JP3229443B2 - ロケット推進機関の組立方法 - Google Patents
ロケット推進機関の組立方法Info
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B33/00—Manufacture of ammunition; Dismantling of ammunition; Apparatus therefor
- F42B33/06—Dismantling fuzes, cartridges, projectiles, missiles, rockets or bombs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/403—Solid propellant rocket engines
-
- 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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
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- F02K9/346—Liners, e.g. inhibitors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
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- F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
- F16J15/14—Sealings between relatively-stationary surfaces by means of granular or plastic material, or fluid
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- 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
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ロケット推進機関の組
立方法に係るもので、詳しくは、モータケースとノズル
組立体とを組立てるとき、シリコン密封剤に生ずる空気
孔を防止し、完全な密封状態で密接に組立が行われるよ
うにしたロケット推進機関の組立方法に関するものであ
る。
立方法に係るもので、詳しくは、モータケースとノズル
組立体とを組立てるとき、シリコン密封剤に生ずる空気
孔を防止し、完全な密封状態で密接に組立が行われるよ
うにしたロケット推進機関の組立方法に関するものであ
る。
【０００２】
【従来の技術】一般に、ロケット推進機関は、飛行体又
は誘導弾システムを所定目標点又は所望の指定地点まで
運搬させるためのエネルギー供給装置であって、図２及
び図３に示したように、円筒状のモータケース１内方側
に推進剤３が充填され、該モータケース１内方側先方側
端部位に点火器４が収納され、該モータケース１後方側
端にノズル組立体２が締結されていた。そして、前記推
進剤３の燃焼により燃焼ガスが発生し、該燃焼ガスがノ
ズル組立体２を通って外方側に排出される過程でモータ
ケース１内方側が高温・高圧になるため、それらモータ
ケース１とノズル組立体２間の締結部位は完全な密封が
要求され、若し、それら締結部位が完全に密封されない
場合は、それら不完全な密封部位が高温・高圧の火燃に
露出され、場合によって爆発される憂いがある。そこ
で、一般のロケット推進機関の構成及び従来の組立方法
は次のようになっていた。即ち、図４に示したように、
前記モータケース１の内方側所定部位にライナー５、断
熱材６及び耐熱材７が夫々形成され、該モータケース１
の後方側端にフランジ８が形成されて該フランジ８所定
部位に複数個のボルト締結孔８ａが夫々穿孔形成され、
前記ノズル組立体２の内周面に耐熱材７′が形成され、
該ノズル組立体２の先方突出部外周面所定部位に１次Ｏ
リング９と２次Ｏリング１０とが夫々嵌合され、該２次
