Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego paliwa dla dwuzakresowego silnika rakietowego *

Transkrypt

1 PROBLEMY MECHATRONIKI UZBROJENIE, LOTNICTWO, INśYNIERIA BEZPIECZEŃSTWA ISSN (4), 2011, Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego aliwa dla dwuzakresowego silnika rakietowego * Bogdan FLORCZAK 1, Andrzej CHOLEWIAK 2 1 Instytut Przemysłu Organicznego, ul. Annool 6, Warszawa 2 Zakład Produkcji Secjalnej S. z o.o., ul. Mickiewicza 108, Jasło Streszczenie. W racy rzedstawiono wyniki z badań zmodyfikowanych ładunków naędowych dla dwuzakresowego silnika rakietowego. Modyfikacja olegała na otymalizacji składu heterogenicznego aliwa rakietowego na bazie nadchloranu amonu jako utleniacza i leiszcza na bazie ciekłego kauczuku PBAN z dodatkiem Al. W rezultacie otrzymano aliwo z leszymi arametrami energetycznymi w orównaniu do aliwa odniesienia. Słowa kluczowe: stałe heterogeniczne aliwo rakietowe, dwuzakresowy silnik rakietowy, materiał wysokoenergetyczny 1. WPROWADZENIE W rozwiązaniu roblemu modyfikacji heterogenicznego aliwa rakietowego dla dwuzakresowego silnika rakietowego skoncentrowano się głównie nad moŝliwością modyfikacji aliwa, biorąc od uwagę krajowe zasoby surowcowe, jak równieŝ rowadzone badania laboratoryjne oraz oracowane juŝ i wdroŝone technologie otrzymywania z nich ładunków naędowych, od kątem zwiększenia ich właściwości energetycznych. W tym celu dokonano otymalizacji składu aliwa w kierunku zwiększenia jego arametrów energetycznych. * Artykuł był rezentowany na VIII Międzynarodowej Konferencji Uzbrojeniowej nt. Naukowe asekty techniki uzbrojenia i bezieczeństwa, Pułtusk, 6-8 aździernika 2010 r.

2 44 B. Florczak, A. Cholewiak Podstawowe składniki aliwa to: chloran (VII) amonu NA, leiszcze na bazie kauczuku PBAN, Al i katalizatory rędkości salania. Dwuzakresowy silnik rakietowy charakteryzuje się dwoma zakresami racy startową i marszową. Czasy racy na oszczególnych zakresach są zróŝnicowane. W rzyadku badanych ładunków naędowych ierwszy zakres charakteryzuje się krótkim czasem salania oniŝej 3 sekund, a drugi jest znacznie dłuŝszy wynosi kilkanaście sekund. Silnik racujący w drugim zakresie ma za zadanie utrzymać rędkość ocisku rakietowego na stałym oziomie. 2. ROZWAśANIA NAD MODYFIKACJĄ SKŁADU PALIWA Efektywność aliwa rakietowego jako najwaŝniejsza właściwość charakteryzuje stoień rzydatności aliwa dla wykorzystania w rakiecie. W raktyce dla oceny efektywności aliwa rakietowego szeroko stosuje się termin efektywność balistyczna. W ełnym komleksie charakterystyk rakiety określających efektywność jej bojowego zastosowania wyodrębnia się gruę charakterystyk bezośrednio wływających na dynamikę lotu rakiety, tj. zasięg lub odowiadającą rędkość lotu na końcu aktywnego toru lotu rakiety, charakterystyczną rędkość it. W charakterze wsółczynnika efektywności balistycznej aliwa rakietowego wykorzystuje się idealną rędkość rakiety [1-4], zaleŝną od imulsu jednostkowego (I j ) i gęstości aliwa (ρ ): V V ρ = I j ln 1 = I j ln( 1+ σ k ρ ) I j ln µ + k m (1) k max = gdzie σ k = V /m k, µ k = m 0 /m k, m 0 = m +m k, m = V ρ ; V objętość aliwa; ρ gęstość aliwa; m 0 całkowita masa rakiety; m k masa rakiety o wyaleniu aliwa (końcowa). ZałóŜmy wariant stałej objętości aliwa (V = const) i końcowej masy rakiety (m k ), a więc wsółczynnik konstrukcyjnej srawności σ k = const. Zaisując równanie (1) w róŝniczkowej ostaci, otrzymamy: dv max mk V = ln µ di j + I j dρ k m0 mk (2) Maksimum V max odowiada warunek dv max = 0. Przyjmując m u = m /m 0 (masowy udział aliwa w rakiecie), otrzymamy

3 Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego aliwa dla dwuzakresowego 45 d I I j j mu + 1 ln 1 m u d ρ ρ = 0 d I j d ρ lub + c = 0 I j ρ (3) mu gdzie wielkość c = jest raktycznie niezaleŝna od gęstości aliwa. 1 ln 1 mu dv max d I j d ρ Oczywiście = + c = 0 V max I j ρ lub d ln = d ln + cd ln = 0. V max I j ρ JeŜeli rzyjąć, Ŝe c jest niezmienne, równe średniej wartości w rozatrywanym zakresie, to w wyniku całkowania równania (3) otrzymamy c V max = I j ρ = const (4) c W takim rzyadku maksimum V max odowiada maksimum iloczynu I jρ. WyraŜenie (4) określa oziom efektywności aliwa rakietowego. Z owyŝszych rozwaŝań wynika, Ŝe V max jest zaleŝne nie tylko od imulsu właściwego (I j ), ale takŝe od gęstości aliwa ( ρ c ). Parametry te jak wynika ze wzoru (4) decydują o rędkości rakiety i jej maksymalnym zasięgu. Dlatego teŝ owyŝsze arametry rozatrywano odczas oracowywania modyfikacji składu aliwa dla ładunku naędowego badanego silnika rakietowego. Przyjęto, Ŝe ładunek silnika rakietowego owinien być wykonany z heterogenicznego, stałego aliwa rakietowego na bazie NA jako utleniacza, syntetycznego kauczuku PBAN jako leiszcza, aluminium jako dodatku energetycznego oraz modyfikatora rędkości salania. Powinien być otrzymywany metodą odlewania od obniŝonym ciśnieniem i nie mieć wad struktury wewnętrznej. Ponadto w ładunku w jego części obejmującej II zakres racy owinny być inkororowane druty srebrne o odowiednio dobranej średnicy i długości zaewniającej odowiednią owierzchnię i rędkość salania. 3. OPTYMALIZACJA SKŁADU CHEMICZNEGO Badaniom oddano aliwa heterogeniczne o składzie: ciekły kauczuk butadieno-karboksylo-nitrylowy (PBAN), lastyfikator adyinian dioktylu (ADO), Ŝywica eoksydowa (E-5), nadchloran amonowy drobnoziarnisty i gruboziarnisty (dwie frakcje) NA, roszek aluminiowy (Al), oktogen oraz

4 46 B. Florczak, A. Cholewiak modyfikatory rędkości salania (tab. 1), z których sorządzano, zgodnie z obowiązującą technologią w ZPS Gamrat S. z o.o., ładunki naędowe o składzie chemicznym rzedstawionym w tabeli 2. Ładunki elaborowano do komór balistycznych i salano na stacji badań balistycznych w ZPS Gamrat, rejestrując wykresy ciśnienia () i ciągu (F) w czasie. Tabela 1. Skład chemiczny badanych aliw rakietowych w % Table 1. Comosition (% wt.) of the tested roellants L. Składniki Paliwo PM (rzedmieszka) 27,34 26,56 19,92 2 PBAN/ADO/E5 7,66 8,84 10,38 3 Katocen 1, Fe 2 O 3 0 1,00 1,00 5 Al 15,00 16,00 16,00 6 Oktogen ,00 7 NA 49,00 47,60 35,70 Tabela 2. Charakterystyka badanych ładunków Table 2. The characteristic of the tested roellant charges L. Nr ładunku Gęstość aliwa [g/cm 3 ] Masa ładunku m [g] , , , , Q [J/g] Pomiary izochorycznego cieła salania, tzw. kaloryczności (Q), rzerowadzono w kalorymetrze adiabatycznym tyu C 4000 firmy IKA. Stałą kalorymetru wyznaczono za omocą rochu wzorcowego o kaloryczności 4911 J/g. NawaŜka badanych róbek aliw wynosiła 6,0 g. Wyniki omiarów zestawiono w tabeli 2. W wyniku rzerowadzonych badań balistycznych zarejestrowano nastęujące charakterystyki: = f(t) i F = f(t). Wykresy rzedstawiono na rys. 1 i 2.

5 Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego aliwa dla dwuzakresowego 47 Rys. 1. Zarejestrowane rzebiegi = f(t) dla badanych ładunków naędowych Fig. 1. Pressure time curves for tested roellant charges Rys. 2. Zarejestrowane rzebiegi F = f(t) dla badanych ładunków naędowych Fig. 2. Thrust time curves for tested roellant charges

6 48 B. Florczak, A. Cholewiak W tabeli 3 rzedstawiono odstawowe arametry zarejestrowane odczas badań ładunków na stacji balistycznej i orównano je z ładunkiem odniesienia. Tabela 3. Parametry racy silnika w temeraturze otoczenia Table 3. Parameters of the rocket engine work in ambient temerature L. Nr ładunku (aliwo odniesienia) 260 (aliwo 13) 261 (aliwo 15) 269 (aliwo 16) max I ci R śr II t I t t IIc I c I j [MPa] [Ns] [N] [s] [Ns] [Ns/kg] 12, ,4 784,2 1,95 7,59 5, , ,1 977,1 1,84 7,24 5, , ,1 601,1 2,28 9,44 7, , ,4 461,2 2,83 11,87 9, Oznaczenia zastosowane w tabeli: max ciśnienie maksymalne I ci imuls ciągu I zakresu R śrii średni ciąg II zakresu t I czas racy I zakresu t całkowity czas racy t IIc czas racy II zakresu I c całkowity imuls ciągu Ij imuls jednostkowy (I j = I c /m ). 4. PODSUMOWANIE Z rzerowadzonych badań wynika, Ŝe: 1. Podczas salania ładunku 260 wykonanego z aliwa 13 otrzymano arametry lesze w orównaniu do aliwa odniesienia (ładunek 255). Całkowity imuls ciągu wzrósł o ok. 12%. Natomiast imuls jednostkowy o ok. 9,5%. 2. Paliwo 15 zawierające jako katalizator rędkości salania Fe 2 O 3 wykazuje niŝsze arametry balistyczne w orównaniu zarówno do aliwa 13, jak i aliwa odniesienia (zbyt niski ciąg na I i II zakresie).

7 Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego aliwa dla dwuzakresowego Zawartość w aliwie nitroaminy w takiej samej ilości rocentowej jak w aliwie odniesienia, ale rzy zwiększonej zawartości aluminium (ładunek 269, aliwo 16) nie ozwala uzyskać wzrostu energetyczności aliwa, a tym samym leszych arametrów balistycznych silnika rakietowego. Praca naukowa finansowana ze środków na naukę w latach jako rojekt rozwojowy. LITERATURA [1] Фахрутдинов И.Х., Котелников А.В., Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива, Машиностроение, [2] Sutton G.P., Biblarz O., Rocket Proulsion Elements, John Wiley & Sons, New York, [3] Sarner S.F., Proellant chemistry, Chaman & Hall, LTD, London, [4] Torecki S., Silniki rakietowe, WKŁ, Warszawa, Studies on Modification of Formulations of Comosite Solid Proellant for Dual Thrust Rocket Motor Bogdan FLORCZAK, Andrzej CHOLEWIAK Abstract. This aer resents the results of investigations of modified comosite solid roellant charges for the dual made rocket motor. The modification has been done by selection of comosition of the heterogeneous solid roellant made on the base of ammonium erchlorate as an oxidizer and the binder on the base of liquid rubber PBAN. As a result of modifications it was obtained the comosite solid rocket roellant of better energetic and ballistic roerties in comarison with the reference comosite roellant. Keywords: comosite solid roellant, dual thrust rocket motor, high energetic material

8 50 B. Florczak, A. Cholewiak