JPH0724899B2 - 固体推進薬ロケットエンジンの燃焼室製造方法 - Google Patents
固体推進薬ロケットエンジンの燃焼室製造方法Info
- Publication number
- JPH0724899B2 JPH0724899B2 JP62278429A JP27842987A JPH0724899B2 JP H0724899 B2 JPH0724899 B2 JP H0724899B2 JP 62278429 A JP62278429 A JP 62278429A JP 27842987 A JP27842987 A JP 27842987A JP H0724899 B2 JPH0724899 B2 JP H0724899B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- tubular structure
- combustion chamber
- tube
- propellant
- fan
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—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
- F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は固体推進薬ロケットエンジンのための燃焼室に
関する。
関する。
固定ロケットエンジンのための推進薬は通常、熱保護の
任意の介在物を持つ管状構造の内部に収容された推進薬
の粒子のかたまりと、この管状構造に連結された前壁及
び後壁とを具備している。管状構造によって形成された
この組立体と２つの壁とは燃焼室を構成する。
任意の介在物を持つ管状構造の内部に収容された推進薬
の粒子のかたまりと、この管状構造に連結された前壁及
び後壁とを具備している。管状構造によって形成された
この組立体と２つの壁とは燃焼室を構成する。
種々の方法が現在固体推進薬ロケットエンジンを製造す
るために用いられている。
るために用いられている。
これらの方法のうちある方法は、まず第１に管状構造の
室を製造し次にその中で推進薬を成形するものである。
これは金属又は合成材料のロケットエンジンの場合であ
る。この組立体はフランス特許出願第860087号（公告第
2593238号）に記載されているように所定の位置に取外
し自在の両端壁を押し込むことにより完成される。この
技術によって得られた室は堅固でありまた、その構成要
素が別々に製造されかつこの場合それぞれの構成要素に
対する要求が満たされるという事実により高温に耐える
ことができる。
室を製造し次にその中で推進薬を成形するものである。
これは金属又は合成材料のロケットエンジンの場合であ
る。この組立体はフランス特許出願第860087号（公告第
2593238号）に記載されているように所定の位置に取外
し自在の両端壁を押し込むことにより完成される。この
技術によって得られた室は堅固でありまた、その構成要
素が別々に製造されかつこの場合それぞれの構成要素に
対する要求が満たされるという事実により高温に耐える
ことができる。
しかし、この特殊な技術では、燃焼室の管状構造に、ブ
ロックで構成され、又はある場合にはセグメント（節部
分）の組立体から構成される推進薬を挿入することは、
この挿入が手探りの組立て操作で終了するため、非常に
困難である。
ロックで構成され、又はある場合にはセグメント（節部
分）の組立体から構成される推進薬を挿入することは、
この挿入が手探りの組立て操作で終了するため、非常に
困難である。
フランス特許第1386856号は、燃焼室をモジュール形式
で製造し、各モジュールが管状構造の一部を形成する管
状扇形部分と、推進薬ブロックの一部を形成しかつこの
管状扇形部分上に固定されている円筒状扇形部分とから
なっている方式を提案した。大きな寸法のロケットエン
ジンの場合には、このロケットは各モジュールを別々に
発射場所へ運びその後に組立てられるものであって、完
全に装備された推進室を輸送するのを回避するものであ
った。明らかに、この方法は、各モジュールの製造と、
これらモジュールの簡単な接合により欠陥のない推進薬
ブロックと完全無欠の管状構造とを有する室を得るため
の各モジュールの組立てとの点に関していえば、解決す
るのが困難な問題が生じる。
で製造し、各モジュールが管状構造の一部を形成する管
状扇形部分と、推進薬ブロックの一部を形成しかつこの
管状扇形部分上に固定されている円筒状扇形部分とから
なっている方式を提案した。大きな寸法のロケットエン
ジンの場合には、このロケットは各モジュールを別々に
発射場所へ運びその後に組立てられるものであって、完
全に装備された推進室を輸送するのを回避するものであ
った。明らかに、この方法は、各モジュールの製造と、
これらモジュールの簡単な接合により欠陥のない推進薬
ブロックと完全無欠の管状構造とを有する室を得るため
の各モジュールの組立てとの点に関していえば、解決す
るのが困難な問題が生じる。
出願人の先行フランス特許第1356673号又はさらに最近
の、フランス特許第8315263号（公告第2552494号）に記
載されているような、他の公知の方法は、最初に推進薬
を製造し、次にガラス／エポキシ樹脂タイプ又はカーボ
ン／エポキシ樹脂タイプのような、繊維状の合成材料で