Ｏリング１０の後方ノズル組立体２の外周面に前記モー
タケースフランジ８に対応しノズルフランジ１２が形成
され、該ノズルフランジ１２所定部位に前記ボルト締結
孔８ａに対応し複数個のボルト挿入孔１２ａが夫々穿孔
形成されていた。そして、このように構成された前記モ
ータケース１に前記ノズル組立体２を組立てるとき、先
ず、シリコン密封剤（商品名：ＲＴＡ−８８）に硬化剤
（Ｄｉｂｕｔｙｌ ｔｉｎｄｉｌａｕｒａｔｅ：ＤＢ
Ｔ）を大気中で混合し所要のシリコン密封剤１３をつく
る。次いで、前記モータケース１の耐熱材７とノズル組
立体２の耐熱材７′との当接面を清潔に洗浄した後、該
当接面にそのシリコン密封剤１３を杓子にて所定厚さに
塗布する。その後、前記ノズル組立体２のノズルフラン
ジ１２のボルト挿入孔１２ａに高張力ボルト１１を夫々
挿入し、それら高張力ボルト１１を前記モータケース１
フランジ８のボルト締結孔８ａに夫々螺合し締結させ
て、モータケース１にノズル組立体２を組立ていた。併
し、この場合、前記組立工程が大気中で行われるため、
該組立工程中前記１次Ｏリング９周辺当接面部位の空気
が外方側に排出されずに内方側の前記耐熱材７，７′間
当接面部位に移動し、圧縮された後該圧縮空気によりそ
のシリコン密封剤１３に図５（Ａ）（Ｂ）に示したよう
に、空気孔１５又はエアポット１６が生成し、それら空
気孔１５及びエアポット１６はそのシリコン密封剤１３
が硬化した後にも残留していた。図中、未説明符号１４
はノズル組立体内方側面に耐熱材７′を接着させた接着
剤を示したものである。
は誘導弾システムを所定目標点又は所望の指定地点まで
運搬させるためのエネルギー供給装置であって、図２及
び図３に示したように、円筒状のモータケース１内方側
に推進剤３が充填され、該モータケース１内方側先方側
端部位に点火器４が収納され、該モータケース１後方側
端にノズル組立体２が締結されていた。そして、前記推
進剤３の燃焼により燃焼ガスが発生し、該燃焼ガスがノ
ズル組立体２を通って外方側に排出される過程でモータ
ケース１内方側が高温・高圧になるため、それらモータ
ケース１とノズル組立体２間の締結部位は完全な密封が
要求され、若し、それら締結部位が完全に密封されない
場合は、それら不完全な密封部位が高温・高圧の火燃に
露出され、場合によって爆発される憂いがある。そこ
で、一般のロケット推進機関の構成及び従来の組立方法
は次のようになっていた。即ち、図４に示したように、
前記モータケース１の内方側所定部位にライナー５、断
熱材６及び耐熱材７が夫々形成され、該モータケース１
の後方側端にフランジ８が形成されて該フランジ８所定
部位に複数個のボルト締結孔８ａが夫々穿孔形成され、
前記ノズル組立体２の内周面に耐熱材７′が形成され、
該ノズル組立体２の先方突出部外周面所定部位に１次Ｏ
リング９と２次Ｏリング１０とが夫々嵌合され、該２次
Ｏリング１０の後方ノズル組立体２の外周面に前記モー
タケースフランジ８に対応しノズルフランジ１２が形成
され、該ノズルフランジ１２所定部位に前記ボルト締結
孔８ａに対応し複数個のボルト挿入孔１２ａが夫々穿孔
形成されていた。そして、このように構成された前記モ
ータケース１に前記ノズル組立体２を組立てるとき、先
ず、シリコン密封剤（商品名：ＲＴＡ−８８）に硬化剤
（Ｄｉｂｕｔｙｌ ｔｉｎｄｉｌａｕｒａｔｅ：ＤＢ
Ｔ）を大気中で混合し所要のシリコン密封剤１３をつく
る。次いで、前記モータケース１の耐熱材７とノズル組
立体２の耐熱材７′との当接面を清潔に洗浄した後、該
当接面にそのシリコン密封剤１３を杓子にて所定厚さに
塗布する。その後、前記ノズル組立体２のノズルフラン
ジ１２のボルト挿入孔１２ａに高張力ボルト１１を夫々
挿入し、それら高張力ボルト１１を前記モータケース１
フランジ８のボルト締結孔８ａに夫々螺合し締結させ
て、モータケース１にノズル組立体２を組立ていた。併
し、この場合、前記組立工程が大気中で行われるため、
該組立工程中前記１次Ｏリング９周辺当接面部位の空気
が外方側に排出されずに内方側の前記耐熱材７，７′間
当接面部位に移動し、圧縮された後該圧縮空気によりそ
のシリコン密封剤１３に図５（Ａ）（Ｂ）に示したよう
に、空気孔１５又はエアポット１６が生成し、それら空
