Badania nad opracowaniem stałego paliwa rakietowego niejednorodnego dla ładunków napędowych związanych ze ścianką komory silnika

Badania nad opracowaniem stałego paliwa rakietowego niejednorodnego dla ładunków napędowych związanych ze ścianką komory silnika
Fot. Adobe Stock. Data dodania: 20 września 2022

Stałe paliwa rakietowe niejednorodne (znane także jako heterogeniczne, ze względu na swoją strukturę) są wieloskładnikowymi mieszaninami związków chemicznych, zarówno organicznych jak i nieorganicznych, w postaci ciekłej i stałej, których właściwości zależą od składu, a właściwości balistyczne ponadto od zawartości modyfikatorów szybkości spalania w paliwie.

Wstęp

Stałe paliwa rakietowe niejednorodne (zwane dalej paliwami), jako materiały wysokoenergetyczne, mają zastosowanie do wytwarzania z nich ładunków napędowych różnego kształtu, rodzaju (wolnostojących - bardziej sztywnych lub związanych ze ścianką komory silnika rakietowego - bardziej elastycznych) oraz przeznaczenia (np. rakiet bliskiego i średniego zasięgu). Z punktu widzenia struktury paliwa są fizyczną mieszaniną stałego nieorganicznego utleniacza, głównie chloranu(VII) amonu (NA) oraz różnego rodzaju chemicznych dodatków (związków organicznych i nieorganicznych oraz pierwiastków), zarówno w stanie ciekłym jak i stałym, spełniających funkcję tzw. dodatków technologicznych, energetycznych oraz balistycznych. Chloran(VII) amonu i dodatki wprowadzane są w podwyższonej temperaturze do ciekłego lepiszcza składającego się z ciekłego syntetycznego kauczuku z grupami funkcyjnymi, najczęściej hydroksylowymi (á,ù-dihydroksylopolibutadien znany jako HTPB) [1], plastyfikatora, środka utwardzającego i sieciującego, które tworzą po procesie utwardzenia w podwyższonej temperaturze (50−80oC) kompozytowe ciało stałe [2÷7].

Paliwa przed utwardzeniem stanowią wieloskładnikowy układ heterogeniczny zawierający na ogół dwa/trzy składniki stałe wprowadzane do trójskładnikowej fazy ciekłej (syntetycznego kauczuku, plastyfikatora, środka utwardzającego) o niejednorodnej strukturze wewnętrznej, w której zachodzą ponadto reakcje chemiczne związane z procesem utwardzania i sieciowania, i która charakteryzuje się w związku z tym określonym czasem życia (pot life). Ta struktura wewnętrzna jest specyficzną zawiesiną o wysokiej koncentracji cząstek fazy stałej, której lepkość zależy między innymi od lepkości fazy ciekłej, kształtu i rozmiarów cząstek stałych, rozkładu ziarnowego wielkości cząstek, zawartości poszczególnych frakcji fazy stałej (jedna, dwie czy więcej), szybkości ścinania, temperatury oraz czasu [8] i ze względu na technologię formowania z niej elementów napędowych metodą odlewania pod obniżonym ciśnieniem powinna być ≤ 1,5 kPas [9].

Jak wspomniano, jednym z typów ładunków napędowych wytwarzanych z tego rodzaju paliw są paliwa związane ze ścianką komory silnika rakietowego, w których zawartość fazy stałej wynosi na ogół 84%.

Komora spalania silnika rakietowego z paliwem związanym ze ścianką komory składa się z obudowy, izolatora, materiału wykładzinowego i paliwa.

Paliwo po zalaniu do komory i utwardzeniu, związane jest ze ścianką komory silnika poprzez elastyczną warstwę pośrednią [10, 11] i powinno charakteryzować się między innymi odpowiednimi parametrami balistycznymi.

Jednym z głównych parametrów balistycznych paliw jest prędkość spalania i jej zależność od ciśnienia. Właściwość ta może być modyfikowana przez dodanie metalicznych związków chemicznych, zarówno nieorganicznych jak i organicznych, a także przez stosowanie odpowiedniego środka utwardzającego. Metalicznymi związkami chemicznymi są głównie związki żelaza [12], tj. tlenki [13÷15], nanotlenki [14, 15] lub ferrocen [16] i jego pochodne [17÷19]. Najczęściej stosowanymi środkami utwardzającymi są: diizocyjanian dimerylu (DDI), izoforonodiizocyjanian (IPDI) lub toluilenodiizocyjanian (TDI) [20].

Jedną z głównych metod badań pozwalających na pośrednie wyznaczanie tego parametru jest metoda badań w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego (LSR) [21, 22]. Taką metodę zastosowali autorzy podczas przeprowadzonych badań, stosując do tego celu LSR własnej konstrukcji [23].