この材料を推進薬上に巻きつけそしてこの樹脂を重合す
ることによって、燃焼室の管状構造を製造することから
なっている。この技術は、しかしながら、推進薬が存在
するために、比較的低い重合温度、すなわち、約100℃
より低い重合温度の樹脂の使用を必要とする。したがっ
て、不可能ではないにしても、ロケットエンジンを包含
するミサイルが受ける熱に完全に耐えることのできるよ
うな構造を得ることが困難となる。
の、フランス特許第8315263号（公告第2552494号）に記
載されているような、他の公知の方法は、最初に推進薬
を製造し、次にガラス／エポキシ樹脂タイプ又はカーボ
ン／エポキシ樹脂タイプのような、繊維状の合成材料で
この材料を推進薬上に巻きつけそしてこの樹脂を重合す
ることによって、燃焼室の管状構造を製造することから
なっている。この技術は、しかしながら、推進薬が存在
するために、比較的低い重合温度、すなわち、約100℃
より低い重合温度の樹脂の使用を必要とする。したがっ
て、不可能ではないにしても、ロケットエンジンを包含
するミサイルが受ける熱に完全に耐えることのできるよ
うな構造を得ることが困難となる。
したがって本発明の目的は、使用中に受ける高温により
その機械的性能が実質上影響を受けず、また推進薬が組
立てられたセグメントで構成される場合においてさえも
この推進薬が何らの特別な困難を伴うことなく挿入する
ことができる、燃焼室を製造するための方法であって、
この方法がさらにこの燃焼室の組立てを容易とするよう
な、燃焼室の製造方法を提供することである。
その機械的性能が実質上影響を受けず、また推進薬が組
立てられたセグメントで構成される場合においてさえも
この推進薬が何らの特別な困難を伴うことなく挿入する
ことができる、燃焼室を製造するための方法であって、
この方法がさらにこの燃焼室の組立てを容易とするよう
な、燃焼室の製造方法を提供することである。
上記の目的は、一般に推進薬を別に製造する段階とこれ
に続き管状構造をこの推進薬上に形成する段階とを含む
方法において、前記管状構造が、接着性の材料を介して
前記推進薬の周りにチューブの扇形部分をその縁と縁が
並列配置されるように配置して円筒状チューブを構成し
さらにこのチューブの周りに少なくともその円周方向に
巻きつけ部を形成することにより、形成されることを特
徴とする方法によって、達成される。
に続き管状構造をこの推進薬上に形成する段階とを含む
方法において、前記管状構造が、接着性の材料を介して
前記推進薬の周りにチューブの扇形部分をその縁と縁が
並列配置されるように配置して円筒状チューブを構成し
さらにこのチューブの周りに少なくともその円周方向に
巻きつけ部を形成することにより、形成されることを特
徴とする方法によって、達成される。
このチューブの扇形部分は、予め作られているチューブ
を縦方向に切断することによって製造することができ
る。この周囲の巻きつけ部は作動中の燃焼室の圧力に対
する抵抗力を保証し、またこの組立てられたチューブの
扇形部分によって形成された管状構造はその剛性を保証
する。
を縦方向に切断することによって製造することができ
る。この周囲の巻きつけ部は作動中の燃焼室の圧力に対
する抵抗力を保証し、またこの組立てられたチューブの
扇形部分によって形成された管状構造はその剛性を保証
する。
これに加え、そしてチューブの扇形部分は別に製造され
るという事実により、これら扇形部分は製造時に所要の
剛性と温度抵抗性ととを付与することができる。特に、
これら扇形部分はマトリックスが高温度抵抗を持つ樹脂
であるような合成材料で製造され、これが、使用中受け
る高温度からより多く免れる材料を与えるものとなる。
しかし、一般に、高温度抵抗の樹脂は高い重合温度を有
しているが、この高い重合温度は、管状構造が推進薬上
に直接巻きつけられた繊維状合成材料によって構成され
る公知の方法に、これらの樹脂を用いるのを不可能にす
る。
るという事実により、これら扇形部分は製造時に所要の
剛性と温度抵抗性ととを付与することができる。特に、
これら扇形部分はマトリックスが高温度抵抗を持つ樹脂
であるような合成材料で製造され、これが、使用中受け
る高温度からより多く免れる材料を与えるものとなる。
しかし、一般に、高温度抵抗の樹脂は高い重合温度を有
しているが、この高い重合温度は、管状構造が推進薬上
に直接巻きつけられた繊維状合成材料によって構成され
る公知の方法に、これらの樹脂を用いるのを不可能にす
る。
本発明は添付図面を参照する以下の記載からさらに容易
に理解されるであろう。
に理解されるであろう。
まず第１図を参照すると、同図は作動中燃焼室の構造を
保護するための熱保護層11をその周囲に設けることがで
きる２つの組立てセグメント（節部分）12で作られた推
進薬10を示している。この推進薬10は予め作り上げられ
た後壁14と前壁16とが設けられ、これらの各壁は円筒状
の外面を有している。前壁は座部17を備え、また後壁は
羽口15を担持している。
保護するための熱保護層11をその周囲に設けることがで
きる２つの組立てセグメント（節部分）12で作られた推
進薬10を示している。この推進薬10は予め作り上げられ
た後壁14と前壁16とが設けられ、これらの各壁は円筒状
の外面を有している。前壁は座部17を備え、また後壁は
羽口15を担持している。
燃焼室の管状構造は第２図に示されるように、その長さ
方向にわたって縦に扇形部分に切断された、予め作られ
