SE437285B - Raketmunstycksanordning samt sett for dess tillverkning - Google Patents
Raketmunstycksanordning samt sett for dess tillverkningInfo
- Publication number
- SE437285B SE437285B SE7802260A SE7802260A SE437285B SE 437285 B SE437285 B SE 437285B SE 7802260 A SE7802260 A SE 7802260A SE 7802260 A SE7802260 A SE 7802260A SE 437285 B SE437285 B SE 437285B
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- ring
- nozzle
- nozzle body
- plastic
- rocket
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
- F42B10/16—Wrap-around fins
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/26—Stabilising arrangements using spin
- F42B10/28—Stabilising arrangements using spin induced by gas action
- F42B10/30—Stabilising arrangements using spin induced by gas action using rocket motor nozzles
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S239/00—Fluid sprinkling, spraying, and diffusing
- Y10S239/19—Nozzle materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Description
i7s022so-5 ß) nämnda munstyckskropp är tillverkad av fiberförstärktj avbränn-_ fbart, termohärdande plastmaterial, att_samtliqà nämnda ringar är av metall och sænmmgjmna med samt oskiljbart bunda till munstyckskroppen, och att hållarringen sträcker sig runt och 'utmed större delen av munstyckshalsens utsträckning i axiell led, vilken ring har en tillräcklig axiell längd, material- tjocklék och materialhållfasthet för att i samverkan med plast- munstyckskroppen effektivt förstärka munstyckskroppen, så att denna kan motstå lokal, radiell termisk expansion:hos munstycks- :halsen och överföra axiella nettopåkänningar från plastmun- ' visning till ritningarna. styckskroppen till raketmotorkammaren. _ Uppfinningen kommer att beskrivas närmare nedan under hän- -Fig¿ 1 är en tvärsektion genom den.bakre änden hos en raketmotor innefattande en munstycksanordning enligtupgfinnüræn.
Fig. 2 är en sidovy över munstycksanordningen enligt upp- finningen visande de omkringvikta fenorna i slutet tillstånd.
Fig. 3 är en tvärsektion genom en raket innefattande mun- stycksanordningen enligt uppfinningen anordnad i ett raketut- skjutningsrörl' l 7 _ 7 a Fig. 4 är en tvärsektionsvy genom-en formanordning för _ tillverkning av munstycksanordningen enligt uppfinningen. _l fig. 1 visas en typisk raketmotor 1, vilken innefattaren Kraketmotorkammare 2 med ett munstycke 3 fäst vid dennas bakre ände medelst konventionella organ, såsom en låstråd 4, En tänd- .anordning för raketmotorn är monterad i motorkammaren 2 intill inloppet 6 hos munstycket. Drivladdningskorn 7 är packade i ”_kammaren 2 omkring tändanordningen 5 på konventionellt sätt.
Tändanordningen'Sšärlförsedd med elektriskt isolerade_ledningar 8 och 9, vilka är kopplade till en metallisk stödring 10 för fenorna respektive till en metallisk elektrisk kontaktring 11' för att underlätta förbindningen till utskjutningsanordningens avfyrningskrets, såsom beskrivs närmare nedan: Munstycket 3 innefattar en ablativ munstyckskropp'12 av härdplast samman- gjuten med en metallisk hållarring 13, den metalliska stöd- ringen 10 för fenorna och den metalliska elektriska kontakt- ringen 11. Munstycket 3 är anordnat i den bakre delen av' nämnda raketmotorkammare 2, så att hällarringen 13 blir helägen_ 7802260-5 3. mellan raketmotorkammaren 2 och munstycket 3. Fasthâllningen av munstycket sker med hjälp av en låsring 4. Hållarringen l3 inne- fattar ett utsträckt flänsparti l3a, som sträcker sig i längsled över ett parti av munstycket 3.
En inloppsinsats 14 av grafit ingår även. Munstyckskroppen l2 av plast har till uppgift a) att generera.framdrivningskraft för raketen genom att accelerera förbränningsgaserna i riktning bakåt.
