsschicht 18 den gesamten Rumpf 4 als Außenbeschichtung, wobei auch die Flügel von der Ablationsschicht beschichtet sein können.
    • Bezugszeichenliste
    • 2
    Flugkörper
    4
    Rumpf
    6
    Flügel
    8
    Kappe
    10
    Dom
    12
    Außenhülle
    14
    Beschichtung
    16
    Grundierungsschicht
    18
    Ablationsschicht
    20
    Grundschicht
    22
    Deckschicht
    24
    Matrixmaterial
    26
    Glashohlkörper

Claims (15)

  1. Flugkörper (2) mit einer Außenhülle (12) und einer darauf aufgebrachten Außenbeschichtung in Form einer Ablationsschicht (18), die ein zur zumindest teilweisen Zersetzung während eines Flugs vorgesehenes Matrixmaterial (24) enthält,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass im Matrixmaterial (24) Glashohlkörper (26) eingebettet sind.
  2. Flugkörper (2) nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass zumindest 80% der im Matrixmaterial (24) enthaltenen Glashohlkörper (26) einen Außendurchmesser von 12 µm ± 5 µm aufweisen.
  3. Flugkörper (2) nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Glashohlkörper (26) zumindest 20% des Schichtvolumens der Ablationsschicht (18) ausmachen.
  4. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Matrixmaterial (24) ein selbst aushärtendes Material ist.
  5. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Matrixmaterial (24) ein Epoxidharz enthält.
  6. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Matrixmaterial (24) ein Polyesterharz enthält.
  7. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Matrixmaterial (24) ein Elastomer, insbesondere ein terpolymeres Elastomer enthält.
  8. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Matrixmaterial (24) einen thermoplastischer Kunststoff enthält.
  9. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Matrixmaterial (24) ein Isocyanat enthält.
  10. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das die Ablationsschicht (18) eine Zersetzungstemperatur zwischen 150°C und 250°C aufweist.
  11. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das die Zusammensetzung aus Matrixmaterial (24) und Glashohlkörpern (26) so gewählt ist, dass die Dicke der Ablationsschicht (18) bei einem Energieeintrag von 1 MW/m2 innerhalb von 20 s zwischen 50 µm und 200 µm schwindet.
  12. Flugkörper (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Ablationsschicht (18) eine Grundschicht (20) und eine darauf aufgebrachte Deckschicht (22) umfasst, die frei von Glashohlkörpern (26) ist.
  13. Flugkörper (2) nach Anspruch 12,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Material der Deckschicht (22) das gleiche Material ist, wie das Matrixmaterial (24).
  14. Verwendung eines Matrixmaterials (24), in das Glashohlkörper (26) eingebettet sind, als zur teilweisen Verdampfung während eines Flugs vorgesehene und eine Außenbeschichtung auf der Außenhülle (12) eines Flugkörpers (2) bildende Ablationsschicht (18).
  15. Verfahren zur Herstellung eines Flugkörpers (2) mit einer Außenhülle (12), bei dem eine Außenbeschichtung in Form einer Ablationsschicht (18) auf die Außenhülle (12) aufgebracht wird, die ein zur zumindest teilweisen Zersetzung während eines Flugs vorgesehenes Matrixmaterial (24) enthält, in die Glashohlkörper ()26 eingebettet sind, wobei die Ablationsschicht (18) als flüssiges Material auf die Außenhülle (12) aufgebracht und anschließend ausgehärtet wird.
EP11008941.4A 2010-11-17 2011-11-10 Flugkörper mit einer Aussenhülle und einer darauf aufgebrachten Ablationsschicht Active EP2455704B1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102010051752A DE102010051752A1 (de) 2010-11-17 2010-11-17 Flugkörper mit einer Außenhülle und einer darauf aufgebrachten Ablationsschicht

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP2455704A2 true EP2455704A2 (de) 2012-05-23
EP2455704A3 EP2455704A3 (de) 2014-07-16
EP2455704B1 EP2455704B1 (de) 2016-01-27

Family

ID=44992489

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP11008941.4A Active EP2455704B1 (de) 2010-11-17 2011-11-10 Flugkörper mit einer Aussenhülle und einer darauf aufgebrachten Ablationsschicht

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20120121892A1 (de)
EP (1) EP2455704B1 (de)
DE (1) DE102010051752A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102017007059A1 (de) 2017-07-26 2019-01-31 Bundesrepublik Deutschland, vertreten durch das Bundesministerium der Verteidigung, vertreten durch das Bundesamt für Ausrüstung, Informationstechnik und Nutzung der Bundeswehr Verfahren zur Herstellung eines Rohrabschnitts einer Flugkörperaußenhülle und Rohrabschnitt einer Flugkörperaußenhülle

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2496090C1 (ru) * 2012-05-11 2013-10-20 Николай Борисович Болотин Зенитная ракета и жидкостный ракетный двигатель
CN112177697B (zh) * 2020-09-09 2022-02-22 西安交通大学 基于热分解反应的热防护耦合开式布雷顿发电系统

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4031059A (en) * 1974-01-21 1977-06-21 Martin Marietta Corporation Low density ablator compositions
US4077921A (en) * 1977-01-19 1978-03-07 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Sprayable low density ablator and application process
US5457471A (en) * 1984-09-10 1995-10-10 Hughes Missile Systems Company Adaptively ablatable radome
US4753169A (en) * 1985-12-23 1988-06-28 General Dynamics, Pomona Division Ablating electromagnetic shield sheath
US4837250A (en) * 1987-07-23 1989-06-06 Usbi Booster Production Company, Inc. Trowelable ablative coating composition and method of use
DE4132234C2 (de) * 1991-09-27 1997-05-07 Rheinmetall Ind Ag Wuchtgeschoß
US5661198A (en) * 1993-09-27 1997-08-26 Nissan Motor Co., Ltd. Ablator compositions
US20040018309A1 (en) * 2002-07-25 2004-01-29 Carrier Corporation Furnace parts protected by thermally and chemically resistant coatings
US6933334B2 (en) * 2003-06-25 2005-08-23 United Technologies Corporation Silicone-cork ablative material
WO2008031545A1 (en) * 2006-09-11 2008-03-20 Dsm Ip Assets B.V. Thermal insulating material

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102017007059A1 (de) 2017-07-26 2019-01-31 Bundesrepublik Deutschland, vertreten durch das Bundesministerium der Verteidigung, vertreten durch das Bundesamt für Ausrüstung, Informationstechnik und Nutzung der Bundeswehr Verfahren zur Herstellung eines Rohrabschnitts einer Flugkörperaußenhülle und Rohrabschnitt einer Flugkörperaußenhülle

Also Published As

Publication number Publication date
EP2455704A3 (de) 2014-07-16
US20120121892A1 (en) 2012-05-17
EP2455704B1 (de) 2016-01-27
DE102010051752A1 (de) 2012-05-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE102011112518B4 (de) Verfahren zur Herstellung einer Oberflächenstruktur mit Blitzschutz sowie Fahrzeugbauteilherstellverfahren
DE3410501C2 (de) Radomwerkstoff
DE68908508T2 (de) Wärmeisolatorschicht für Raketenmotoren.
DD149955A5 (de) Herstellungsverfahren fuer rohre mit kunststoffisolierung ausgeschaeumtem polyurethan
WO2007036349A1 (de) Verfahren zur profilierung einer oberfläche
DE19909675A1 (de) Schichtstruktur und Verfahren zu ihrer Herstellung
EP2455704B1 (de) Flugkörper mit einer Aussenhülle und einer darauf aufgebrachten Ablationsschicht
DE69823798T2 (de) Verbundplatte mit stossgeschützten kanten
DE102019202660A1 (de) 3D-Druckvorrichtung
EP2279280A2 (de) Verfahren zum beschichten eines faserverbundbauteils für ein luft- oder raumfahrzeug und durch ein derartiges verfahren hergestelltes faserverbundbauteil
DE3110358A1 (de) Verfahren zum aufbringen von oberflaechenueberzuegen und pulverfoermiges ueberzugsmittel hierfuer
DE102016202546A1 (de) Verbundstruktur für den Stichschutz, Verfahren zur Herstellung einer Verbundstruktur, Stichschutzeinlage sowie Schutztextil
DE102009050601B4 (de) Bauteil mit Beschichtung und Beschichtungsverfahren
DE102015015313A1 (de) Innenverkleidungsteil sowie ein Verfahren zur Herstellung eines Innenverkleidungsteils
DE102012220305A1 (de) Sandwichbauteil
DE3886209T2 (de) Mit flossen versehenes stabilisierungsheckteil für ein pfeilgeschoss.
DE102015119396A1 (de) Verbundbauteil und Verfahren zur Herstellung eines Verbundbauteils
DE2756423C2 (de)
DE102010023496B4 (de) Rumpfsegment eines Flugzeugs
DE102011109693B3 (de) Strukturkomponente für ein operationelles Flugkörpersystem
DE102018131397A1 (de) Finelement und Flugkörper
DE102016113491B4 (de) Panzerstahlbauteil mit einer Lackbeschichtung
DE102019211513B4 (de) Verfahren zum schutz zumindest eines bereiches einer oberfläche eines luftfahrzeugs vor verunreinigung mit insekten und/oder vor erosion durch schwebstaub in zumindest einem teil der startphase des luftfahrzeugs, erzeugnis dafür, luftfahrzeug damit und verwendung dieser
DE3934558A1 (de) Sekundaersplitterschutz fuer gfk-formteile und verfahren zu seiner herstellung
DE102020133857A1 (de) Beschichtungsmaterial für ein blitzschlaggefährdetes Objekt

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F42B 15/34 20060101AFI20140606BHEP

Ipc: B64G 1/58 20060101ALI20140606BHEP

Ipc: F42B 10/46 20060101ALN20140606BHEP

17P Request for examination filed

Effective date: 20141127

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: F42B 10/46 20060101ALN20150709BHEP

Ipc: B64G 1/58 20060101ALI20150709BHEP

Ipc: F42B 15/34 20060101AFI20150709BHEP

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20150724

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: B64G 1/58 20060101ALI20150716BHEP

Ipc: F42B 15/34 20060101AFI20150716BHEP

Ipc: F42B 10/46 20060101ALN20150716BHEP

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 772914

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20160215

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: GERMAN

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 502011008755

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG4D

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20160127

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160428

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160427

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160527

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160527

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 502011008755

Country of ref document: DE

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 6

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20161028

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20161130

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160427

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 502011008755

Country of ref document: DE

Owner name: DIEHL DEFENCE GMBH & CO. KG, DE

Free format text: FORMER OWNER: DIEHL BGT DEFENCE GMBH & CO. KG, 88662 UEBERLINGEN, DE

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20161130

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20161130

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: MM4A

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20161130

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 7

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20161110

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MM01

Ref document number: 772914

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20161110

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20161110

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20161130

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT; INVALID AB INITIO

Effective date: 20111110

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20160127

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20231123

Year of fee payment: 13

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: TR

Payment date: 20231109

Year of fee payment: 13

Ref country code: SE

Payment date: 20231120

Year of fee payment: 13

Ref country code: IT

Payment date: 20231124

Year of fee payment: 13

Ref country code: FR

Payment date: 20231120

Year of fee payment: 13

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20240118

Year of fee payment: 13