たチューブから作られる。この特定の実施例において
は、チューブ20は２つの等しい扇形部分22,24に分割さ
れる。
方向にわたって縦に扇形部分に切断された、予め作られ
たチューブから作られる。この特定の実施例において
は、チューブ20は２つの等しい扇形部分22,24に分割さ
れる。
これらの扇形部分は金属又は繊維強化合成材料とするこ
とができる。この後者の場合には、合成材料を強化する
繊維は、チューブに良好な剛性を与えるために好ましく
は軸方向に又はほぼ軸方向に向けられる。実例として、
このチューブを構成する合成材料はカーボン／エポキシ
樹脂タイプのものである。
とができる。この後者の場合には、合成材料を強化する
繊維は、チューブに良好な剛性を与えるために好ましく
は軸方向に又はほぼ軸方向に向けられる。実例として、
このチューブを構成する合成材料はカーボン／エポキシ
樹脂タイプのものである。
扇形部分22と24は接着剤によって推進薬10の周りに固定
される。理解されるように、チューブ20の直径は、扇形
部分の縁と縁とを組付けることにより管状構造を完全に
再構成するために推進薬10の直径に適合するように選択
される。
される。理解されるように、チューブ20の直径は、扇形
部分の縁と縁とを組付けることにより管状構造を完全に
再構成するために推進薬10の直径に適合するように選択
される。
この実施例においてまた第３図及び第４図に示されるよ
うに、扇形部分22と24は推進薬の上に置かれ（第３
図）、得られた管状構造の上に巻線が形成される。この
巻線は本質的に周辺を取巻き、またはほぼ周辺を巻いて
形成される。実際に、この周囲の巻線28は連続フィラメ
ントの樹脂の充満された粗より糸で作られた非常に小さ
いピッチのらせん巻線で構成することができる。複数の
層が一般に必要な厚さに達するように重ね合される。
うに、扇形部分22と24は推進薬の上に置かれ（第３
図）、得られた管状構造の上に巻線が形成される。この
巻線は本質的に周辺を取巻き、またはほぼ周辺を巻いて
形成される。実際に、この周囲の巻線28は連続フィラメ
ントの樹脂の充満された粗より糸で作られた非常に小さ
いピッチのらせん巻線で構成することができる。複数の
層が一般に必要な厚さに達するように重ね合される。
実例として、周囲の巻線を構成する材料は重合温度が約
100℃より低いアラミド／エポキシタイプのものであ
る。
100℃より低いアラミド／エポキシタイプのものであ
る。
上記の方法で形成された周囲の巻線は本質的に、作動
中、燃焼室の内圧に対する抵抗を保証する。剛性は扇形
部分組立体によって形成された管状構造によってもたら
される。推進薬とは全く別に製造される扇形部分22と24
は、この構造に、要求される性質の全てを制限なしにも
たらすような方法で作ることができ、合成材料の場合
に、特に、材料マトリックスは、有利には、燃焼室の管
状構造を使用中に受ける高温から保護するため、高い熱
抵抗を持つ樹脂によって構成される。
中、燃焼室の内圧に対する抵抗を保証する。剛性は扇形
部分組立体によって形成された管状構造によってもたら
される。推進薬とは全く別に製造される扇形部分22と24
は、この構造に、要求される性質の全てを制限なしにも
たらすような方法で作ることができ、合成材料の場合
に、特に、材料マトリックスは、有利には、燃焼室の管
状構造を使用中に受ける高温から保護するため、高い熱
抵抗を持つ樹脂によって構成される。
第３図及び第４図に示す実例において、扇形部分22,24
によって構成された管状構造は燃焼室の前壁と後壁を越
えて延材し、それにより他の要素に連結することのでき
るスカート部26を形成している。ロケットエンジンを担
持しているミサイルが使用されている間にこの構造上に
生じる捩り力を吸収するために、この構造体は、例えば
45度の予備のらせん巻線又はドレーピングが施され、こ
の次に上記したような周囲の巻線が管状構造の全体にわ
たって施される。
によって構成された管状構造は燃焼室の前壁と後壁を越
えて延材し、それにより他の要素に連結することのでき
るスカート部26を形成している。ロケットエンジンを担
持しているミサイルが使用されている間にこの構造上に
生じる捩り力を吸収するために、この構造体は、例えば
45度の予備のらせん巻線又はドレーピングが施され、こ
の次に上記したような周囲の巻線が管状構造の全体にわ
たって施される。
第３図及び第４図の場合には、後壁14と前壁16は管状構
造が組立てられる時にこの管状構造に接着剤で接着され
ることがわかるであろう。
造が組立てられる時にこの管状構造に接着剤で接着され
ることがわかるであろう。
１つの変形例及び第５図及び第６図に示されるように、
座部17と羽口15が直接推進薬10の両端に組付けられる。
座部17と羽口15が直接推進薬10の両端に組付けられる。
この２つの扇形部分22,24は、接着剤を介在させそして
推進薬に近接している座部17と羽口15の部分を覆って推
進薬の上に置かれる（第５図）。このようにして得られ
たチューブはスカート部としての作用をすることにな
る。推進薬の周りの管状構造に対する座部17と羽口15と
の間の連結は、座部と羽口の上と再構成されたチューブ
の上とに同時に形成されたらせん巻線25によって得られ
る（第５図）。燃焼室の構造はその後に、上述の説明の
ように、らせん巻線25を覆って管状構造上に形成された
周囲の巻線28によって完成される（第６図）。