För att stå emot det intensiva värmeflödet från utloppsgaserna kom- mer en del av innerytan hos munstycket att avlägsnas och kvarlämna en hârdkolhaltig rest. Munstyckskroppen skall vidare b) åstadkomma ett rollmoment på raketen omedelbart efter tändningen och således öka raketens precision. Momentet âstadkommes medelst spiralformiga ledskenor l5 utförda i det bakre partiet av munstyckets utloppskon.
Dessa skenor åstadkommer en rotationsrörelse hos utloppsgaserna, som alstrar ett resulterande moment på raketen. Genom att utföra skenorna av ablativt material kommer de att erodera till följd av utloppsgasernas verkan och således åstadkomma ett relativt sett mindre moment vid slutet av tändperioden än vid början. Munstycks- kroppen skall även c) överföra laster som alstras av den fenupp- stödande ringen 10 framåt till hållarringen 13 och således till raketkroppen, d) elektriskt isolera den elektriska kontaktringen ll från resten av raketstrukturen, e) överföra de bandpåkänningar som orsakas av den termiska eápansionen av grafitinsatsen lå under tändning till hâllarringen 13. och f) termiskt isolera metall- delarna hos munstycksanordningen från den extremt heta utblåsnings- gasen. I , u . .
Kärnan till det fördelaktiga utnyttjandet av plastmun- styckskroppen l2 såsom ett belastningsöverförande_organ ligger i materialet och gjutningstekniken_som används för att åstadkomma munstyckskroppen. _ ' _ _ 5 Följande egenskaper krävs av gjutmaterialet:' i) goda termiskt isolerande egenskaper för att skydda metalldelarna; I m ii) låg ablationshastighet vid den höga utblåsningsgas- temperaturen; ' 7 , ' ' iii) en fibérmatris för att kvarhålla det förkolnade yt- skiktet och således reducera hastigheten för materialets erosion orsakad av utblâsningsgasen; _ iv) låg krympning efter gjutning i beroende av tiden för att hindra separation mellan hàllarringen och plastmunstyckskroppen; 7802.260f'5 och ' v) moderata töjningsegenskaper med en brottgräns vid stor- I leksordningen 345-l05pa. 'i Dessa egenskaper föreligger vid ett antal kommersiellt till- gängliga härdande gjutmassor innehållande fenol och armerade med glasfiber, asbest, kisel eller grafit, såsom Fiberite Corporation's FM l677l (en fenol-glasblandning), Hoker Chemical Corporation's .DUreä®"23639(en fenol-asbestblandning), Raybestos Manhattan Corporation's 153-T RPD fen fenollasbestblandning) och Fiberite Corporation's MXC 3l3 P (en fenol-grafitblandning). _ Den metalliska hållarringen 13 tjänar till att överföra _nettolaster på munstycket 3 till nmtorhöljet 2 och raketstrukturen, såväl som att stöda den främre änden hos fenornas ledtappar-l6, vilka beskrivs närmare nedan, och således npptagande en del av de aerodynamiska lasterna, samt förstärkning av plastmunstyckskroppen 3 mot termiska expansionseffekter hos grafitinsatsen 14 vid tänd- ning- K U _ ' U Grafitinsatsen 14 är lämpligen bearbetad från ett höggradigt gralitmaturial, såsom Spevr Grnfite 890-S eller 9 RL, och tjänar till att skydda plastmunstyckskroppen 3 från erosiva effekter hos förbränningsgaserna vid området för kritiskt ljud och till att stöda tändanordningen. I _ I Företrädesvis men ej nödvändigtvis är en elastomerisk väder- säkring 28 anordnad att täcka munstyokets inlopp,_för att hindra inträde av rester eller fukt i motorkammaren och att kvarhålla tändanordningen i munstycksinloppet.