気孔１５及びエアポット１６はそのシリコン密封剤１３
が硬化した後にも残留していた。図中、未説明符号１４
はノズル組立体内方側面に耐熱材７′を接着させた接着
剤を示したものである。
【０００３】そして、それらシリコン密封剤１３の空気
孔１５及びエアポット１６はそれらモータケース及びノ
ズル組立体の組立完了後、非破壊試験を行っていても容
易に発見されないけれども、ロケット推進機関の性能に
至大な影響を及ぼし、例えば、１９８６年１月に発生し
た宇宙往復船（ｓｐａｃｅ ｓｈｕｔｔｌｅ）の爆発事
故も固液燃料推進機関の組立密封部位に欠陥があったも
のであるといわれている。且つ、最近、米国航空宇宙局
（Ｎａｔｉｏｎａｌ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄ
Ｓｐａｃｅ Ａｄｍｉｎｉｓｔｒａｔｌｏｎ；ＮＡＳ
Ａ）で製作中の宇宙往復船固体燃料ブースタ推進機関
（Ｓｏｌｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｂｏｏｓｔｅｒ ｍｏｔ
ｅｒ）においても、大気中で推進機関の組立てを行った
が、組立部位のＯリングが損傷され、数回設計変更を行
っても未だ完全に解決されず、三つのＯリング中二つの
Ｏリングは現在継続して損傷が発生しているといわれて
いる。（参照：ＡＩＡＡ ９１−２２９１−ＣＰ、ＡＩ
ＡＡ ８９−２７７３）。
孔１５及びエアポット１６はそれらモータケース及びノ
ズル組立体の組立完了後、非破壊試験を行っていても容
易に発見されないけれども、ロケット推進機関の性能に
至大な影響を及ぼし、例えば、１９８６年１月に発生し
た宇宙往復船（ｓｐａｃｅ ｓｈｕｔｔｌｅ）の爆発事
故も固液燃料推進機関の組立密封部位に欠陥があったも
のであるといわれている。且つ、最近、米国航空宇宙局
（Ｎａｔｉｏｎａｌ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄ
Ｓｐａｃｅ Ａｄｍｉｎｉｓｔｒａｔｌｏｎ；ＮＡＳ
Ａ）で製作中の宇宙往復船固体燃料ブースタ推進機関
（Ｓｏｌｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｂｏｏｓｔｅｒ ｍｏｔ
ｅｒ）においても、大気中で推進機関の組立てを行った
が、組立部位のＯリングが損傷され、数回設計変更を行
っても未だ完全に解決されず、三つのＯリング中二つの
Ｏリングは現在継続して損傷が発生しているといわれて
いる。（参照：ＡＩＡＡ ９１−２２９１−ＣＰ、ＡＩ
ＡＡ ８９−２７７３）。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】然るに、このようなロ
ケット推進機関の組立方法においては、該ロケット推進
機関を組立てるときシリコン密封剤内方側に空気孔又は
エアポケットが形成され、ロケット推進機関を発射する
とき生ずる燃焼圧力により燃焼ガスがそれら空気孔又は
エアポット内方側に侵透し、Ｏリングを損傷させて組立
部品周囲に致命的な悪影響を及ぼすという不都合な点が
あった。それで、このような問題点を解決するため、本
発明者達は研究を重ねた結果、次のようなロケット推進
機関の組立方法を提供しようとするものである。
ケット推進機関の組立方法においては、該ロケット推進
機関を組立てるときシリコン密封剤内方側に空気孔又は
エアポケットが形成され、ロケット推進機関を発射する
とき生ずる燃焼圧力により燃焼ガスがそれら空気孔又は
エアポット内方側に侵透し、Ｏリングを損傷させて組立
部品周囲に致命的な悪影響を及ぼすという不都合な点が
あった。それで、このような問題点を解決するため、本
発明者達は研究を重ねた結果、次のようなロケット推進
機関の組立方法を提供しようとするものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明の目的は、モータ
ケースにノズル組立体を組立るとき、それら当接面のシ
リコン密封剤に生ずる空気孔又はエアポケットを完全に
防止し得るようにしたロケット推進機関の組立方法を提
供しようとするものである。
ケースにノズル組立体を組立るとき、それら当接面のシ
リコン密封剤に生ずる空気孔又はエアポケットを完全に