推進薬に近接している座部17と羽口15の部分を覆って推
進薬の上に置かれる（第５図）。このようにして得られ
たチューブはスカート部としての作用をすることにな
る。推進薬の周りの管状構造に対する座部17と羽口15と
の間の連結は、座部と羽口の上と再構成されたチューブ
の上とに同時に形成されたらせん巻線25によって得られ
る（第５図）。燃焼室の構造はその後に、上述の説明の
ように、らせん巻線25を覆って管状構造上に形成された
周囲の巻線28によって完成される（第６図）。
この他に、明らかなように本発明は、燃焼室の前部とし
て第３図及び第４図の形状を、また後部として第５図及
び第６図の形状を採用することができる。
て第３図及び第４図の形状を、また後部として第５図及
び第６図の形状を採用することができる。
上記の図示された構造は、２つの等しい扇形部分に分割
されたチューブから作られた管状構造の場合である。し
かし、各扇形部分が好ましくは180度を越えない円弧で
延在する、多数の扇形部分はより強度が大きいことが理
解される。
されたチューブから作られた管状構造の場合である。し
かし、各扇形部分が好ましくは180度を越えない円弧で
延在する、多数の扇形部分はより強度が大きいことが理
解される。
このような扇形部分の製造は何ら１つの方法に限定され
ず、実際に、これらの扇形部分は、縦方向に扇形部分に
切断するための平坦部分が設けられた円筒チューブを作
るか又は扇形部分を鋳造もしくは成形することによって
普通に得ることができる。
ず、実際に、これらの扇形部分は、縦方向に扇形部分に
切断するための平坦部分が設けられた円筒チューブを作
るか又は扇形部分を鋳造もしくは成形することによって
普通に得ることができる。
この管状構造はさらに扇形部分の位置を変えることによ
って構成することもでき、例えば、縁と縁とを組付けた
複数の層の扇形部分によって形成することができる。第
７図はこのような、対に組立てられた４つの扇形部分の
配置構造を示し、扇形部分22と24が推進薬の上に組付け
られ、ついで同中心にかつ角度的に偏倚して扇形部分21
と23が組付けられ、接合線が重ならないようにしてい
る。
って構成することもでき、例えば、縁と縁とを組付けた
複数の層の扇形部分によって形成することができる。第
７図はこのような、対に組立てられた４つの扇形部分の
配置構造を示し、扇形部分22と24が推進薬の上に組付け
られ、ついで同中心にかつ角度的に偏倚して扇形部分21
と23が組付けられ、接合線が重ならないようにしてい
る。
区分された推進薬の場合はまた第1,3及び５図において
考えられ、この区分された部分上に燃焼室を構成するた
めに記載された技術は明らかに単一ブロックで構成され
た推進薬に適用することができる。
考えられ、この区分された部分上に燃焼室を構成するた
めに記載された技術は明らかに単一ブロックで構成され
た推進薬に適用することができる。
第１図は２つの節部分と前壁及び後壁とから構成された
推進薬組立体を示す断面図、 第２図は縦方向に２つの部分に切断されたチューブの斜
面図、 第３図は燃焼室のチューブ構造を構成する扇形部分がど
のようにして推進薬上に取付けられるかを示す断面図、 第４図はチューブ部分上の周囲の巻つけ部を示す図、 第５図及び第６図は本発明の方法の変形例における連続
工程を示す図、 第７図は推進薬上のチューブ構造の変形構造を示す図で
ある。 同一符号は、異なる図において、同一又は類似の部分に
用いられている。 10……推進薬、11……熱保護層、 12……セグメント、14……後壁、 15……羽口、16……前壁、 20……チューブ、22,24……扇形部分、 25,28……巻線、26……スカート部。
推進薬組立体を示す断面図、 第２図は縦方向に２つの部分に切断されたチューブの斜
面図、 第３図は燃焼室のチューブ構造を構成する扇形部分がど
のようにして推進薬上に取付けられるかを示す断面図、 第４図はチューブ部分上の周囲の巻つけ部を示す図、 第５図及び第６図は本発明の方法の変形例における連続
工程を示す図、 第７図は推進薬上のチューブ構造の変形構造を示す図で
ある。 同一符号は、異なる図において、同一又は類似の部分に
用いられている。 10……推進薬、11……熱保護層、 12……セグメント、14……後壁、 15……羽口、16……前壁、 20……チューブ、22,24……扇形部分、 25,28……巻線、26……スカート部。
Claims (7)
- 【請求項１】推進薬を別に製造する段階とこれに続いて
この推進薬の上に管状構造を形成する段階とを含んでな
る固体推進薬ロケットエンジンのための燃焼室を製造す
る方法において、前記管状構造が、推進薬の周りに縁と
縁が並列して配置され円筒状チューブを構成するチュー
ブの扇形部分を接着剤で固定しかつこのチューブの周り
に少なくとも円周方向に巻きつけ部を形成することによ
り、形成される燃焼室の製造方法。 - 【請求項２】燃焼室に後壁と前壁とを設け、これらの前
壁と後壁がチューブ扇形部分によって形成された管状構
造の内側に接着剤で接合される特許請求の範囲第１項記
載の方法。 - 【請求項３】燃焼室に後壁と前壁を設け、周囲の巻きつ
け部を形成する前に、少なくとも後壁と前壁の一方が、
この壁と管状構造との上に同時に形成されるらせん状の
巻きつけ部により、チューブ扇形部分で構成された管状
構造に組付けられる特許請求の範囲第１項記載の方法。 - 【請求項４】チューブ扇形部分で構成された管状構造が
