CN112250529A - 一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺，包括以下质量百分比的原料组分：硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，硝胺炸药：40％～50％，氧化剂：20％～25％，燃速催化剂：3％～5％，功能助剂：0.61％～0.94％，固化剂：余量。本发明提供的推进剂具有低燃温、燃气洁净的特点，同时采用炭黑和氧化锡的组合物作为燃速催化剂，能够实现低压燃速压强指数0.6≤n≤0.9(0.5MPa～10MPa)、高压燃速压强指数n≤0.4(10MPa～25MPa)的燃烧性能特点，该推进剂可应用于大推力比发动机、阀门或针栓式推力可控固体火箭发动机，显著提高这类发动机的综合性能。

Description

一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺
技术领域
本发明属于固体推进剂技术领域，特别涉及一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺。
背景技术
推力可控固体火箭发动机能够显著提高各类导弹的机动性以及射程，因此成为当前固体火箭发动机发展的一个重要方向。多脉冲发动机、大推力比发动机、固体姿轨控发动机均能够一定程度地实现发动机的推力可控。其中，大推力比发动机和姿轨控发动机通常要求作为动力源的固体推进剂具备三个方面的特点：一是推进剂燃气洁净且燃温低，以满足阀门或针栓式推力调控机构可控工作；二是燃气具有较高的成气性和比冲输出，实现发动机的大功率输出；三是推进剂需在宽压强范围内具有稳定可控的燃速压强指数。在燃烧性能方面，通常要求在中低压(10MPa以下)范围内具备较高的压强指数，以满足发动机小推力多脉冲工况调节下快速响应的要求；同时高工作压强下具有较低的燃速压强指数，确保发动机大推力的稳定可控输出；从而综合建立起大推力调节比智能可控动力系统应用的新模式，支撑新一代战术导弹动力系统的创新发展。
GAP推进剂是当前高能推进剂的代表之一，作为洁净推进剂时，配方中无金属燃料，氧化剂主要为硝胺类炸药(RDX、HMX等)和少量的AP，具有燃气温度适中、燃烧产物残渣量少以及比冲高的特点。与此同时，在较宽压强范围内这类推进剂燃速和燃速压强指数明显高于丁羟推进剂、双基推进剂等传统固体推进剂。但是这类推进剂在较宽压强范围内燃速压强指数均在0.6～0.8，难以同时实现高压燃速压强指数低、低压燃速压强指数高的燃烧性能。
发明内容
为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，提供了一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺，通过特定配比特定组分的选择，该推进剂燃气无可见一次烟，理论燃气温度T≤2000k，比冲Isp≥235s(6.86MPa)，低压燃速压强指数n＝0.6～0.9(0.5MPa～10MPa)，高压燃速压强指数n≤0.4(10MPa～25MPa)，该推进剂可直接应用于姿轨控发动机、大推力比发动机等推力可调发动机中，显著提高这类发动机的推力输出功率，从而完成本发明。
本发明提供了的技术方案如下：
第一方面，一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括以下质量百分比的原料组分：
硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，
硝胺炸药：40％～50％，
氧化剂：20％～25％，
燃速催化剂：3％～5％，
功能助剂：0.61％～0.94％，
固化剂：余量，优选为0.46％～0.97％。
第二方面，一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂的制备工艺，用于制备上述第一方面所述的变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括：
步骤1，根据设计的增塑比，将粘合剂和增塑剂在使用前进行预混，得到均匀的胶液；
步骤2，将功能助剂、燃速催化剂依次称入胶液中，置于混合锅内进行预混5min～10min；然后依次加入称取的硝胺炸药、氧化剂、固化剂，45℃～55℃混合50min～60min，得到推进剂药浆；
步骤3，将步骤(2)所述的推进剂药浆通过真空浇注系统浇注至模具或发动机壳体中；
步骤4：将浇注药浆后的模具或发动机在50℃～60℃下固化3天～5天。
根据本发明提供的一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺，具有以下有益效果：
(1)本发明提供的推进剂配方中引入炭黑和二氧化锡的组合作为燃速催化剂，这类催化剂对中压段燃速的提升作用明显，使得推进剂低压燃速压强指数进一步增大，而高压燃速压强指数降低，进而实现了推进剂低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点；