防止し得るようにしたロケット推進機関の組立方法を提
供しようとするものである。
【０００６】そしてこのような本発明の目的は、真空中
で硬化剤を混合させたシリコン密封剤を、モータケース
の耐熱材とノズル組立体の耐熱材との当接面に均一に塗
布し、モータケースのフランジ内周面がノズル組立体の
フランジ先方側突出部外周面Ｏリング上方まで至るよう
にボルトにて締結して１次組立を行い、該モータケース
内方側を１次真空状態に維持させてそのシリコン密封剤
中の気孔を除去し、再び２次真空状態に維持させて該真
空圧力により前記ノズル組立体がモータケース側に吸い
込まれ密接されるようにし、それらモータケースのフラ
ンジとノズル組立体フランジとをボルトにより締結して
２次組立てを行い、ロケット推進機関の組立を完了する
ことにより達成される。
で硬化剤を混合させたシリコン密封剤を、モータケース
の耐熱材とノズル組立体の耐熱材との当接面に均一に塗
布し、モータケースのフランジ内周面がノズル組立体の
フランジ先方側突出部外周面Ｏリング上方まで至るよう
にボルトにて締結して１次組立を行い、該モータケース
内方側を１次真空状態に維持させてそのシリコン密封剤
中の気孔を除去し、再び２次真空状態に維持させて該真
空圧力により前記ノズル組立体がモータケース側に吸い
込まれ密接されるようにし、それらモータケースのフラ
ンジとノズル組立体フランジとをボルトにより締結して
２次組立てを行い、ロケット推進機関の組立を完了する
ことにより達成される。
【０００７】
【作用】真空中でシリコン密封剤に硬化剤を混合して混
合過程中生ずる気孔を予防し、該シリコン密封剤をモー
タケース耐熱材とノズル組立体耐熱材との当接面に塗布
するとき生じた気孔を１次組立て後の１次真空状態にて
除去し、２次真空状態にて２次組立を行って当接面の気
孔を完全に除去し、モータケースにノズル組立体を密接
させボルトにより締結させて２次組立てを行い、ロケッ
ト推進機関の組立を完了する。
合過程中生ずる気孔を予防し、該シリコン密封剤をモー
タケース耐熱材とノズル組立体耐熱材との当接面に塗布
するとき生じた気孔を１次組立て後の１次真空状態にて
除去し、２次真空状態にて２次組立を行って当接面の気
孔を完全に除去し、モータケースにノズル組立体を密接
させボルトにより締結させて２次組立てを行い、ロケッ
ト推進機関の組立を完了する。
【０００８】
【実施例】以下本発明の実施例に対し図面を用いて詳細
に説明する。図１に示したように、先ず、シリコン密封
剤（商品名：ＰＴＶ−８８）に硬化剤ＤＢＴ（Ｄｉｂｕ
ｔｙｌ ｔｉｎ ｄｉｌａｕｒａｔｅ）を０．１〜０．
５％添加し均一に混合した後、真空状態の容器中に入れ
て２５ｍｍＨｇの絶対圧力に維持させ、シリコン密封剤
中の気孔（Ｖｏｉｄｓ）を除去する。次いで、図４に示
したように、１次Ｏリング９及び２次Ｏリング１０との
表面に潤滑剤を均一に塗布し、それら１次Ｏリング及び
２次Ｏリング１０をノズル組立体２のＯリング挿入溝に
夫々嵌合させる。この場合、モータケース１とノズル組
立体２とは前記一般の構造と同様であって、前記ノズル
組立体２の前方側端にノズルフランジ１２が形成され、
該ノズルフランジ１２前方側突出部位の外周面上所定部
位に１次Ｏリング９及び２次Ｏリング１０の挿入される
溝が夫々形成され、前記ノズルフランジ１２とモータケ
ースフランジ８との所定部位に夫々複数個のボルト挿入
孔１２ａ及びボルト締結孔８ａが夫々形成された後、本
発明においては、それらボルト挿入孔１２ａ及びボルト
締結孔８ａ間に夫々分解用ボルト孔（図示されず）が複
数個穿孔形成され、それら分解用ボルト孔にはモータケ
ース１にノズル組立体を１次組立てるとき１時分解用ボ
ルトを夫々挿入締結し、組立てを行った後、それら分解
用ボルトを外すようになっている。次いで、組立の場
合、モータケース１耐熱材７とノズル組立体２耐熱材
７′との当接される表面部位をＭ，Ｅ，Ｋ（Ｍｅｔｈｙ
ｌ Ｅｔｙｌ Ｋｅｔｏｎｅ）溶剤により洗浄して油分
及び異物質を除去し、該洗浄した当接表面上に前記真空
中で気孔を除去したシリコン密封剤を所定設計値の厚さ
に均一に杓子にて塗布する。その後、前記分解用ボルト