燃焼室の少なくとも一端にスカート部を形成し、周囲の
巻きつけ部を形成する前に捩り力に対する抵抗力を向上
させるため予備のらせん状の巻きつけ部が管状構造の長
さ方向にわたって形成される特許請求の範囲第１項記載
の方法。 - 【請求項５】推進薬が複数のセグメントを組立てること
によって形成される特許請求の範囲第１項記載の方法。 - 【請求項６】管状構造が、縁と縁とが組付けられた複数
の層の扇形部分で形成されている特許請求の範囲第１項
記載の方法。 - 【請求項７】チューブの扇形部分が、マトリックスが高
い温度抵抗を有する合成材料で製造される特許請求の範
囲第１項記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8615426A FR2606082B1 (fr) | 1986-11-05 | 1986-11-05 | Chambre de combustion de propulseur a propergol solide, et procede pour sa fabrication |
| FR8615426 | 1986-11-05 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6487035A JPS6487035A (en) | 1989-03-31 |
| JPH0724899B2 true JPH0724899B2 (ja) | 1995-03-22 |
Family
ID=9340554
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62278429A Expired - Fee Related JPH0724899B2 (ja) | 1986-11-05 | 1987-11-05 | 固体推進薬ロケットエンジンの燃焼室製造方法 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5032201A (ja) |
| EP (1) | EP0270412B1 (ja) |
| JP (1) | JPH0724899B2 (ja) |
| DE (1) | DE3770421D1 (ja) |
| ES (1) | ES2023428B3 (ja) |
| FR (1) | FR2606082B1 (ja) |
| IL (1) | IL84378A (ja) |
| NO (1) | NO171648C (ja) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2863665B1 (fr) * | 1988-10-12 | 2007-03-30 | Aerospatiale | Statoreacteur a structure tubulaire et missile propulse par un tel statoreacteur |
| DE4016220A1 (de) * | 1990-05-19 | 1991-11-21 | Dynamit Nobel Ag | Feststoffraketenmotor |
| US5341638A (en) * | 1992-03-09 | 1994-08-30 | Thiokol Corporation | Low cost segmented structure for pressure vessels, rocket motors, piping |
| FR2764646B1 (fr) * | 1997-06-16 | 1999-07-16 | Celerg | Moteur, a propergol solide, de faible vulnerabilite |
| US6425172B1 (en) * | 1999-04-23 | 2002-07-30 | Dynetek Industries Ltd. | Homogenizing process for fiber-wrapped structural composites |
| DE10043303B4 (de) * | 2000-09-02 | 2004-06-09 | Astrium Gmbh | Raketentriebwerk in Segmentbauweise |
| KR101097787B1 (ko) * | 2009-08-20 | 2011-12-23 | 국방과학연구소 | 추진제용 압력용기, 그 폭발 방지 방법 및 제조 방법 |
| FR3011902B1 (fr) * | 2013-10-16 | 2015-11-27 | Herakles | Procede de liaison d'une jupette a une enveloppe d'un corps de propulseur |
| CN109186375B (zh) * | 2018-07-26 | 2020-12-11 | 西安航天动力技术研究所 | 一种复合材料固体火箭发动机中裙连接机构及成型方法 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE22661C (de) * | W. E. WOODBRIDGE in Washington, V. St. A | Konstruktion für Geschützrohre | ||