(2)本发明推进剂中筛选的炭黑和二氧化锡组合的燃速催化剂，在调节推进剂燃烧性能的同时，加入这两种催化剂能够进一步降低配方的燃气温度，有利于实现推进剂低燃温的要求，同时二氧化锡虽属金属化合物，但其在1800K左右即发生气化，不会带来明显的一次烟问题，保证了推进剂燃气的洁净；
(3)本发明提供的推进剂配方在现有GAP高能微烟配方(NE/GAP/硝胺/AP)基础上，通过设计配方中硝胺炸药和AP的相对比例，实现了推进剂较低的燃气温度；与目前的一般高能推进剂相比，该推进剂燃气洁净、燃温较低，且燃速压强指数较高，而与一般姿轨控发动机用燃气发生剂相比，该推进剂比冲较高，因此该推进剂配方综合了高能推进剂和燃气发生剂的特点；
(4)本发明中提供的推进剂配方，相对于现有配方，硝胺炸药用量更多，氧化剂AP含量更低，且无金属燃料，因此推进剂燃烧产气量大且燃气分子量小，充分满足阀门或针栓式推力调控机构的应用要求。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
本发明提供了一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括以下质量百分比的原料组分：
硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，
硝胺炸药：40％～50％，
氧化剂：20％～25％，
燃速催化剂：3％～5％，
功能助剂：0.61％～0.94％，
固化剂：余量，优选为0.46％～0.97％。
在本发明中，所述燃速催化剂为炭黑与氧化锡(SnO2)二者的组合物。
进一步地，所述的炭黑为炉法炭黑，可以选择N330、N550、N375、N339、N351、N539、N880等规格中的任意一种或其组合，优选为N330、N550两种规格或其组合。
进一步地，所述SnO2的质量纯度≥98％，中值粒径D50为2.0μm～3.5μm。
进一步地，所述炭黑与SnO2的质量比例范围为1/2～3/1。本发明人发现，在炭黑与SnO2的质量比例范围为1/2～3/1，且炭黑与SnO2的质量百分数为3％～5％时，推进剂中压段燃速增幅最明显，因此优选其比例范围为1/2～3/1。
在本发明中，硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系中粘合剂为聚叠氮缩水甘油醚(GAP)。聚叠氮缩水甘油醚羟基官能度≥2，分子量为8000～12000。对于上述规格聚叠氮缩水甘油醚的选择，首先对官能度来说，粘合剂GAP官能度≥2是推进剂能够顺利固化成型的关键因素。其次GAP分子量较低时液相粘合剂体系过稀，氧化剂、硝胺炸药易沉降，而分子量过大时药浆流动能较差，浇注困难。此外，当GAP分子量为8000～12000时，推进剂力学性能较优，因此优选GAP分子量为8000～12000。
硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系中含能增塑剂选自硝化甘油(NG)、丁三醇三硝酸酯(BTTN)、三羟甲基乙烷三硝酸酯(TMETN)、或二缩三乙二醇二硝酸酯(TEGDN)中的至少一种。
进一步地，含能增塑剂与粘合剂的质量比例(增塑比)为1.0～2.5。
在本发明中，硝胺炸药选自奥克托今(HMX)、黑索今(RDX)、或六硝基六氮杂异伍尔兹烷(CL-20)中的任意一种或其组合。
进一步地，HMX的中值粒径D50范围为50μm～120μm；RDX的中值粒径D50范围为20μm～240μm；CL-20的中值粒径D50范围为20μm～260μm。
在本发明中，氧化剂为高氯酸铵(AP)；AP的中值粒径D50范围为15μm～20μm。
在本发明中，功能助剂包括中性聚合物键合剂NPBA、安定剂和固化催化剂，其中，中性聚合物键合剂可以选择市售多种型号中的任意一种或多种；安定剂选自N,N-二甲基苯胺(NN)、N-甲基苯胺、二苯胺等中的任意一种或多种；固化催化剂选自过氧化二异丙苯(DCP)、二丁基二月桂酸锡等中的任意一种或两种。
在本发明中，所述固化剂为甲苯二异氰酸酯(TDI)、异佛尔酮二异氰酸酯(IPDI)、六次甲基二异氰酸酯(HDI)中的任意一种与改性六次甲基多异氰酸酯N-100的组合，优选地，上述二异氰酸酯与改性六次甲基多异氰酸酯的[NCO]当量比为1/1～1/3。固化剂选择的原因在于N-100为多官能度固化剂，在粘合剂交联网络结构中易形成交联点，TDI、IPDI、HDI等均为二官能度固化剂，起着扩链的作用，利用两者的组合作为固化剂，有利于获得力学性能优良推进剂配方。
根据本发明的第二方面，提供了一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂的制备工艺，用于制备上述第一方面所述的变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括以下步骤：
步骤1，根据设计的增塑比，将粘合剂和增塑剂在使用前进行预混，得到均匀的胶液；
步骤2，将功能助剂、燃速催化剂依次称入胶液中，置于混合锅内进行预混5min～10min；然后依次加入称取的硝胺炸药、氧化剂、固化剂，45℃～55℃混合50min～60min，得到推进剂药浆；
步骤3，将步骤(2)所述的推进剂药浆通过真空浇注系统浇注至模具或发动机壳体中；
步骤4：将浇注药浆后的模具或发动机在50℃～60℃下固化3天～7天。
实施例
实施例1
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-1所示：
表1-1推进剂配方
Figure BDA0002598929210000061
(2)推进剂的综合性能如表2-1所示：
表2-1推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000062
由表2-1可知：①实施例1推进剂配方比冲在235s以上，高于普通丁羟和双基推进剂，同时燃气温度在2000K以下，较普通丁羟推进剂、NEPE推进剂等有大幅度的降低，因此综合来看，该配方实现了推进剂高比冲和低燃气温度的特点；②实施例1推进剂配方低压段(0.5MPa～10MPa)燃速压强指数达到0.81，而高压段(10MPa～25MPa)燃速压强指数则降低至0.37，因此满足低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点。
实施例2
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-2所示：
表1-2推进剂配方
Figure BDA0002598929210000071
(2)推进剂的比冲、燃烧性能、燃气温度和密度如表2-2所示，推进剂玻璃化温度Tg、力学性能和特征信号如表2-3所示：
表2-2推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000072
表2-3推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000073
Figure BDA0002598929210000081
由表2-2和2-3可知：①实施例2推进剂配方满足高比冲、低燃气温度、低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点；②实施例2推进剂配方玻璃化温度达到-56.33℃，-40℃～+70℃范围内最大抗拉强度σm在0.5MPa以上，最大伸长率εm均在60％以上，因此推进剂具有使用范围宽，力学性能较好的特点；③实施例2推进剂配方可见光、激光透过率在90％以上，而5％Al含量的复合固体推进剂透过率通常在70％～80％之间；中、远红外辐射强度较18.5％Al丁羟推进剂降低幅度达到95％以上，因此较普通复合固体推进剂而言，该配方同时具有更低的特征信号。
实施例3
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-3所示：
表1-3推进剂配方
Figure BDA0002598929210000082
Figure BDA0002598929210000091
(2)推进剂的综合性能如表2-4所示：
表2-4推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000092
由表2-4可知：①实施例3推进剂配方满足高比冲、低燃气温度、低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点；②实施例3推进剂配方理论燃气平均分子量为25.0g/mol。18.5％Al丁羟推进剂的理论燃气平均分子量为28.1g/mol，因此该配方较普通复合固体推进剂而言，具有燃气平均分子量低的特点。
实施例4
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-4所示：
表1-4推进剂配方
Figure BDA0002598929210000093
Figure BDA0002598929210000101
(2)推进剂的综合性能如表2-5所示：
表2-5推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000102
由表2-5可知：实施例4推进剂配方满足低燃气温度、低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点。
实施例5
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-5所示：
表1-5推进剂配方
Figure BDA0002598929210000103
(2)推进剂的比冲、燃烧性能和燃气温度如表2-6所示，推进剂玻璃化温度Tg、力学性能和特征信号如2-7所示：
表2-6推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000111
表2-7推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000112
由表2-6和2-7可知，①实施例5推进剂配方满足低燃气温度、低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点；②实施例5推进剂配方玻璃化温度达到-59.20℃，-40℃～+70℃范围内最大抗拉强度σm在0.3MPa以上，最大伸长率εm均在80％以上，因此推进剂具有使用范围宽，力学性能较好的特点；③实施例5推进剂配方可见光、激光透过率在90％以上，而5％Al含量的复合固体推进剂透过率通常在70％～80％之间；中、远红外辐射强度较18.5％Al丁羟推进剂降低幅度达到95％以上，因此较普通复合固体推进剂而言，该配方同时具有更低的特征信号。
实施例6
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-6所示：
表1-6推进剂配方
Figure BDA0002598929210000113
Figure BDA0002598929210000121
(2)推进剂的综合性能如表2-8所示：
表2-8推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000122
由表2-8可知，实施例6推进剂配方满足高比冲、低燃气温度、低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点。
实施例7
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-7所示：
表1-7推进剂配方
Figure BDA0002598929210000123
Figure BDA0002598929210000131
(2)推进剂的综合性能如表2-9所示：
表2-9推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000132
由表2-9可知，实施例7推进剂配方满足高比冲、低燃气温度、低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点。
实施例8
(1)推进剂配方组成(质量百分比)如表1-8所示：
表1-8推进剂配方
Figure BDA0002598929210000133
Figure BDA0002598929210000141
(2)推进剂的综合性能如表2-10所示：
表2-10推进剂性能参数表
Figure BDA0002598929210000142
由表2-10可知，实施例8推进剂配方满足低燃气温度、低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂，其特征在于，包括以下质量百分比的原料组分：
硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，
硝胺炸药：40％～50％，
氧化剂：20％～25％，
燃速催化剂：3％～5％，
功能助剂：0.61％～0.94％，
固化剂：余量。
2.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，所述燃速催化剂为炭黑与氧化锡二者的组合物。
3.根据权利要求2所述的推进剂，其特征在于，所述炭黑可以选择N330、N550、N375、N339、N351、N539、N880规格中的任意一种或其组合；和/或
所述氧化锡的质量纯度≥98％，中值粒径D50为2.0μm～3.5μm；和/或
所述炭黑与氧化锡的质量比例范围为1/2～3/1。
4.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系中粘合剂为聚叠氮缩水甘油醚，聚叠氮缩水甘油醚羟基官能度≥2，分子量为8000～12000；和/或
硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系中含能增塑剂选自硝化甘油、丁三醇三硝酸酯、三羟甲基乙烷三硝酸酯或二缩三乙二醇二硝酸酯中的至少一种。
5.根据权利要求4所述的推进剂，其特征在于，含能增塑剂与粘合剂的质量比例为1.0～2.5。
6.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，硝胺炸药选自奥克托今、黑索今或六硝基六氮杂异伍尔兹烷中的任意一种或其组合。
7.根据权利要求7所述的推进剂，其特征在于，奥克托今的中值粒径D50范围为50μm～120μm；和/或
黑索今的中值粒径D50范围为20μm～240μm；和/或
六硝基六氮杂异伍尔兹烷的中值粒径D50范围为20μm～260μm。
8.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，氧化剂为高氯酸铵，高氯酸铵的中值粒径D50范围为15μm～20μm。
9.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，所述固化剂为甲苯二异氰酸酯、异佛尔酮二异氰酸酯、六次甲基二异氰酸酯中的任意一种与改性六次甲基多异氰酸酯N-100的组合；和/或
功能助剂包括中性聚合物键合剂、安定剂和固化催化剂，安定剂选自N,N-二甲基苯胺、N-甲基苯胺、二苯胺中的任意一种或多种；固化催化剂选自过氧化二异丙苯、二丁基二月桂酸锡中的任意一种或两种。
10.一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂的制备工艺，其特征在于，用于制备权利要求1至9之一所述的变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括：
步骤1，根据设计的增塑比，将粘合剂和增塑剂在使用前进行预混，得到均匀的胶液；
步骤2，将功能助剂、燃速催化剂依次称入胶液中，置于混合锅内进行预混5min～10min；然后依次加入称取的硝胺炸药、氧化剂、固化剂，45℃～55℃混合50min～60min，得到推进剂药浆；
步骤3，将步骤(2)所述的推进剂药浆通过真空浇注系统浇注至模具或发动机壳体中；
步骤4：将浇注药浆后的模具或发动机在50℃～60℃下固化3天～5天。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110455862A (zh) * 2019-08-19 2019-11-15 宜宾北方川安化工有限公司 一种调节民用固体推进剂燃烧性能的方法
CN113956121A (zh) * 2021-06-30 2022-01-21 湖北航天化学技术研究所 一种高能低特征信号推进剂及其制备方法
CN114133308A (zh) * 2021-12-13 2022-03-04 湖北航天化学技术研究所 一种可回收可降解复合固体推进剂、制备方法及降解方法
CN114349584A (zh) * 2022-01-27 2022-04-15 湖北航天化学技术研究所 一种低烧蚀性高能低特征信号推进剂
CN115709075A (zh) * 2022-11-15 2023-02-24 西安近代化学研究所 一种纳米二氧化锡负载单原子燃烧催化剂及其制备方法
CN115819158A (zh) * 2022-11-25 2023-03-21 湖北航天化学技术研究所 一种兼具防老效果的苯胺类降速剂、制备方法及固体推进剂

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106336334A (zh) * 2015-09-01 2017-01-18 湖北航天化学技术研究所 降低固体推进剂高压压强指数的配方

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106336334A (zh) * 2015-09-01 2017-01-18 湖北航天化学技术研究所 降低固体推进剂高压压强指数的配方

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
A. P. DENISYUK: "Effect of Some Catalysts on Combustion of Double‐Base Propellants", 《COMBUSTION, EXPLOSION, AND SHOCK WAVES》 *
罗运军，等: "《新型含能材料》", 31 January 2015, 国防工业出版社 *
谭惠民: "《北京理工大学教育基金会 教授文库 固体推进剂化学与技术》", 30 September 2015, 第405页 *
陈士朝，等: "《橡胶技术与制造概论》", 30 September 2002, 中国石化出版社 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110455862A (zh) * 2019-08-19 2019-11-15 宜宾北方川安化工有限公司 一种调节民用固体推进剂燃烧性能的方法
CN113956121A (zh) * 2021-06-30 2022-01-21 湖北航天化学技术研究所 一种高能低特征信号推进剂及其制备方法
CN114133308A (zh) * 2021-12-13 2022-03-04 湖北航天化学技术研究所 一种可回收可降解复合固体推进剂、制备方法及降解方法
CN114349584A (zh) * 2022-01-27 2022-04-15 湖北航天化学技术研究所 一种低烧蚀性高能低特征信号推进剂
CN115709075A (zh) * 2022-11-15 2023-02-24 西安近代化学研究所 一种纳米二氧化锡负载单原子燃烧催化剂及其制备方法
CN115819158A (zh) * 2022-11-25 2023-03-21 湖北航天化学技术研究所 一种兼具防老效果的苯胺类降速剂、制备方法及固体推进剂

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