Кубота Н. Твердые ракетные топлива и взрывчатые вещества

Подождите немного. Документ загружается.

251

Рис. 7.62. Зависимость между адиабатической температурой пламени и

скоростью горения СТРТ на основе НА-ГАП, показывающая, что скорость горе-

ния уменьшается, даже если температура пламени повышается при введении час-

тиц НА

7.5.2 СТРТ на основе НА-(ВАМО-АММО)-НМХ

На рис. 7.63 показан график зависимости между скоростью горения 1n и

давлением 1n для топлив на основе НА-(ВАМО-АММО)-НМХ с (NH

)

CuCr

и без них [32]. Химический состав этих топлив приведен в таблице 7.8.

Таблица 7.8. Химический состав этих топлив на основе НА-(ВАМО-АММО)-

НМХ с катализаторами скорости горения и без них

Топливо

ξНА ξВАМО-АММО ξНМХ

ξ(NH

)

ξCuCr

А 0,60 0,25 0,15 – –

В 0,60 0,25 0,15 0,02 –

С 0,60 0,25 0,15 – 0,02

D 0,60 0,25 0,15 0,02 0,02

Установлено, что скорость горения топлива увеличивается путем введения

указанных катализаторов; при введении 1% (NH

)

и 1% CuCr

скорость

горения примерно удваивается, а показатель степени в законе скорости горения

при введении катализаторов остается почти неизменным. Скорость горения дей-

252

ствительно увеличивается при одновременном использовании обоих катализато-

ров. Однако влияние обоих катализаторов на процесс разложения частиц ПХА

различно. В том случае, когда оба катализатора используются вместе, они оказы-

вают более чем двойное каталитическое действие (влияние).

Рис. 7.63. Влияние катализаторов на скорость горения СТРТ на основе

НА-(ВАМО-АММО)-НМХ

7.6 СТРТ на основе ПХА-ГАП

Несмотря на то, что ГАП горит самостоятельно и образует высокотемпера-

турные продукты сгорания, одновременно образуются большие количества горю-

чих фрагментов. В том случае, когда частицы ПХА смешивают с ГАП, получают

СТРТ на основе ПХА-ГАП. По аналогии с СТРТ на основе ПХА-НТРВ смесевые

твердые ракетные топлива на основе ПХА-ГАП

горят с образованием диффузи-

онных пламен, образующихся в результате смешения газообразного окислителя и

фрагментов горючего в газовой фазе. В том случае, когда

ПХА

(0,20) вводят в

ГАП, скорости горения линейно увеличиваются с повышением давления, как

видно на графике зависимости 1n-1n при различных первоначальных температу-

рах 243, 293 и 343 К, как показано на рис. 7.64. При введении

ПХА

(0,20) показа-

тель степени в законе скорости горения увеличивается с 0,44 до 0,62, а темпера-

турная чувствительность уменьшается с 0,0100 до 0,0078 К

–1

. Другими словами,

при введении

ПХА

(0,20) скорость горения ГАП в диапазоне низких давлений

(< ~ 5 МПа) уменьшается в сравнении со скоростью горения ГАП, показанной на

рис. 5.17.

253

Рис. 7.64. Характеристики скорости горения топлива на основе ПХА-ГАП

с содержанием

ПХА

(0,20)

Рис. 7.65. Скорость горения и адиабатическая температура пламени топлив

на основе ПХА-ГАП как функция

ПХА

254

На рис. 7.65 показана зависимость между ξ

ПХА

и скоростью горения как

функция давления. Несмотря на то, что скорость горения при введении

ПХА

(0,1)

уменьшается, она имеет тенденцию к увеличению с увеличением

ПХА

при давле-

нии ниже 1 МПа. Однако с увеличением

ПХА

скорость горения при давлении вы-

ше 5 МПа уменьшается. С увеличением

ПХА

температура пламени повышается.

Однако это повышение незначительно, когда

ПХА

менее чем 0,6. На рис. 4.15 по-

казано, что

более чем 260 с получен при давлении 10 МПа, а температура пла-

мени 3000 К при

ПХА

(0,75).