孔に夫々分解用ボルトを挿入し前記ノズル組立体２のフ
ランジ１２内方側面を前記モータケース１のフランジ８
外方側面に当接させ、その分解用ボルトの先方側端が前
記ノズル組立体２の１次Ｏリング９上方位置に至るまで
その分解用ボルトにてそれらフランジ８，１２を締結
し、それらモータケース１及びノズル組立体２の１次組
立を行う。このようにモータケース１とノズル組立体２
との１次組立てが終った後、それらモータケース１とノ
ズル組立体２間の漏水状態を確認し、該モータケース１
内方側の点火器４組立部を通し該モータケース１内方側
を所定時間（通常、３分以上）の間、１段階真空圧力に
維持させ、前記シリコン密封剤の塗布過程中該シリコン
密封剤に生成された気孔を完全に除去させる。その後、
２段階真空圧力に真空調整バルブ（図示されず）を開放
しそのモータケース内方側を２段階真空圧力に維持さ
せ、該真空圧力によりそのモータケース内方側にノズル
組立体を吸い込ませて、それらモータケースフランジ外
方側面とノズル組立体フランジ内方側との３６０°方位
角全面部位を一様に密接させ、そのノズル組立体が吸い
込まれる間に前記分解用ボルトを一様に後方側に取り外
し、それら吸い込まれる動作とボルトを外す動作とが同
時に一様に行われるようにする。次いで、モータケース
フランジ８外方側面にノズル組立体フランジ１２内方側
面が密接された後、該モータケースフランジ８の各ボル
ト締結孔８ａに高張力ボルト１１を夫々挿入螺合し、該
モータケースフランジ８にノズル組立体２フランジを締
結して２次組立を行い、ロケット推進機関の組立を完了
する。
に説明する。図１に示したように、先ず、シリコン密封
剤（商品名：ＰＴＶ−８８）に硬化剤ＤＢＴ（Ｄｉｂｕ
ｔｙｌ ｔｉｎ ｄｉｌａｕｒａｔｅ）を０．１〜０．
５％添加し均一に混合した後、真空状態の容器中に入れ
て２５ｍｍＨｇの絶対圧力に維持させ、シリコン密封剤
中の気孔（Ｖｏｉｄｓ）を除去する。次いで、図４に示
したように、１次Ｏリング９及び２次Ｏリング１０との
表面に潤滑剤を均一に塗布し、それら１次Ｏリング及び
２次Ｏリング１０をノズル組立体２のＯリング挿入溝に
夫々嵌合させる。この場合、モータケース１とノズル組
立体２とは前記一般の構造と同様であって、前記ノズル
組立体２の前方側端にノズルフランジ１２が形成され、
該ノズルフランジ１２前方側突出部位の外周面上所定部
位に１次Ｏリング９及び２次Ｏリング１０の挿入される
溝が夫々形成され、前記ノズルフランジ１２とモータケ
ースフランジ８との所定部位に夫々複数個のボルト挿入
孔１２ａ及びボルト締結孔８ａが夫々形成された後、本
発明においては、それらボルト挿入孔１２ａ及びボルト
締結孔８ａ間に夫々分解用ボルト孔（図示されず）が複
数個穿孔形成され、それら分解用ボルト孔にはモータケ
ース１にノズル組立体を１次組立てるとき１時分解用ボ
ルトを夫々挿入締結し、組立てを行った後、それら分解
用ボルトを外すようになっている。次いで、組立の場
合、モータケース１耐熱材７とノズル組立体２耐熱材
７′との当接される表面部位をＭ，Ｅ，Ｋ（Ｍｅｔｈｙ
ｌ Ｅｔｙｌ Ｋｅｔｏｎｅ）溶剤により洗浄して油分
及び異物質を除去し、該洗浄した当接表面上に前記真空
中で気孔を除去したシリコン密封剤を所定設計値の厚さ
に均一に杓子にて塗布する。その後、前記分解用ボルト
孔に夫々分解用ボルトを挿入し前記ノズル組立体２のフ
ランジ１２内方側面を前記モータケース１のフランジ８
外方側面に当接させ、その分解用ボルトの先方側端が前
記ノズル組立体２の１次Ｏリング９上方位置に至るまで
その分解用ボルトにてそれらフランジ８，１２を締結
し、それらモータケース１及びノズル組立体２の１次組
立を行う。このようにモータケース１とノズル組立体２
との１次組立てが終った後、それらモータケース１とノ
ズル組立体２間の漏水状態を確認し、該モータケース１
内方側の点火器４組立部を通し該モータケース１内方側
を所定時間（通常、３分以上）の間、１段階真空圧力に
維持させ、前記シリコン密封剤の塗布過程中該シリコン
密封剤に生成された気孔を完全に除去させる。その後、
２段階真空圧力に真空調整バルブ（図示されず）を開放
しそのモータケース内方側を２段階真空圧力に維持さ
せ、該真空圧力によりそのモータケース内方側にノズル
組立体を吸い込ませて、それらモータケースフランジ外
方側面とノズル組立体フランジ内方側との３６０°方位
角全面部位を一様に密接させ、そのノズル組立体が吸い
込まれる間に前記分解用ボルトを一様に後方側に取り外
し、それら吸い込まれる動作とボルトを外す動作とが同
時に一様に行われるようにする。次いで、モータケース
フランジ８外方側面にノズル組立体フランジ１２内方側
面が密接された後、該モータケースフランジ８の各ボル
ト締結孔８ａに高張力ボルト１１を夫々挿入螺合し、該
モータケースフランジ８にノズル組立体２フランジを締
結して２次組立を行い、ロケット推進機関の組立を完了
する。
【０００９】
【発明の効果】以上説明したように、本発明に係るロケ
ット推進機関の組立方法においては、モータケースにノ
ズル組立体を組立てるとき、該モータケース内方側を１
次真空圧力に維持させてシリコン密封剤中の気孔を除去
し、そのモータケース内方側を２次真空圧力に維持させ
て１次Ｏリングとシリコン密封剤間の気孔を除去し、２
次真空圧力にてそのモータケースにノズル組立体を吸い
込ませ、そのモータケースフランジ外方側面とノズル組
立体フランジ内方側面との３６０°方位角全面部位を一
様に密接させ、モータケースにノズル組立体を組立てる
ようになっているため、組立て当接面の気孔を完全に除
去してＯリングの損傷を防止し、ロケット推進機関組立
のとき生ずる事故を未然に防止し得る効果がある。
ット推進機関の組立方法においては、モータケースにノ
ズル組立体を組立てるとき、該モータケース内方側を１
次真空圧力に維持させてシリコン密封剤中の気孔を除去
し、そのモータケース内方側を２次真空圧力に維持させ
て１次Ｏリングとシリコン密封剤間の気孔を除去し、２
次真空圧力にてそのモータケースにノズル組立体を吸い
込ませ、そのモータケースフランジ外方側面とノズル組
立体フランジ内方側面との３６０°方位角全面部位を一
様に密接させ、モータケースにノズル組立体を組立てる
ようになっているため、組立て当接面の気孔を完全に除
去してＯリングの損傷を防止し、ロケット推進機関組立
のとき生ずる事故を未然に防止し得る効果がある。
【図１】本発明に係るロケット推進機関の組立方法工程
図。
図。
【図２】一般のロケット推進機関の構造を示した概略縦
断面図。
断面図。
【図３】図２に示したロケット推進機関のＡ−Ａ線断面
図。
図。
【図４】図２に示したロケット推進機関の“Ａ”部拡大
図。
図。
【図５】従来方法にて組立てたロケット推進機関のモー
タケースとノズル組立体との当接面を示した説明図で、
（Ａ）はシリコン密封剤に空気孔が形成された状態を示
した説明図、（Ｂ）はシリコン密封剤にエアポケットが
形成された状態を示した説明図。
タケースとノズル組立体との当接面を示した説明図で、
（Ａ）はシリコン密封剤に空気孔が形成された状態を示
した説明図、（Ｂ）はシリコン密封剤にエアポケットが
形成された状態を示した説明図。
【符号の説明】 １…モータケース、２…ノズル組立体、３…推進剤、４
…点火器、５…ライナー、６…断熱材、７，７′…耐熱
材、８…フランジ、８ａ…ボルト締結孔、９…１次Ｏリ
ング、１０…２次Ｏリング、１１…高張力ボルト、１２
…ノズルフランジ、１２ａ…ボルト挿入孔、１３…シリ
コン密封剤。
…点火器、５…ライナー、６…断熱材、７，７′…耐熱
材、８…フランジ、８ａ…ボルト締結孔、９…１次Ｏリ
ング、１０…２次Ｏリング、１１…高張力ボルト、１２
…ノズルフランジ、１２ａ…ボルト挿入孔、１３…シリ
コン密封剤。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 呉 光煥 大韓民国、大田直轄市嘉水院洞鷄龍アパ ート４ー1202 (72)発明者 李 太鎬 大韓民国、大田直轄市中区文化洞１−38 (56)参考文献 特開 平２−47041（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−11383（ＪＰ，Ａ) 特公 昭38−8024（ＪＰ，Ｂ１) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 9/08 - 9/34 B64G 1/00
Claims (3)
- 【請求項１】 内方側面に耐熱材が形成され後方側端に
複数個のボルト締結孔を有したフランジが形成された円
筒形モータケースと、内方側面に耐熱材が形成され前方
側端に複数個の高張力ボルト締結用ボルト挿入孔を有し
たフランジが形成され該フランジ下方前記モータケース
フランジ内方側面に当接される外周面に夫々１次Ｏリン
グ及び２次Ｏリングが嵌合されたノズル組立体と、を備
え、それらモータケースにノズル組立体を組立てるロケ
ット推進機関の組立方法であって、 前記モータケースの耐熱材と前記ノズル組立体の耐熱材
とが互いに当接される面部位にシリコン密封剤を所定厚
さに均一に塗布した後、前記モータケースフランジ外方
側面に前記ノズル組立体フランジ内方側面を当接させ、
前記１次Ｏリング上方に分解用ボルト先方側端が至るま
でそれらモータケースにノズル組立体を分解用ボルトに
て締結させて１次組立を行い、そのモータケースを１次
真空状態に維持させて前記シリコン密封剤中の気孔を除
去し、該モータケースを２次真空状態に維持し該モータ
ケースに前記ノズル組立体を吸い込ませ、それらモータ
ケースフランジにノズルフランジを密接させた後、それ
らモータケース及びノズル組立体フランジを高張力ボル
トにより締結させて２次組立を完了し、モータケースに
ノズル組立体を組立てるロケット推進機関の組立方法。 - 【請求項２】 前記シリコン密封剤は、該シリコン密封
剤に硬化剤を均一に混合し、所定時間の間真空状態に維
持させて混合中生じた気孔を除去させた請求項１記載の
ロケット推進機関の組立方法。 - 【請求項３】 前記２次真空圧力によりノズル組立体が
モータケース側に吸い込まれる間、該モータケースにノ
ズル組立体を１次組立てた各分解ボルトを同時に一様に
取り外すようになる請求項１記載のロケット推進機関の
組立方法。
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| KR1992-10786 | 1992-06-20 | ||
| KR1019920010786A KR950007640B1 (ko) | 1992-06-20 | 1992-06-20 | 로켓트 추진기관의 조립방법 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06213075A JPH06213075A (ja) | 1994-08-02 |
| JP3229443B2 true JP3229443B2 (ja) | 2001-11-19 |
Family
ID=19335017
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14950493A Expired - Fee Related JP3229443B2 (ja) | 1992-06-20 | 1993-06-21 | ロケット推進機関の組立方法 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
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| JP (1) | JP3229443B2 (ja) |
| KR (1) | KR950007640B1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6362072B1 (en) | 1995-03-31 | 2002-03-26 | Stmicroelectronics S.R.L. | Process for realizing trench structures |
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|---|---|---|---|---|
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| KR101739391B1 (ko) | 2017-01-18 | 2017-05-24 | 국방과학연구소 | 로켓 모터용 후방 점화기를 포함하는 발화장치 조립체 |