| FR921153A (fr) * | 1945-10-31 | 1947-04-29 | Controles Ind Et | Tubes-moteurs pour projectiles-fusées et propulseurs de décollage d'avions |
| US2995011A (en) * | 1959-09-17 | 1961-08-08 | Phillips Petroleum Co | Solid propellant rocket motor |
| US3224317A (en) * | 1961-09-22 | 1965-12-21 | Mb Assoc | Method of constructing a miniature solid propellant rocket |
| US3188802A (en) * | 1961-11-29 | 1965-06-15 | Thiokol Chemical Corp | Solid propellant grain |
| FR1356673A (fr) * | 1962-05-10 | 1964-03-27 | Thiokol Chemical Corp | Moteur de roquette et méthode de construction |
| US3224191A (en) * | 1963-05-20 | 1965-12-21 | Thiokol Chemical Corp | Rocket motor construction |
| US3301924A (en) * | 1964-07-16 | 1967-01-31 | Bryant Robert William | Manufacture of rocket motors |
| US3426528A (en) * | 1966-12-27 | 1969-02-11 | Thiokol Chemical Corp | Liner configuration for solid propellant rocket motors |
| FR2123036B1 (ja) * | 1969-11-24 | 1975-07-04 | Neyrpic Creusot Loire | |
| US4118928A (en) * | 1973-07-12 | 1978-10-10 | Thiokol Corporation | Means for mounting solid propellant in a rocket motor |
| US3952506A (en) * | 1973-11-07 | 1976-04-27 | Thiokol Corporation | Rocket motor construction |
| JPS5844518B2 (ja) * | 1976-09-03 | 1983-10-04 | ダイセル化学工業株式会社 | ロケツトの外殻体 |
| US4495764A (en) * | 1983-05-26 | 1985-01-29 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Integrated insulation wall assembly |
| FR2552494B1 (fr) * | 1983-09-26 | 1985-12-20 | Europ Propulsion | Procede de preparation de corps de propulseurs fusees |
| FR2593238B1 (fr) * | 1986-01-22 | 1990-11-02 | Europ Propulsion | Chambre de combustion de propulseur et son procede d'assemblage |
-
1986
- 1986-11-05 FR FR8615426A patent/FR2606082B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1987
- 1987-11-04 NO NO874599A patent/NO171648C/no not_active IP Right Cessation
- 1987-11-04 ES ES87402481T patent/ES2023428B3/es not_active Expired - Lifetime
- 1987-11-04 EP EP87402481A patent/EP0270412B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1987-11-04 DE DE8787402481T patent/DE3770421D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1987-11-05 JP JP62278429A patent/JPH0724899B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1987-11-05 IL IL84378A patent/IL84378A/xx unknown
-
1989