7.7 Смесевые твердые ракетные топлива на основе

аммониевой соли динитроазовой кислоты (АДНА),

гексанитрогексаазатетрациклододекана (СL-20) и

нитроформиата гидразония (НФГ)

Баллистические свойства АДНА, СL-20, НФГ как монотоплив, а также как

окислителей в составах СТРТ изучаются довольно интенсивно [32-39]. Так как

АДНА, СL-20 и НФГ выделяют избыточный кислород в продуктах сгорания, их

используют в качестве кристаллических окислителей для СТРТ. Хотя показатель

степени в законе скорости горения АДНА и СL-20 приблизительно составляет 0,7

[38], как и для октогена

и гексогена, при горении в прессованных таблетках, од-

нако для НФГ показатель имеет значение 0,85-0,95 [39], выше, чем в случае ис-

пользования других энергетических кристаллических окислителей.

Когда эти окислители смешиваются со связующими, такими как гидроксил-

содержащий полибутадиен, нитрополимеры, ГАП, то скорости горения уменьша-

ются по мере увеличения массовой доли АДНА и НФГ [34]. Хотя

температурная

чувствительность СТРТ на основе АДНА довольно высокая в области низких

давлений, 0,005 К

–1

при 1 МПа, однако она уменьшается по мере повышения дав-

ления и составляет 0,0023К

–1

при 10 МПа [37]. Температурная чувствительность

СТРТ на основе НФГ составляет около 0,0018 К

–1

в диапазоне давлений 1-10 МПа

[38]. Поверхность горения СТРТ на основе АДНА и НФГ покрывается тонким

слоем расплава в случае использования полиуретанового связующего, а светящее-

ся пламя отстоит на некотором расстоянии от поверхности горения обоих топлив

[35], как и в случае СТРТ на основе октогена [24].

Когда частицы НФГ или АДНА смешиваются с

сополимером ГАП и с по-

рошкообразным алюминием, то получают СТРТ типа НФГ-ГАП и АДНА-ГАП,

соответственно. Получают более высокий теоретический удельный импульс, чем

удельный импульс алюминизированных СТРТ на основе ПХА и гидроксилсодер-

жащего полибутадиена [36]. Однако баллистические свойства СТРТ на основе

АДНА, СL-20, НФГ, такие как показатель степени в законе скорости

горения,

температурная чувствительность, нестабильность горения и механические свой-

ства требуют улучшения, если их предполагают использовать в качестве ракетных

топлив.

Как показано на рис. 7.66, скорость горения топлива, содержащая частицы

CL-20 и ВАМО/NIMO связующее, выше в сравнении с топливом, состоящим из

частиц НМХ и ВАМО/NIMO связующего [32]. При давлении 3 МПа скорость го-

255

рения составляет 7,3 мм/с, а при давлении 10 МП-17 мм/с; показатель степени в

законе скорости горения для топлива на основе ВАМО/NIMO – CL-20, содержа-

щего

ВАМО/NIMO

(0,40) – 0,75. Скорость горения в меньшей степени зависит от

размера частиц введенного CL-20. Скорости горения топлив, содержащих части-

цы ПХА или НМХ и ВАМО/NIMO связующее, показаны на рис. 7.66 для сравне-

ния. Когда НМХ вводится в ВАМО/NIMO связующее, получают низкую скорость

горения и показатель степени в законе скорости горения 0,61. В том случае, когда

ПХА

вводят в это связующее, то получают высокую скорость горения и показа-

тель степени в законе скорости горения 0,32, сходные с характеристиками скоро-

сти горения обычных СТРТ на основе ПХА-НТРВ.

Рис. 7.66. Характеристики скорости горения СТРТ, содержащих CL-20,

ПХА или НМХ и ВАМО/NIMO в качестве связующего

Ссылки

1. Lengelle, G., Duterque, J., and Trubert, J.F., Physico-Chemical Mechanisms of

Solid Propellant Combustion (Eds.: Yang, V., Brill, T.B., and W.-Z. Ren), Progress

in Astronautics and Aeronautics, Vol. 185, Chapter 2.2. AIAA, Washington DC

(2000).

2. Ramohalli, K. N. R., Steady-State Burning of Composite Propellants, Fundamen-

tals of Solid-Propellant Combustion (Eds.: Kuo, K. K. and Summerfield, M.), Pro-

256

gress in Astronautics and Aeronautics, Vol. 90, Chapter 8, AIAA, New York

(1984).

3. Kubota, N., Temperature Sensitivity of Solid Propellants and Affecting Factors:

Experimental Results, Nonsteady Burning and Combustion Stability of Solid Pro-

pellants (Eds.: De Luca, Price, E. W. and Summerfield, M.), Progress in Astronaut-

ics and Aeronautics, Vol. 143, Chapter 4, AIAA, Washington DC (1992).

4. Beckstead, M. W., Derr, R.L. and Price, C. F. Model of Composite Solid-

Propellant Combustion Based on Multiple Flames, AIAA Journal, Vol. 8, No. 12,

1970,

pp. 2200-2207.

5. Hermance, C. E., A Model of Composite Propellant Combustion Including Surface

Heterogeneity and Heat Generation, AIAA Journal, Vol. 4, No.9, 1966,

pp. 1629-1637.

6. Summerfield, M., Sutherland, G. S., Webb, W. J., Taback, H.J. and Hall, K. P., The

Burning Mechanism of Ammonium Perchlorate Propellants, ARS Progress in As-

tronautics and Rocketry, Vol. 1, Solid Propellant Rocket Research, Academic

Press, New York (1960), pp. 141-182.

7. Boggs, T. L., Derr. R.L. and Beckstead, M. W, Surface Structure of Ammonium

Perchlorate Composite Propellants, AIAA Journal. Vol. 8, No. 2, 1970,

pp. 370-372.

8. Kuwahara, T. and Kubota, N., Low Pressure Burning of Ammonium Perchlorate

Composite Propellants, Combustion Science and Technology, Vol. 47, 1986,

pp. 81-91.

9. Steinz, J. A., Stang, P. L., and Summerfield, M., The Burning Mechanism of Am-

monium Perchlorate-Based Composite Solid Propellants, AMS Report No. 830,

Aerospace and Mechanical Sciences, Princeton University, Princeton, NJ (1969).

10. Price, E. W., Handley, J. C., Panyam, R. R., Sigman, R. K. and Ghosh, A., Com-

bustion, of Ammonium Perchlorate-Polymer Sandwiches, Combustion and Flame,

Vol. 7, No. 7, 1963.

11. Bastress, E. K., Modification of the Burning Rates of Ammonium Perchlorate

Solid Propellants by Particle Size Control, Ph.D. Thesis, Department of Aeronauti-

cal Engineering, Princeton University, Princeton, NJ (1961).

12. Kubota, N., Kuwahara, T., Miyazaki, S., Uchiyama, K. and Hirata, N., Combustion

Wave Structure of Ammonium Perchlorate Composite Propellants, Journal of Pro-

pulsion and Power, Vol. 2, No. 4, 1986, pp. 296-300.

13. Kubota, N. and Miyazaki, S., Temperature Sensitivity of Burning Rate of Ammo-

nium Perchlorate Propellants, Propellants, Explosives, Pyrotechnics, Vol. 12, 1987,

pp. 183-187.

14. Bazaki, H. and Kubota, N., Friction Sensitivity Mechanism of Ammonium Per-

chlorate Composite Propellants, Propellants, Explosives, Pyrotechnics, Vol. 16,

1991, pp. 43-47.

257

15. Kubota, N. and Hirata, N., Inhibition Reaction of LiF on the Combustion of Am-

monium Perchlorate Propellants, 20th Symposium (International) on Combustion,

The Combustion Institute, Pittsburgh., PA (1984), pp. 2051-2056.

16. Bazaki, H., Negative Catalyst Action of SrCo

on AP Composite Propellants, In-

House Research Report 2005, Asahi Kasei Chemicals, 2005.

17. Miyata, K., and Kubota, N., Inhibition Reaction of SrCo

on the Burning Rate of

Ammonium Perchlorate Propellants, Propellants, Explosives, Pyrotechnics, Vol.

15, 1990, pp. 127-131.

18. Beckstead, M. W. and McCarty, K. P., Modeling Calculations for HMX Composite

Propellants, AIAA Journal, Vol. 20, No. 1, 1982, pp. 106-115.

19. Kubota, N., Combustion Mechanisms of Nitramine Composite Propellants, 18th

Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute, Pittsburgh,

PA (1981), pp.187-194.

20. Cohen, N.S. and Price, C. F., Combustion of Nitramine Propellants, AIAA Journal,

Vol. 12, No. 10, 1975, pp. 25-42.

21. Kubota, N., Physicochemical Processes of HMX Propellant Combustion, 19th

Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute, Pittsburgh,

PA (1982), pp. 777-785.

22. Beckstead, M. W., Overview of Combustion Mechanisms and Flame Structures for

Advanced Solid Propellants, (Eds.: Yang, V., Brill, T. B., and W.-Z. Ren), Progress

in Astronautics and Aeronautics, Vol. 185, Chapter 2.1, AIAA, Washington DC

2000.

23. Klager, K. and Zimmerman, G.A., "Steady Burning Rate and Affecting Factors:

Experimental Results", Nonsteady Burning and Combustion Stability of Solid Pro-

pellants (Eds.: De Luca, L., Price, E. W., and Summerfield, M., Progress in Astro-

nautics and Aeronautics, Vol. 143, Chapter 3, AIAA, Washington DC 1992.

24. Kubota, N., Sonobe, T., Yamamoto, A., and Shimizu, H., Burning Rate Character-

istics of GAP Propellants, Journal of Propulsion and Power, Vol. 6, No. 6, 1990,

pp.686-689.

25. Kubota, N. and Sonobe, T., Burning Rate Catalysis of Azide/Nitramine Propel-

lants, 23 rd Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute,

Pittsburgh, PA (1990), pp. 1331-1337.

26. Kubota, N., and Hirata, N., Super-Rate Burning of Catalyzed HMX Propellants, 21

st Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute, Pitts-

burgh, PA (1986), pp. 1943-1951.

27. Kubota, N., "Nitramine Propellants for Rockets and Guns", Japanese Patent No.

60-177452, Aug. 12 th, 1985.

28. Shibamoto, H., and Kubota, N., Super-Rate Burning of LiF-Catalyzed HMX Pyro-

lants, 29th International Pyrotechnics Seminar, Westminster, Colorado, July 14-

19th, 2002, pp. 147-155.

258

29. Kubota, N., Takizuka, M., and Fukuda, T., Combustion of Nitramine Composite

Propellants, AIAA/SAE/ASME 17th Joint Propulsion Conference, July 27-29th,

Colorado Springs, Colopado, AIAA-81-1582, 1981.

30. Kubota, N., Hirata, N., and Sakamoto, S., Combustion Mechanism of TAGN, 21 st

Symposium (International) on Combustion, The Combustion Institute, Pittsburgh,

PA (1986), pp. 1925-1931.

31. In-house Report (unpublished), Daicel Chemical Industries, Tokyo (1966-1968).

32. Bazaki, H., In-house Research Report 2005, Asahi Kasei Chemicals, 2005.

33. Chan, M. L., Reed Jr., R., and Ciaramitaro, D. A., Advances in Solid Propellant

Formulations, Solid Propellant Chemistry, Combustion, and Motor Interior Ballis-

tics (Eds.: Yang, V., Brill, T. B., and W.-Z. Ren), Progress in Astronautics and

Aeronautics, Vol. 185, Chapter 1.7, AIAA, Washington DC (2000).

34. Takishita, Y., and Shibamoto, H., Inhouse Report (unpublished), Hosoya Pyrotech-

nics Co., Tokyo (1999).

35. Price, E. W., Chakravarthy, S. R., Freeman, J. M., and Sigman R. K., Combustion

of Propellants with Ammonium Dinitramide, AIAA-98–3387, AIAA, Reston, Vir-

ginia (1998).

36. Korobeinichev, O. P., Kuibida, L. V., and Paletsky, A. A., Development and Ap-

plication of Molecular Mass Spectrometry to the Study of AND Combustion

Chemistry, AIAA-98–0445, AIAA, Reston, Virginia (1998).

37. Gadiot, G. M. H. J., L., Mul, J. M., Meulenbrugge, J. J., Korting, P. A. O. G.,

Schnorhk, A. J., and Schoyer, H. F. R., New Solid Propellants Based on Energetic

Binders and HNF, IAF-92–0633, 43 rd Congress of the International Astronautical

Federation, Paris (1992).

38. Atwood, A.I., Boggs, T.L., Curran, P.O., Parr, T.P. and Hanson-Parr, D.M., Burn

Rate of Solid Propellant Ingredients, Part 1: Pressure and Initial Temperature Ef-

fects, and Part 2: Determination of Burning Rate Temperature Sensitivity, Journal

of Propulsion and Power, Vol. 15, No. 6, 1999, pp. 740-752.

39. Louwers, J., Gadiot. G. M. H. J. L., Breqster, M. Q., Son, S. F., Parr, T. and Han-

son-Parr, D., Steady-State Hydrazinium Nitroformate (HNF) Combustion Model-

ing, Journal of Propulsion and Power, Vol. 15, No. 6, 1999, pp. 772-777

259

Гл а в а 8

Горение смесевых модифицированных

двухосновных топлив (СМДТ)

8.1 Характеристики СМДТ

Так как энергия, содержащаяся в двухосновных топливах, ограничена из-за

ограниченных энергий нитроцеллюлозы (НЦ) и нитроглицерина (НГц), то добав-

ление частиц ПХА или энергетического нитрамина, такого как октоген или гексо-

ген, увеличивает температуру горения и единичный импульс. Были выполнены

обширные экспериментальные исследования по оценке характеристик горения

СМДТ, содержащих ПХА, октоген или

гексоген [1-9], и было предложено не-

сколько моделей для описания скоростей горения этих топлив [1-3].

Смесевые модифицированные двухосновные топлива с ПХА имеют отли-

чающийся механизм горения по сравнению с СМДТ с нитраминами. Механизм

горения СМДТ с ПХА похож на механизм горения перхлоратных смесевых твер-

дых топлив, то есть основан на механизме диффузионного

пламени. С другой

стороны, механизм горения СМДТ с нитраминами похож на механизм горения

двухосновных топлив, то есть связан с механизмом предварительно перемешан-

ного пламени. Добавленный ПХА повышает окислительный потенциал двухос-

новного топлива, используемого в качестве основной матрицы. Октоген и гексо-

ген являются стехиометрически сбалансированными материалами и производят

при горении высокотемпературные газы

, но в отличие от частиц ПХА они не вы-

деляют избыточных фрагментов окислителя. Частицы нитрамина подают тепло в

основную матрицу. В соответствии с этим структуры волн горения и характери-

стики скорости горения СМДТ с нитраминами отличаются от соответствующих

характеристик СМДТ с ПХА [1].

8.2 СМДТ с ПХА

8.2.1 Структура пламени и способ горения

При добавлении частиц ПХА в матрицу двухосновного топлива образовы-

вались очень мелкие языки пламени над каждой частицей ПХА на поверхности

горения, которые диффундировали в темную зону основной матрицы. По мере

увеличения числа частиц ПХА, добавляемых в основную матрицу, увеличивается

также число языков пламени, и темная зона замещается светящимся пламенем.

Если добавляются

большие сферические частицы ПХА (d

= 3 мм диаметром), то

260

в темной зоне образуются большие языки пламени [1]. Близкое наблюдение час-

тиц ПХА на горящей поверхности позволяет обнаружить, что над каждой части-

цей ПХА образуется прозрачное голубоватое пламя с низкой яркостью. Эти пла-

мена являются пламенами горения смеси аммиак/хлорная кислота, продукты го-

рения которой обогащены кислородом, что также наблюдается при горении

СТРТ

на основе ПХА при низких давлениях, как показано на рис. 7-5. Голубоватое пла-

мя распространяется на короткое расстояние от частицы ПХА и имеет температу-

ру вплоть до 1300 К. В окружении голубоватого пламени образуется поток желто-

ватого светящегося пламени. Это желтоватое пламя образуется за счет взаимной

диффузии газообразных продуктов разложения ПХА

и матрицы двухосновного

топлива. Так как газообразные продукты разложения основной матрицы обогаще-

ны горючим и температура в темной зоне составляет 1500 К, то самодиффузия

продуктов разложения ПХА и матрицы смещает относительные количества их в

направлении стехиометрического соотношения, обеспечивая повышенную ско-

рость реакции и температуру пламени. Структура пламени СМДТ с ПХА показа-

на

на рис. 8.1.

Рис. 8.1. Структура пламени топлива СМДТ с ПХА

Если массовая доля ПХА увеличивается, то темная зона основной матрицы

почти полностью исключается и светящееся пламя приближается к поверхности

горения, как показано на рис. 8-2 (а). Для сравнения на рис. 8-2 (b) показана

структура пламени топлива СМДТ с гексогеном. Так как гексоген является сте-

хиометрически сбалансированным

кристаллическим материалом, то над горящей

поверхностью диффузионных языков пламени не образуется. Газообразные про-

дукты разложения частиц гексогена диффундируют и смешиваются с газообраз-

ными продуктами разложения основной матрицы и образуют реакционноспособ-

ный однородный газ, который реагирует, образуя предварительно перемешанное

пламя над горящей поверхностью. Как и в случае двухосновных топлив, светя-

щееся пламя

раздувается относительно горящей поверхности для топлив СМДТ с

гексогеном и октогеном [1].