| CN109667682B (zh) * | 2018-11-20 | 2021-02-19 | 西安航天动力技术研究所 | 一种固体火箭发动机弯管的绝热组件 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3345902A (en) * | 1966-04-04 | 1967-10-10 | Mb Assoc | Method of manufacturing a miniature rocket |
| US3760589A (en) * | 1969-03-24 | 1973-09-25 | Thiokol Chemical Corp | Throttling mechanism for controlling the thrust level of a solid propellant rocket motor |
| US3694883A (en) * | 1970-05-20 | 1972-10-03 | Us Air Force | Method of mounting a nozzle insert |
| US4150540A (en) * | 1977-04-14 | 1979-04-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Rocket nozzle system |
| US4707899A (en) * | 1985-08-21 | 1987-11-24 | Morton Thiokol, Inc. | Method of making rocket motor extendible nozzle exit cone |
| JPH0659502B2 (ja) * | 1987-03-26 | 1994-08-10 | 宇宙科学研究所長 | ロケット用高圧燃焼器の燃焼室及びその製造方法 |
| US5062206A (en) * | 1987-10-26 | 1991-11-05 | Thiokol Corporation | Removable rocket motor igniter |
| US5206989A (en) * | 1988-08-03 | 1993-05-04 | Thiokol Corporation | Method of making solid propellant canister loaded rocket motor |
| US5165229A (en) * | 1991-10-22 | 1992-11-24 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thruster sealing system and apparatus |
-
1992
- 1992-06-20 KR KR1019920010786A patent/KR950007640B1/ko not_active IP Right Cessation
-
1993
- 1993-06-15 US US08/077,462 patent/US5329762A/en not_active Expired - Fee Related
- 1993-06-21 JP JP14950493A patent/JP3229443B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6362072B1 (en) | 1995-03-31 | 2002-03-26 | Stmicroelectronics S.R.L. | Process for realizing trench structures |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH06213075A (ja) | 1994-08-02 |
| US5329762A (en) | 1994-07-19 |
| KR950007640B1 (ko) | 1995-07-13 |
| KR940000847A (ko) | 1994-01-10 |
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