I Såsom bäst framgår av figur l_och 2 är munstycksanordningen försedd med ett flertal omkringvikta fenor l7 svängbart anordnade på ledtappar l6 och rörliga mellan ett slutet eller omvikt läge, såsom visas i figur 2, och ett öppet eller utvecklat läge, såsom visas i figur 1, medelst uxsixs- kompressionsfjädrar 18. Vanligen tillverkas fenorna av pressgjuten aluminium och utnyttjas tre eller flera fenor. V 'i 1 h - Såsom tidigare angivits uppstöds den främre änden av led- tapparna.ß av den metalliska hållarringen 13 och den bakre änden av tapparna uppstöds av den fenuppstödande ringen lö. Ejädrarna l8 .utvecklar fenorna 17, då den bakre änden-av raketen går fri från utskjutningsröret 19, se figur 3, och pressar fenorna bakåt in i slitsar 20,i stödringen 10 för att därigenom låsa dem i utvecklat läge. i' I f _ _ _ Såsom bäst visas i figur 2 och 3 hindras fenorna att öppnas I . 7802260-5 under hantering, lagring och laddning medelst en brytpinnesring 21. Detta uppnås genom att utsträcka öronen 22, genom vilka bryt- pinnarna 23 passerar, över ett parti av den yttre ytan hos var och _ en av de slutna fenorna. Eftersom brytpinnesringen förblir kvar i utskjutningsanordningen efter avfyrnhr;kan fenorna utvecklas sedan raketen lämnat utskfutningsröret. Nämnda ring tjänar även till att förbinda rakettändkretsen med jordsidan hos utskjutningsanordningenf avfyrningskrets. Kretsen passerar från tändledningen genom den fen- , uppstödande ringen, genom brytpinnesringen och således till utskjut~ ningsanordningens struktur, dvs jord.
'För avfyrning av raketen införes denna i utskjutningsanord- ningen (röret) på samma sätt som en artillerigranat, varvid raketen pressas framåt tills läppen 24 hos brytpinnesringen 2l samverkar- med den bakre ytan hos utskjutningsanordningen, såsom visas i figur 3. En kvarhållningsplatta 25 skruvas därefter fast vid den bakre ytan hos utskjutningsanordningen medelst skruvar 26, vilka stadigt fastspänner läppen 24 hos brytpinnesringen mellan plattan och den bakre ytan hos utskjutningsanordningen. Samtidigt pressas en fjäderkontakt 27, som är monterad på och isolerad från hållar- plattan och ansluten till utskjutningsanordningens avfyrningskrets, mot kontaktringen ll i den bakre ytan hos munstycket. Dä utskjut- ningsanordningens avfyrningskrets matas, vilket således aktiverar tändanordningen 5 och i sin tur huvudframdrivningsladdningen, kom- mer brytpinnarna 23 att avskäras i planet mellan fenstödringen och brytpinnesringen, då raketdragkraften når en specifik nivå, för att därvid frigöra raketen och munstycksanordningen från brytpinnes- ringen för utskjutning. I För att uppnå erforderliga egenskaper till låg tillverknings- kostnad bör munstycket gjutas under utnyttjande av sprutpressnings- teknik, se figur 4, dvs gjutmassan eller plasten 40 tvingas under press från en yttre kammare 4l eller överföringskärl genom ett in- lopp in i ett föruppvärmt utrymme 42 i en flerdelad form. Utnytt- jande av sprutpressning i motsats till vanlig formpressning, dvs där gjutmassan placeras direkt i en öppen gjutform, vilken därpå slutes, efordras för att minimera gjuttiden och således kostnaden; Riktningen för materialflödet under överföringen av gjut- massan från överföringskärlet till gjutkaviteten bör ske i en rikt- ning parallell med munstyckets längdaxel. Om riktningen för materi. flödet var vinkelrät mot den längdsgående axeln, dvs genom mun- styckets sida, skulle flödet uppdelas omkring formtappar 43, 44.
Då de båda strömmarna av gjutmassa skulle mötas på den borte sidan .om tapparna, dvs den sida av munstycket som är belägen mitt för in- 7so22so+s ' loppet, skulle fibrerna ej blandas 0ch_säIedes åstadkomma en längs- 'gâende linje med sämre styrka i bandriktningen, där fel skulle upp- stå till följd av effekterna av utblâsningsgastrycket.
