DE19917672A1 - Raketentreibsatz - Google Patents
RaketentreibsatzInfo
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Abstract
Bei einem Raketentreibsatz mit rauchreduziertem Abbrand, insbesondere für Stirnbrenner, mit einem Treibstoff auf der Basis von Amoniumperchlorat und mit einem Binder aus isocyanatgebundenem, hydroxyterminiertem Polybutadien und einer den Treibstoff umgebenden, inhibierenden Isolationsschicht besteht letztere aus einem Polyurethan-Binder und einer Füllstoff-Kombination aus 2 bis 8 Gew.-% Siliciumcarbid, 20 bis 60 Gew.-% Siliciumdioxid und temperaturfesten Kohlenstoff-, Polymer-, Silikat- oder Keramikfasern mit einer Länge von 1 bis 20 mm und einem Gehalt von 2 bis 20 Gew.-%. Ferner ist ein Verfahren zur Herstellung eines solchen Raketentreibsatzes beschrieben.
Description
Die Erfindung betrifft einen Raketentreibsatz mit
rauchreduziertem Abbrand, insbesondere für Stirnbrenner,
mit einem Treibstoff auf der Basis von Ammoniumperchlorat
mit einem Binder aus isocyanatgebundenen, hydroxytermi
nierten Polybutadien und einer den Treibstoff umgebenden
inhibierenden Isolationsschicht. Ferner ist die Erfindung
auf ein Verfahren zur Herstellung eines solchen Raketen
treibsatzes gerichtet.
Beim Abbrand eines Raketentreibsatzes, der über 20, 40
oder 60 s abläuft, muß die inhibierende Isolation neben
guter Haftung und Verträglichkeit zum Treibstoff auch
eine thermische Schutzfunktion erfüllen, die die Brenn
kammerwand ebenso wie die inhibierte nichtbrennende
Treibstoffoberfläche vor vorzeitiger Pyrolyse und Anzün
dung schützt. Bei rauchreduzierten Composittreibstoffen,
die im Abgas keine oder nur wenig Partikel enthalten
dürfen, darf auch die Isolation keine Partikel freiset
zen. Ebenso darf sie bei den hohen Temperaturen des
Treibstoffabbrands keine Rußwolken im Abgasstrahl erzeu
gen und nur unwesentlich mitverbrennen, da sonst bei
kleinen Durchmessern der spezifische Impuls des Treib
stoffs und damit die Leistung des Triebwerks reduziert
werden. Die Summe dieser Eigenschaften wird z. B. bei
Unterwasserantrieben, die beim Abbrand keine heißen
Partikel ausschleudern dürfen, und bei Marschtriebwerken
von aktiv über Laser oder Radar gelenkten Flugkörpern
gefordert. Für diesen Zweck werden bisher stets schwierig
herzustellende und teure Isolierungen auf Silikonharzba
sis mit silikatischen Füllstoffen verwendet, die in
aufwendigen Verfahren aufgerauht und chemisch vorbehan
delt werden müssen, um die für die Anbindung des Treib
stoffs an die Isolationsschicht notwendige Haftung zu
erreichen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Raketen
treibsatz zu schaffen, der eine einfachere und kostengün
stigere Herstellung bei einer verbesserten Anbindung des
Treibstoffs an die Isolation erlaubt. Ferner soll ein
Verfahren zur Herstellung eines solchen Raketentreibsat
zes vorgeschlagen werden.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe bei einem an sich
bekannten rauchreduzierten, polyurethangebundenen Compo
sittreibstoff auf der Basis von Ammoniumperchlorat und
isocyanatgebundenem hydroxyterminiertem Polybutadien
dadurch gelöst, daß für die Inhibierung der Treibstoff
oberfläche eine Isolation verwendet wird, die einen
Polyurethanbinder und eine Füllstoffkombination aus 2-8
Gew.-%, vorzugsweise 3-5 Gew.-% Siliciumcarbid, 18-16
Gew.-%, vorzugsweise 24-50 Gew.-% Siliciumdioxid in Gestalt
von amorphen Quarzpulver und 2-20 Gew.-% feste temperatur
beständige Fasern mit einer Länge von 1-20 mm darin einge
bettet enthält.
Die erfindungsgemäße Isolation besitzt in der Regel auch
ohne mechanische oder chemische Vorbehandlung eine gute
Haftung zum Treibstoff. Sie zeigt bei hoher und tiefer
Temperatur gleichermaßen gute Elastizität und ist über
die Zusammensetzung des Polyurethanbinders durch den
Anteil an Di- oder Triisocyanat oder beigefügten vernet
zenden Triolen in ihren mechanischen Eigenschaften ein
stellbar.
Beim Treibstoffabbrand bewirkt die endotherm ablaufende
Reaktion von SiC und SiO2 zusammen mit dem Anteil an
Kohlenstoff-, Kunststoff- oder Keramikfasern die Ausbil
dung einer zusammenhängenden keramisierten Schlacke, die
im Brennkammerraum verbleibt und weder Partikel noch
Rußwolken im Abgas erzeugt. Die endotherm verlaufende
Reaktion der Füllstoffe bewirkt ebenso wie die langsame
Pyrolyse des Bindermaterials eine effektive Wärmeschutz
wirkung gegenüber dem Brennkammergehäuse und nicht akti
viertem Treibsatzteil. Da zudem nur sehr wenig von dieser
Isolationsschicht verbrennt - nach 20 s. Brenndauer
treten nur etwa 2% Gewichtsverlust auf - wird der spezifi
sche Impuls des Treibstoffs und damit die Leistung des
Triebwerks nicht beeinträchtigt.
Erfindungsgemäß ist diese Isolation vorteilhaft auf der
Basis von mit Isophorondiisocyanat (IPDI) oder Dimeryl
diisocyanat (DMDI) oder mit anderen Diisocyanaten gebun
denem hydroxyterminiertem Polybutadien aufgebaut. Ebenso
kann aber auch ein anderes Polyesterpolyol oder Poly
etherpolyol, das mit Di-, Tri oder polymerem Isocyanat
gebunden wird, als Grundmaterial für die Isolation einge
setzt werden. Als weitere Füllstoffe können erfindungsge
mäß auch ultrafeines Siliciumdioxid, ultrafeines Titan
dioxid und Zirkoniumdioxid zugesetzt werden. Diese Füll
stoffe werden in einer Körngröße im Bereich von 20-50 nm
für Siliciumdioxid sowie 50-1000 nm für TiO2 und
ZrO2 verwendet. Sie bewirken eine Verfestigung der
bei der Pyrolyse gebildeten Keramikschicht und vermindern
dadurch deren Aufquellung und Ablation, ohne den Wärme
durchgang zu beeinflussen.
Wesentlich für den Zusammenhalt der pyrolisierten Schich
ten ist ein Anteil von 1-20% festen Fasern in der Länge
von 1-20 mm, die in Form hochtemperaturbeständiger Kunst
stoffasern aus Polyester, Polyamid-, Polyimid- oder
Polybenzimidazolfasern sowie auf Kohlefasern, Glas- oder
Silikat- oder Keramikfasern aufgebaut sein können. Dabei
besitzen Kohlefasern oder aluminiumoxidhaltige Keramik
fasern wegen ihrer Hochtemperaturbeständigkeit Vorteile
gegenüber den anderen. Die Fasern können vor der Einmi
schung in die prepolymere Isolationsmischung mit Wasser
oder organischem Lösemittel entschlichtet und ggf. mit
einer haftvermittelnden Schicht versehen werden. Diese
kann bei Glas-, Silikat- oder Keramikfasern aus funktio
nellen Silanen, bei Kunststoff- oder Kohlefasern vorteil
haft aus Polyisocyanat und kurzkettigem Polyesterpolyol
bestehen.
Bei der Pyrolyse der Isolation während des Treibstoffab
brandes sorgen die Fasern für den Zusammenhalt der gebil
deten Schlacke und für die Ausbildung einer festen kera
misierten Schicht.
Die Isolation kann als prepolymerer Slurry durch Druck
guß- oder im Vakuumaufziehverfahren in eine entsprechende
Form mit dem Treibstoff verbunden werden. Bei der an
schließenden Aushärtung, die vorteilhaft bei 60-65°C
stattfindet, verbindet sich die Isolation mit dem Treib
stoff zum festen montagebereiten Treibsatzblock.
Alternativ kann auch die Isolation im prepolymeren Zu
stand in der Brennkammer oder einem antihaftbeschichteten
Rohr gleichen Innendurchmessers ausgeschleudert und
ausgehärtet werden. Der Treibsatz wird dann durch Ein
gießen des Treibstoffslurries in den fertigen, ggf. durch
mechanisches Aufrauhen oder über chemische Haftvermittler
vorbehandelten Isolationsmantel mit anschließender Aus
härtung bei 60-65°C hergestellt.
Der Treibstoff kann in der rauchreduzierten Ausführung
neben Ammoniumperchlorat (AP) in Anteilen von 50-90
Gew.-%, Nitramine, wie Hexogen oder Oktogen, in Anteilen
von 0-30 Gew.-%, Eisen-III-oxid oder Ferrocenderivate als
Abbrandkatalysatoren in Anteilen von 0 bis 15 Gew.-%
enthalten.
Der Binder setzt sich vorteilhaft zusammen aus 8-20 Gew.-%
hydroxyterminiertem Polybutadien, das mit Isophorondiiso
cyanat (IPDI) oder Dimeryldiisocyanat (DMDI) in äquvalen
ten Anteilen gebunden wurde, sowie 2-8 Gew.-% Weichmacher,
0,1-0,5 Gew.-% Antioxidanz, wahlweise 0,1-0,3 Gew.-% Verar
beitungshilfsstoffe, 50-500 ppm Härtungskatalysator,
vorzugsweise Triphenylwismut und 0,1-1% Haftvermittler
für AP, vorzugsweise auf der Basis cyanethylierter Poly
amine oder cyanethylierter Polyaminoalkohole.
1. Für die Herstellung eines Stirnbrennertreibsatzes
für Unterwasserantriebe wird als Treibstoff folgende
Formulierung verwendet:
Ammoniumperchlorat (AP): 200 m 48%
Ammoniumperchlorat (AP): 30 m 24%
Oktogen (HMX): 5 m 14%
Ferrocenderivat: 1%
= 2,2-Bisethylferrocenylpropan
Ammoniumperchlorat (AP): 30 m 24%
Oktogen (HMX): 5 m 14%
Ferrocenderivat: 1%
= 2,2-Bisethylferrocenylpropan
Hydroxyterminiertes Polybutadien (HTPB): 8,29%
Isophorondiisocyanat (IPDI): 0,67%
Antioxidanz: 0,20%
Weichmacher (Diisooctyladipat): 3,70%
Haftvermittler (Triphenylwismut): 200 ppm
Isophorondiisocyanat (IPDI): 0,67%
Antioxidanz: 0,20%
Weichmacher (Diisooctyladipat): 3,70%
Haftvermittler (Triphenylwismut): 200 ppm
Als inhibierende Isolation (ISO 1) dient eine Mischung
von:
Hydroxyterminiertes Polybutadien: 49,42%
Isophorondiisocyanat (IPDI): 5,94%
1,2,4-Butantriol: 0,57%
Antioxidanz: 0,20%
Eisenacetylacetonat: 0,006%
(Härtungsbeschleuniger)
Isophorondiisocyanat (IPDI): 5,94%
1,2,4-Butantriol: 0,57%
Antioxidanz: 0,20%
Eisenacetylacetonat: 0,006%
(Härtungsbeschleuniger)
Siliciumcarbid: 4,53%
SiO2
SiO2
-Pulver Quarzgut: 33,79%
TiO2
TiO2
superfein: 1,90%
Kohlefaser: 3,65%
Kohlefaser: 3,65%
Treibstoff und Isolation bilden ein gut funktionierendes
System, das beim Abbrand eines Treibsatzes von 165 mm
Durchmesser und 5 mm inhibierender Isolationsschicht über
20 s. keine Partikel und keinen schwarzen Rauch erzeugt.
Der praktische Impuls des Treibstoffs beträgt etwa 93%
des theoretischen Wertes, der Gewichtsverlust der Isola
tion beim Abbrand etwa 2%.
Die Ummantelung des Treibsatzes mit inhibierender Isola
tion erfolgt vorteilhaft durch nachträgliches Umgießen
des ausgehärteten Treibstoffblocks.
2. Andere Treibstoff/Isolationsverbunde mit geringer
Ablationsrate sind auf folgenden Isolationsformulie
rungen (in Gew.-%) augebaut:
Claims (21)
1. Raketentreibsatz mit rauchreduziertem Abbrand,
insbesondere für Stirnbrenner, mit einem Treibstoff
auf der Basis von Ammoniumperchlorat mit einem
Binder aus isocyanatgebundenem, hydroxyterminiertem
Polybutadien und einer den Treibstoff umgebenden,
inihibierenden Isolationsschicht, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Isolationsschicht aus einem Poly
urethan-Binder und einer Füllstoff-Kombination aus
2 bis 8 Gew.-% Siliciumcarbid, 20 bis 60 Gew.-% Sili
ciumdioxid und temperaturfesten Kohlenstoff-, Poly
mer-, Silikat- oder Keramikfasern mit einer Länge
von 1 bis 20 mm und einem Gehalt von 2 bis 20 Gew.-%
besteht.
2. Raketentreibsatz nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß der Treibstoff neben 50 bis 90 Gew.-%
Ammoniumperchlorat 0 bis 30 Gew.-% Nitramine, wie
Hexogen oder Oktogen, und 0,5 bis 15 Gew.-% Abbrand
katalysatoren, z. B. Eisen-III-oxid oder Ferrocende
rivate, enthält.
3. Raketentreibsatz nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß der Binder des Treibstoffs sich
zusammensetzt aus 8 bis 20 Gew.-% hydroxyterminiertem
Polybutadien, das mit Isophorondiisocyanat oder
Dimeryldiisocyanat in äquivalenten Anteilen gebunden
ist, etwa 2 bis 8 Gew.-% Weichmacher, 0,3 bis 0,5
Gew.-% Antioxidantien, 0,1 bis 0,3 Gew.-% Verarbei
tungshilfsstoffe, 50 bis 500 ppm Härtungskatalysator
und 0,1 bis 1 Gew.-% Haftvermittler.
4. Raketentreibsatz nach Anspruch 3, dadurch gekenn
zeichnet, daß der Härtungskatalysator Triphenylwis
mut ist.
5. Raketentreibsatz nach Anspruch 3 oder 4, dadurch
gekennzeichnet, daß der Haftvermittler auf der Basis
cyanethylierter Polyamine aufgebaut ist.
6. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 3 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, daß der Haftvermittler auf
der Basis cyanethylierter Polyaminokohole aufgebaut
ist.
7. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht
als Binder 30 bis 70 Gew.-% hydroxyterminiertes
Polybutadien, Polyester- oder Polyetherpolyol, das
mit Di- oder Triisocyanat, wahlweise einem Triol in
äquivalenten Anteilen gebunden ist, enthält.
8. Raketentreibsatz nach Anspruch 7, dadurch gekenn
zeichnet, daß der Binder der Isolationsschicht mit
Anteilen von 40 bis 55 Gew.-% vorgesehen ist.
9. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
dadurch gekennzeichnet, daß die Polymerfasern der
Isolationsschicht aus Polyester, Polyamid, Polybenz
imidazol oder anderen temperaturbeständigen Kunst
harzen bestehen.
10. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht
Glasfasern enthält.
11. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 10,
dadurch gekennzeichnet, daß die Füllstoff-Kombina
tion der Isolationsschicht zusätzlich 0,5 bis 5
Gew.-% ultrafeines Titandioxid, Siliciumdioxid oder
Zirkondioxid mit einer Korngröße von 20 bis 1000 nm
enthält.
12. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 11,
dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht
beim Abbrand des Treibstoffs und der dabei erfolgen
den Pyrolyse der organischen Bestandteile eine nicht
ablatierende, thermische Isolierung der Brennkammer
wand bildet.
13. Raketentreibsatz nach einem der Ansprüche 1 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß die Isolationsschicht
beim Abbrand des Treibstoffs eine keramisierte
Schicht bildet.
14. Verfahren zur Herstellung eines Raketentreibsatzes
nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Füllstoffe der Füllstoff-Kombina
tion und der Binder in einem Knetprozeß homogeni
siert werden und anschließend zu der Isolations
schicht unter Aushärten des Binders verarbeitet
werden.
15. Verfahren nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet,
daß die Fasern vor dem Einarbeiten in den Binder in
Wasser oder Lösungsmitteln entschlichtet und an
schließend mit einer Haftvermittlerlösung behandelt
werden.
16. Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet,
daß für Silikat-, Glas- oder Keramikfasern eine
Haftvermittlerlösung auf der Basis funktionalisier
ter Silane eingesetzt wird.
17. Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet,
daß für Polymer- oder Kohlenstoffasern eine Haftver
mittlerlösung aus einem Gemisch von Polyisocyanat
und kurzkettigem Polyester- oder Polyetherpolyol
eingesetzt wird.
18. Verfahren nach einem der Ansprüche 14 bis 17, da
durch gekennzeichnet, daß der Treibstoff als Form
körper in eine Gießform oder in die Brennkammer
eingesetzt und mit der Mischung der Isolations
schicht umgossen wird und die Mischung anschließend
zur Isolationsschicht ausgehärtet wird.
19. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch
gekennzeichnet, daß die Mischung der Isolations
schicht in der Brennkammer oder einer entsprechenden
Form durch Zentrifugieren zu einer Isolationsschicht
mit einer Dicke von 1 bis 10 mm geformt und nach dem
Aushärten mit dem Treibstoff in Form eines Slurry
ausgegossen wird.
20. Verfahren nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet,
daß die Isolationsschicht während oder nach dem
Aushärten innenseitig mit einer aufgerauhten Ober
fläche versehen wird.
21. Verfahren nach Anspruch 19 oder 20, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Isolationsschicht nach dem Aushär
ten mit einem Haftvermittler für den Treibstoff
versehen wird.
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OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8130 | Withdrawal |