ROCKET ASSEMBLY ABLATIVE MATERIALS FORMED FROM SOLVENT-SPUN CELLULOSIC PRECURSORS, AND METHOD OF INSULATING OR THERMALLY PROTECTING A ROCKET ASSEMBLY WITH THE SAME

A rocket motor assembly is insulated or thermally protected with a rocket motor ablative material formed from a prepreg. The prepreg contains at least an impregnating resin matrix and, as a precursor prior to carbonization, either carded and yarn-spun solvent-spun staple cellulosic fibers, solvent-spun cellulosic filaments, or a combination thereof. When patterned and carbonized, the rocket motor ablative material can be lined or otherwise placed into a rocket motor assembly, such as between the solid propellant and case, in the bulk area of the exit nozzle liner, or at susceptible portions of a re-entry vehicle, such as the nose cone. L'invention se rapporte à un ensemble de type moteur-fusée que l'on isole ou que l'on protège thermiquement avec un matériau d'ablation pour moteur-fusée, formé à partir d'un préimprégné. Ledit préimprégné contient au moins une matrice de résines d'imprégnation et en tant que précurseur utilisé avant la carbonisation, soit des fibres cellulosiques discontinues filées avec solvant et cardées, soit des filaments cellulosiques filés avec solvant, soit une combinaison des deux types précédents. Lorsque cette matière d'ablation pour moteur-fusée est structurée et carbonisée, elle peut servir de garniture ou être disposée d'une manière ou d'une autre dans un ensemble de type moteur-fusée, comme par exemple entre la poudre propulsive et le carter, dans la zone de garniture d'une buse de sortie, ou au niveau de parties sensibles d'un corps de rentrée, telle que la pointe d'une fusée-sonde.