Inloppet genom vilket materialet injiceras från överförings- kärlet till formen bör utgöras av en komplett, obruten ring. Varje diskontinuitet i ringen, såsom.radiella stöd för den övre tappen '44, tenderar att åstadkomma separation av fibrerna i_gjutmassan nedanför diskontinuiteten, vilket resulterar i en försvagad linje. ,_Minimidimensionen,'bredden, hos ringen i planet vinkelrättf' mot materialflödets riktning under injiceringen bör ej vara mindre än en viss del av fiberlängden. Detta är önskvärt för att hindra vikning av fibrerna med en åtföljande försvagning av den slutliga detaljen. _ K K I =_De urtagníngar 45 som är upptagna i den nedre tappen 43 för att bilda de vridmomentalasltrande ledskenorna i munstycksutlopps- konen måste vara spiralformiga-omkring formens längsgående axel.
Detta medger att den nedre tappen 4ß kan uttagas ur munstyckskroppen med hjälp av_en enkel rotationsrörelse. _ ' ' -_ Tappen kan ej avlägsnas från ett munstycke med icke spiral- formiga skenor; såvida detta, tappen, ej är uppbyggd av ett antal _delar, som kan demonteras eller nedplockas för uttagande ur munstyck: kroppen. En sådan tapp skulle vara dyrbarare att tillverka och .hantera än den i ett stycke utförda tappen.för spiralformiga skenor.
Claims (5)
1. Raketmunstycksanordning med en munstyckskropp (12) innefattande en munstyckshals (6), en bakre utblåsnings- öppning och en ring (11), som omger nämnda öppning för etablering av elektrisk kontakt, vilken munstyckskropp (12) uppbär ett flertal fenor (17) anordnade på inbördes avstånd omkring munstvckskroppen och infästa mellan en runtomgâende fenuppstödande ring (10) och en runtomgâende hällarring (13), vilken senare är inrättad att göra in- I grepp med ett ändparti av en raketmotorkammare (2), k ä n n e t e c k n a d av att nämnda raketmunstycks- anordning är utförd i ett stycke, varvid nämnda munstycks- kropp (12) är tillverkad av fiberförstärkt, avbrännbart, I termohärdande plastmaterial, att samtliga nämnda ringar (10, 11, 13) är av metall och sammangjutna med samt oskilj- bart bundna till munstyckskroppen (12), och att hållarringen_ -(13) sträcker sig runt och utmed större delen av munstycks- halsens (16) utsträckning_i axiell led, vilken ring har en tillräcklig axiell längd, materialtjocklek och material- hållfasthet för att i samverkan med plastmunstyckskroppen (12) effektivt förstärka munstyckskroppen (12), så att denna kan motstå lokal, radiell termisk expansion hos mun- styckshalsen (6) och överföra axiella nettopåkänningar från plastmunstyckskroppen till raketmotorkammaren (2).
2. Anordning enligt krav 1, varvid nämnda munstyckshals (6) innefattar en grafitinsats (14), k ä n n e t e c k- n a d av att den axiella längden, tjockleken och material- hållfastheten hos hållarringen (13) är så valda, att nämnda ring dessutom tar upp termiska, radiella expansionspåkänningar som erhålles till följd av nämnda grafitinsats. n _
3. Anordning enligt krav 1 eller 2,.k äïn n_e t elc k- n a d av att nämnda hâllarring (13) dessutom och även nämnda fenuppstödande ring (10) är utförda med en längd, tjocklek och materialhållfasthet, som är tillräckliga för N 7802260-5 att åtminstone kunna överföra de aerodynamiska krafterna från fenorna (17) till nämnda fiberförstärkta plastmun- styckskropp (12). _ _ _
4.' 'Anordning enligt något av föregående krav, k ä n-n'e-' t e c k n a d av att nämnda termohärdande, fiberförstärkta plastmaterial är förstärkt med fibermaterial valt ur gruppen innefattande glas och grafit;
5. Anordning enligt något av föregående krav, k.ä n-n e- .the c k n a d, av att spiralformiga, rotationsalstrande ledskenor (15) är gjutna i ett stycke med nämnda plastmun- styckskropp (12) intill nämnda utblåsningsöppning och före- trädesvis radiellt innanför det område«som är förstärkt av nämnda fenuppstödande ring (10). 7 ' ' 6Ä Sätt vid tillverkning av en i ett stycke utförd raket- munstycksanordning med en munstyckskropp av plastmaterial med en munstyckshals och en bakre utblâsningsöppning i enlig? het med krav 1 och/eller ett eller flera av krav 2-5, _ k ä n n e t e c k n a t_ av att en fiberinnehâllande, avbränn- bar, termohärdandè plastmassa injiceras under tryck från en ' yttre överföringskammare in i ett i förväg uppvärmt form- ningsrum genom ett inlopp i form.av en hel, obruten ring och i en riktning som är parallell med munstyckskroppens längdaxel, för att därigenom fördela fibrerna väsentligen likformigt i hela plastmunstyckskroppen, varvid hållarringen, den fenuppstödande ringen och den elektriska kontaktringen anordnas i nämnda formningsrum på förhand, så att komponen- terna gjutes samman i en operation till bildande av en odel-a bar helhet.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CA279,107A CA1079078A (en) | 1977-05-25 | 1977-05-25 | Rocket nozzle assembly |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE7802260L SE7802260L (sv) | 1978-11-26 |
SE437285B true SE437285B (sv) | 1985-02-18 |
Family
ID=4108728
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE7802260A SE437285B (sv) | 1977-05-25 | 1978-02-28 | Raketmunstycksanordning samt sett for dess tillverkning |
Country Status (12)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4232843A (sv) |
JP (2) | JPS53146021A (sv) |
BE (1) | BE863793A (sv) |
CA (1) | CA1079078A (sv) |
DE (2) | DE2807807A1 (sv) |
DK (1) | DK147559C (sv) |
FR (1) | FR2392240A1 (sv) |
GB (1) | GB1593015A (sv) |
IT (1) | IT1103125B (sv) |
NL (1) | NL184802C (sv) |
NO (1) | NO147812C (sv) |
SE (1) | SE437285B (sv) |
Families Citing this family (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA1217944A (en) * | 1983-03-16 | 1987-02-17 | Christian J.L. Carrier | Integrated weatherseal/igniter for solid rocket motor |
US4497460A (en) * | 1983-03-25 | 1985-02-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Erodale spin turbine for tube-launched missiles |
FR2594891B1 (fr) * | 1986-02-21 | 1989-10-13 | Poudres & Explosifs Ste Nale | Allumeur fixable dans la tuyere d'un propulseur |
JPH0710052Y2 (ja) * | 1987-09-21 | 1995-03-08 | 日産自動車株式会社 | ロケットの点火指令伝送装置 |
FR2630502B1 (fr) * | 1988-04-25 | 1990-08-31 | Europ Propulsion | Propulseur composite a ailes composites integrees et son procede de fabrication |
US5511745A (en) * | 1994-12-30 | 1996-04-30 | Thiokol Corporation | Vectorable nozzle having jet vanes |
GB2308089A (en) * | 1995-12-15 | 1997-06-18 | Vic Tree | Injection moulding shuttlecock cork |
AU2859799A (en) * | 1998-03-10 | 1999-09-27 | Elena Sharunova | Rifled jet nozzle |
DE19927734C2 (de) * | 1999-06-17 | 2002-04-11 | Astrium Gmbh | Schubkammer eines Antriebstriebwerks für Satelliten und Transportgeräte für Raumfahrtanwendungen |
GB0109277D0 (en) * | 2001-04-12 | 2001-05-30 | Olympic Technologies Ltd | Small arms projectile |
GB0111171D0 (en) * | 2001-05-08 | 2001-06-27 | Special Cartridge Company Ltd | Projictile |
US7269951B2 (en) * | 2004-09-27 | 2007-09-18 | Honeywell International, Inc. | Throat retention apparatus for hot gas applications |
US7918419B2 (en) * | 2005-07-15 | 2011-04-05 | Rcs Rocket Motor Components, Inc. | Rocket ejection delay apparatus and/or method |
EP1934547B1 (en) * | 2005-10-13 | 2012-12-12 | Raytheon Company | Exhaust assembly for mass ejection drive system |
US20100024428A1 (en) * | 2006-07-31 | 2010-02-04 | Rosenfield Gary C | Rocket Apparatus and/or Method |
KR101055669B1 (ko) * | 2008-10-30 | 2011-08-10 | 국방과학연구소 | 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법 |
US8794007B2 (en) | 2010-02-08 | 2014-08-05 | Agency For Defense Development | Rocket propulsion device and method for assembling rocket propulsion device |
KR101234218B1 (ko) * | 2010-06-25 | 2013-02-18 | 국방과학연구소 | 비행체의 날개장치 및 이를 구비하는 비행체 |
KR101234179B1 (ko) * | 2011-03-21 | 2013-02-21 | 김준규 | 추진 유닛의 회전추력 유도 방법 및 장치 |
US8826822B1 (en) * | 2013-04-23 | 2014-09-09 | Jian-Lin Huang | Rocket without tail flame |
WO2015075503A1 (es) * | 2013-11-21 | 2015-05-28 | Thor International Sas | Tobera plástica de propulsión para cohetes |
RU2559657C1 (ru) * | 2014-10-01 | 2015-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Ракетная часть реактивного снаряда |
US11469039B2 (en) * | 2020-04-09 | 2022-10-11 | Hitachi Energy Switzerland Ag | Expandable turret for electrical equipment |
CN113237393A (zh) * | 2021-04-28 | 2021-08-10 | 北京星途探索科技有限公司 | 一种高精度稳定装置 |
US12078458B1 (en) * | 2023-04-07 | 2024-09-03 | The Boeing Company | Fin deployment system for a projectile, projectile, and method of deploying a fin on a projectile |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2645999A (en) * | 1947-07-18 | 1953-07-21 | Ben T Bogard | Nozzle closure-contact ring assembly for rockets |
US3048972A (en) * | 1958-01-07 | 1962-08-14 | Ici Ltd | Rocket motor construction |
FR1229074A (fr) * | 1959-04-30 | 1960-09-02 | Etat Francais Represente Par | Empennage déployant à plusieurs ailettes mobiles et conjuguées, pour projectiles |
US3103784A (en) * | 1960-11-15 | 1963-09-17 | Ronald F Vetter | Plastic internal rocket nozzle |
US3177809A (en) * | 1962-07-24 | 1965-04-13 | Budd Co | Semi-fixed artillery round |
US3196793A (en) * | 1963-01-16 | 1965-07-27 | Milenkovic Veljko | Folded fin rocket |
CH408718A (de) * | 1964-02-21 | 1966-02-28 | Oerlikon Buehrle Holding Ag | Zündeinrichtung an Raketen |
US3648461A (en) * | 1970-05-13 | 1972-03-14 | Nasa | Solid propellent rocket motor nozzle |
US3635404A (en) * | 1970-06-18 | 1972-01-18 | Us Navy | Spin stabilizing rocket nozzle |
US3695556A (en) * | 1970-08-03 | 1972-10-03 | Us Navy | Hinged stability and control fin assembly |
US3952970A (en) * | 1974-08-28 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Means for improving rocket missile accuracy |
CA1036419A (en) * | 1975-08-25 | 1978-08-15 | Fred A. Christie | Aft-end ignition system for rocket motor |
-
1977
- 1977-05-25 CA CA279,107A patent/CA1079078A/en not_active Expired
-
1978
- 1978-02-09 BE BE185023A patent/BE863793A/xx not_active IP Right Cessation
- 1978-02-10 NO NO780466A patent/NO147812C/no unknown
- 1978-02-10 DK DK62678A patent/DK147559C/da not_active IP Right Cessation
- 1978-02-22 NL NLAANVRAGE7802005,A patent/NL184802C/xx not_active IP Right Cessation
- 1978-02-23 DE DE19782807807 patent/DE2807807A1/de active Granted
- 1978-02-23 GB GB7185/78A patent/GB1593015A/en not_active Expired
- 1978-02-23 DE DE19787805493U patent/DE7805493U1/de not_active Expired
- 1978-02-27 IT IT48204/78A patent/IT1103125B/it active
- 1978-02-28 SE SE7802260A patent/SE437285B/sv not_active IP Right Cessation
- 1978-02-28 JP JP2166178A patent/JPS53146021A/ja active Pending
- 1978-03-01 FR FR7806575A patent/FR2392240A1/fr active Granted
- 1978-03-30 US US05/891,924 patent/US4232843A/en not_active Expired - Lifetime
-
1983
- 1983-12-27 JP JP1983199110U patent/JPS59157558U/ja active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
SE7802260L (sv) | 1978-11-26 |
NL7802005A (nl) | 1978-11-28 |
JPS53146021A (en) | 1978-12-19 |
NL184802C (nl) | 1989-11-01 |
US4232843A (en) | 1980-11-11 |
IT1103125B (it) | 1985-10-14 |
DE7805493U1 (de) | 1978-08-24 |
JPS59157558U (ja) | 1984-10-23 |
DK147559B (da) | 1984-10-01 |
FR2392240B1 (sv) | 1983-10-28 |
DK62678A (da) | 1978-11-26 |
NO147812B (no) | 1983-03-07 |
DK147559C (da) | 1985-05-28 |
BE863793A (fr) | 1978-05-29 |
DE2807807A1 (de) | 1978-11-30 |
NO147812C (no) | 1983-06-15 |
NO780466L (no) | 1978-11-28 |
FR2392240A1 (fr) | 1978-12-22 |
DE2807807C2 (sv) | 1990-01-04 |
GB1593015A (en) | 1981-07-15 |
CA1079078A (en) | 1980-06-10 |
IT7848204A0 (it) | 1978-02-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
SE437285B (sv) | Raketmunstycksanordning samt sett for dess tillverkning | |
US5600946A (en) | Solid propellant dual pulse rocket motor loaded case and ignition system and method of manufacture | |
US3048972A (en) | Rocket motor construction | |
US6711901B1 (en) | Rocket motor nozzle assemblies having vacuum plasma-sprayed refractory metal shell throat inserts, methods of making, and rocket motors including same | |
US7980057B2 (en) | Integral composite rocket motor dome/nozzle structure | |
JP2017519180A (ja) | 特に熱的保護フェアリングのためのミサイル構造壁 | |
US3648461A (en) | Solid propellent rocket motor nozzle | |
KR20030080088A (ko) | 분해 가능한 스러스트 벡터 제어 베인 | |
US6209312B1 (en) | Rocket motor nozzle assemblies with erosion-resistant liners | |
CN105674813A (zh) | 一种热刀式钩锁分离机构 | |
US4631916A (en) | Integral booster/ramjet drive | |
KR100998539B1 (ko) | 미사일의 구속해제장치 | |
US3048970A (en) | Plastic nozzle plate for missile motors | |
US3354651A (en) | Ablative rocket thrust chamber | |
GB2064659A (en) | Thrust nozzle | |
Boury et al. | Ariane 5 SRM nozzle evolution | |
KR20110052538A (ko) | 고체 추진제 로켓 모터 | |
US3126702A (en) | newcomb | |
US3262266A (en) | Rocket interstage adapter | |
US2871658A (en) | Sustainer exhaust gas deflector | |
EP1248902B1 (en) | Rocket motor nozzle assembly comprising a refractory metal shell | |
US6315238B1 (en) | Thrusting apparatus | |
US3383862A (en) | Rocket thrust chamber | |
LAMICQ | Ceramic matrix composites- A new concept for new challenges | |
ITMI20012129A1 (it) | Famiglia di propulsori a razzo modulari |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
NAL | Patent in force |
Ref document number: 7802260-5 Format of ref document f/p: F |
|
NUG | Patent has lapsed |
Ref document number: 7802260-5 Format of ref document f/p: F |