Część doświadczalna

Masę paliw do badań o składach (Tab. 1) sporządzano przy użyciu planetarnego mieszalnika firmy Drais o pojemności 6 dm3.

Proces otrzymywania paliw do badań obejmował wymieszanie składników paliwa w mieszalniku w podwyższonej temperaturze (65oC) i pod obniżonym ciśnieniem, ok. 5 kPa (poprzez zadozowanie do ciekłej mieszaniny i dodatków porcjami poszczególnych składników stałych, tj. pyłu Al i NA oraz w końcowej fazie mieszania DDI) oraz określony czas ok. kilku godzin, aż do momentu upłynnienia masy i napełnienia formy masą paliwa pod obniżonym ciśnieniem jw.

(Rys. 1) [24]. Proces napełniania polegał na włożeniu formy odlewniczej do komory próżniowej, usytuowaniu wlotu formy odlewniczej pod układem dozującym, połączeniu poprzez jej dno z układem generującym drgania - wibratorem, umieszczeniu w komorze termostatującej, załadowaniu dozownika półpłynną masą paliwa oraz wytworzeniu próżni i zadozowaniu do komory półpłynnej masy paliwa w postaci strug spływających wzdłuż rdzenia formującego. Podczas napełniania forma odlewnicza była ogrzewana w stałej temperaturze oraz poddawana drganiom za pomocą wibratora w celu lepszego odpowietrzenia paliwa i równomiernego rozmieszczenia w formie.

Po zakończeniu napełniania, układ próżniowy został rozszczelniony, w wyniku czego dostające się do formy powietrze atmosferyczne dociskało od góry paliwo, poprawiając jego zwartość. Po napełnieniu paliwem, formę wyjmowano z komory próżniowej oraz termostatującej i umieszczano w następnym układzie termostatującym - cieplarce, w celu utwardzenia paliwa. Po utwardzeniu, z ładunku paliwa wyjmowano rdzeń formujący, zaś z formy - ładunek paliwa w postaci cylindra z kanałem centralnym. Następnie ładunek paliwa poddawano obróbce mechanicznej i badaniom defektoskopowym. Przygotowane w ten sposób ładunki do badań przedstawiono na Fotografii 1.

Metodyka badań

Do badań paliw pozwalających na wyznaczenie zależności liniowej prędkości spalania od ciśnienia, zastosowano metodę badań w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego (LSR) [23], zbudowanego z wymiennej komory, korpusu, komory dyszowej z wymienną dyszą, korpusu zapłonnika, zamknięcia komory, płytki bezpiecznika i nakrętki perforowanej. Układ składający się z LSR, tensometrycznego czujnika ciśnienia i cyfrowego wzmacniacza MGC Plus oraz zestawu komputerowego pozwala na zarejestrowanie charakterystyki p= f(t), na podstawie której można określić czas palenia badanej próbki paliwa o kształcie cylindra z zainhibitowaną boczną powierzchnią zewnętrzną i takich wymiarach, które zapewniają quasi stałe ciśnienie w komorze spalania. Takie rozwiązanie konstrukcyjne umożliwia pośrednie określenie liniowej prędkości spalania paliwa w zależności od ciśnienia, które jest regulowane poprzez wymianę dyszy. LSR pokazany jest na załączonym Rysunku 2, przedstawiającym laboratoryjny silnik rakietowy z ładunkiem paliwowym w widoku izometrycznym, w półprzekroju.

Konstrukcja laboratoryjnego silnika rakietowego według wynalazku [23], oprócz zachowania zalet charakterystycznych dla dotychczas znanych silników [22] mających układ zabezpieczający składający się z membrany i perforowanej wkrętki zabezpieczającej, upraszcza konstrukcję silnika dzięki umieszczeniu zapłonnika w tym samym kanale, w którym znajduje się membrana i perforowana wkrętka zabezpieczająca, awaryjnie otwieranym (wentylacyjnym), w razie wystąpienia nadmiernego ciśnienia produktów spalania w komorze silnika. Dzięki uproszczeniu konstrukcji przedniego modułu silnika rakietowego, istnieje teraz możliwość wykonania w przedniej oprawie (zamknięciu) silnika tylko jednego przelotowego kanału leżącego poza osią wzdłużną silnika, tj. przeznaczonego na czujnik ciśnienia, zamiast zazwyczaj dotychczas stosowanych dwóch kanałów leżących poza osią wzdłużną silnika, tj. jednego przeznaczonego na czujnik ciśnienia i drugiego, przeznaczonego na zapłonnik.

Wyniki badań

Badania ładunków wykonanych z paliw (Tab. 1) przeprowadzono na stacji badań balistycznych w ZPS "Gamrat" Sp. z o.o. w układzie LSR (Fot. 2).

Pomiary przebiegu ciśnienia realizowano przy pomocy tensometrycznego czujnika ciśnienia i cyfrowego wzmacniacza MGC Plus.

Dane pomiarowe przesyłane były w trybie on-line i archiwizowane na komputerze.

W wyniku przeprowadzonych badań zarejestrowano charakterystyki p = f(t), które przedstawiono na Rysunkach 3÷6 (liczby w legendzie oznaczają średnicę krytyczną dyszy w mm).

Metodyka obliczeń liniowej prędkości spalania

Oszacowania prędkości spalania danego paliwa rakietowego od ciśnienia przeprowadzono na podstawie zarejestrowanych charakterystyk p=f(t) podczas spalania ładunków w silniku laboratoryjnym poprzez pośrednie określenie prędkości spalania paliwa dla każdej zarejestrowanej charakterystyki, wyznaczając średnie ciśnienie (całka z ciśnienia podzielona przez czas spalania tp= t2- t1) i czas spalania, a prędkość spalania ze wzoru u= d/tp, gdzie d - grubość warstwy palnej.

Grubość warstwy palnej wynosiła w każdym badanym przypadku 16 mm. Wysokość ciśnienia w komorze silnika była regulowana poprzez wymianę dyszy (im mniejsza średnica dyszy tym wyższe ciśnienie w komorze). Czas spalania określano jako różnicę końcowego (t2) i początkowego (t1) czasu spalania.

Za czas początkowy t1 i końcowy t2 przyjmowano czas, w którym p = 0,5 pmax (50% wartości ciśnienia maksymalnego wzorując się na metodach stosowanych przez firmy europejskie: francuskie SNPE i ONERA, niemiecką BAYERN-CHEMIE i włoską FIAT AVIO [25]), z tym, że w pierwszym przypadku na początkowej narastającej krzywej ciśnienia, natomiast w drugim - na spadkowej krzywej ciśnienia (Rys. 7).

Oszacowane w ten sposób wartości: średniego ciśnienia, czasu spalania i prędkości spalania oraz wyznaczoną na ich podstawie potęgową zależność prędkości spalania od ciśnienia w postaci u = Apn dla badanych paliw przedstawiono w tablicy 2 (u w mm/s, p w MPa a A w mm/(sMPan). Natomiast zależności prędkość spalania od ciśnienia u=f(p) na Rysunku 8.

Podsumowanie

Skonstruowany układ badawczy i metoda pomiaru umożliwiają pośrednie wyznaczenie zależności prędkości spalania od ciśnienia odpowiadające bardziej rzeczywistym warunkom, które mają miejsce w silniku rakietowym.

Dla wyższych ciśnień obserwuje się bardziej wypukły charakter zmiany ciśnienia w czasie spalania ładunku w komorze silnika, co wskazuje, że rzeczywisty rozwój pola powierzchni spalania w czasie jest zmienny. Wynika to po części z przyjętego kształtu ładunku, jednak nadmierny jego przyrost może być wynikiem niejednoczesnego rozpalania cylindrycznej wewnętrznej powierzchni ładunku i powierzchni czołowych, w szczególności szybsze jej rozpalanie od strony zapłonnika niż od strony dyszy (wyższe ciśnienie większa prędkość spalania, krótszy czas na równomierne rozpalenie powierzchni ładunku).

Skutkuje to progresywno-degresywną powierzchnię spalania, zamiast quasi stałej.

Paliwo o zmniejszonej zawartości pyłu Al (paliwo oznaczone jako P3) wskazuje wyższą prędkość spalania.

W dalszych badaniach, w celu uzyskania większej wiarygodności pomiaru, przewiduje się przeprowadzenie kilku spalań przy danej średnicy dyszy.

Praca naukowa finansowana ze środków na naukę w latach 2010÷2013 jako projekt rozwojowy.

Literatura

1. Chmielarek M., Skupiński W., Wieczorek Z., Dziura R.: á,ù- Dihydroksylopolibutadien (HTPB). Właściwości i otrzymywanie. Przem. Chem. 2012, 91,1803.

2. Davenas A.: Solid rocket propulsion technology, Pergamon Press, Oxford 1993.

3. Kubota N.: Propellants and Explosives. Thermochemical Aspects of Combustion, Wiley-VCH GmbH, Weinheim 2007.

4. Sutton G. P., Biblarz O.: Rocket Propulsion Elements, John Wiley & Sons, New York, 2001.

5. Florczak B., Komponenty niejednorodnych stałych paliw rakietowych, Przem. Chem. 2011, 90, 2164.

6. Nguyen T. T.: The Effects of Ferrocenic and Carborane Derivativeburn rate catalysts in AP composite propellant combustion. Mechanism of ferrocene- catalyzed combustion, ,DSTO-TR-0121, 1995.

7. Florczak B.: Wpływ dodatków na właściwości stałych paliw rakietowych niejednorodnych, Przem. Chem., 2012, 91, 1858.

8. Killian W. P.: Solid propellant technology, vol. X, 75, ed. Warren F.A. , AIAA Selected reprints, New York, 1970.

9. Chandrasekharan P.: in Propellant and explosive technology, edited by Krisnan S., Chaakravarthy, & Athithan S. K., Allied Publishers Ltd, 1998, pp125-48.

10. Solid rocket motor internal insulation, NASA SP-8093, 1976.

11. Rodić V., Case Bonded System for Composite Solid Propellants, Scientific Technical Review, 2007, LVII, 77.

12. Jing-min Gao, Li Wang, Hao-jie Yu, An-guo Xiao, Wen-bing Ding: Recent research progress in burning rate catalysts, Propellants Explos. Pyrotech., 2011, 36, 404.

13. Rodić V., Petrić M.: The effect of additives on solid rocket propellant characteristics, Scientific Technical Review, 2004, 54, 9.

14. Florczak B., Cudziło S.: Katalityczny efekt nanocząstek Fe2O3 na spalanie heterogenicznego stałego paliwa rakietowego PBAN/NH4ClO4/HMX/Al, Biul. WAT, 2009, 58, 187.

15. Ma Z., Li F., Bai H.: Effect of Fe2O3 in Fe2O3/AP composite particles on thermal decomposition of AP and on burning rate of the composite propellant, Propellant Explos. Pyrotech., 2006, 31, 447

16. Florczak B., Sałaciński T.: Influence of Nitrocompounds on Aluminized Composite Propellants, Proceedings of the 11th seminar new trends in research of energetic materials, Pardubice (Czechy), 2008 r., 531.

17. Florczak B., Cholewiak A.: Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego paliwa dla dwuzakresowego silnika rakietowego, Problemy mechatroniki. Uzbrojenie, Lotnictwo, Inżynieria Bezpieczeństwa, 2011, 2(4), 43.

18. Florczak B., Lipiński M., Szymczak J.: The composite propellants with high-burning rate and low-pressure exponent, Polish Journal of Applied Chemistry, 2003, 47, 227.

19. Saravanakumar D., Sengottuvelan N., Narayanan V., Kandaswamy M.:

20. Varghese T. L., Burning-rate enhancement of a high-energy rocket composite solid propellant based on ferrocene-grafted hydroxy-terminated polibutadiene binder, J. Appl. Polym. Sci., 2011, 119, 2517.

21. Rodić V., Petrić M.: The effect of curing agents on solid composite rocket propellant characteristic, Scientific Technical Review, 2005, 55, 46.

22. Maggi F., DeLuca L. T., Bandera A.: Burn-rate measurement on small-scale rocket motors, Defence Science Journal, 2006, 56, 353.

23. Fry R. S. i inni: Evaluation of methods for solid propellant burning rate measurements, Report No. RTO-TR-043, 2002.

24. Zgłoszenie patentowe Nr P.395748 (2011), Polska.

25. Zgłoszenie patentowe Nr P.396823 (2010), Polska.

26. Methods for analyzing data from tests designed to measure the burning rate of solid rocket propellants with subscale motors, AOP-58 (Edition 1, Table 5).
×

DALSZA CZĘŚĆ ARTYKUŁU JEST DOSTĘPNA DLA SUBSKRYBENTÓW STREFY PREMIUM PORTALU WNP.PL

lub poznaj nasze plany abonamentowe i wybierz odpowiedni dla siebie. Nie masz konta? Kliknij i załóż konto!

Zamów newsletter z najciekawszymi i najlepszymi tekstami portalu

Podaj poprawny adres e-mail
W związku z bezpłatną subskrypcją zgadzam się na otrzymywanie na podany adres email informacji handlowych.
Informujemy, że dane przekazane w związku z zamówieniem newslettera będą przetwarzane zgodnie z Polityką Prywatności PTWP Online Sp. z o.o.

Usługa zostanie uruchomiania po kliknięciu w link aktywacyjny przesłany na podany adres email.

W każdej chwili możesz zrezygnować z otrzymywania newslettera i innych informacji.
Musisz zaznaczyć wymaganą zgodę

KOMENTARZE (0)

Do artykułu: Badania nad opracowaniem stałego paliwa rakietowego niejednorodnego dla ładunków napędowych związanych ze ścianką komory silnika

NEWSLETTER

Zamów newsletter z najciekawszymi i najlepszymi tekstami portalu.

Polityka prywatności portali Grupy PTWP

Logowanie

Dla subskrybentów naszych usług (Strefa Premium, newslettery) oraz uczestników konferencji ogranizowanych przez Grupę PTWP

Nie pamiętasz hasła?

Nie masz jeszcze konta? Kliknij i zarejestruj się teraz!