- 1989-04-28 US US07/346,352 patent/US5032201A/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IL84378A (en) | 1993-02-21 |
| US5032201A (en) | 1991-07-16 |
| ES2023428B3 (es) | 1992-01-16 |
| JPS6487035A (en) | 1989-03-31 |
| NO874599L (no) | 1988-05-06 |
| NO171648C (no) | 1993-04-14 |
| DE3770421D1 (de) | 1991-07-04 |
| FR2606082A1 (fr) | 1988-05-06 |
| EP0270412B1 (fr) | 1991-05-29 |
| EP0270412A1 (fr) | 1988-06-08 |
| IL84378A0 (en) | 1988-04-29 |
| FR2606082B1 (fr) | 1991-04-05 |
| NO874599D0 (no) | 1987-11-04 |
| NO171648B (no) | 1993-01-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4063684A (en) | Composite rocket nozzle structure | |
| US3293860A (en) | Filament wound container having reinforced opening | |
| US5009628A (en) | Body having a composite structure for a transmission joint and its method of production | |
| US3969557A (en) | Fiberglass vaulting pole | |
| US3978256A (en) | Three-dimensional monocoque open-ended annular structure | |
| EP0124205A1 (en) | Containment vessel and method of manufacturing same | |
| JPH0724899B2 (ja) | 固体推進薬ロケットエンジンの燃焼室製造方法 | |
| US3549444A (en) | Filament wound blade and compressor | |
| US3224191A (en) | Rocket motor construction | |
| EP0340088B1 (fr) | Propulseur composite à ailes composites intégrées et son procédé de fabrication | |
| GB2207629A (en) | Method of manufacture of an axial flow compressor stator assembly | |
| JPH0220862B2 (ja) | ||
| EP1319823B1 (en) | Method of producing an insultated rocket engine casing and insulated casing produced in this way | |
| US5961288A (en) | Process for manufacturing a composite component capable of flexing and twisting | |
| WO1996009159A1 (en) | Method of making internally reinforced composite tubes | |
| NL8403125A (nl) | Vezelversterkt kunststof drukvat. | |
| US3280850A (en) | Hollow structural elements and methods for fabricating same | |
| US3189500A (en) | Method of making a composite multiwalled pressure vessel | |
| EP0323247B1 (en) | Filament winding of case onto solid propellant grain | |
| JPS5844518B2 (ja) | ロケツトの外殻体 | |
| US3295558A (en) | Filament wound structure | |
| US3228187A (en) | Pressure vessel | |
| US4716640A (en) | Method for manufacturing a burner ring for a turbojet engine | |
| US4787202A (en) | Combustion chamber for rocket motor and its assembling method | |
| JPS6112326A (ja) | ステアリングホイ−ル及びその製造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |