JPH0725629B2 - ロケツトのコンポジツト系推進薬組成物 - Google Patents
ロケツトのコンポジツト系推進薬組成物Info
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- JPH0725629B2 JPH0725629B2 JP17569486A JP17569486A JPH0725629B2 JP H0725629 B2 JPH0725629 B2 JP H0725629B2 JP 17569486 A JP17569486 A JP 17569486A JP 17569486 A JP17569486 A JP 17569486A JP H0725629 B2 JPH0725629 B2 JP H0725629B2
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- Japan
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- powder
- rocket
- propellant
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は燃料兼粘結剤と、酸化剤粉粒体と、助燃剤であ
るアルミニウム粉とを含むロケットのコンポジット系推
進薬組成物に関する。
るアルミニウム粉とを含むロケットのコンポジット系推
進薬組成物に関する。
知られているように、コンポジット系推進薬はポリサル
ファイド、ポリエステル、ポリウレタン、ポリブタジエ
ン等、合成ゴム系の燃料兼粘結剤と、過塩素酸アンモニ
ウム（AP）等の酸化剤粉粒体のほか、一般に助燃剤とし
て金属粉を含有し、これに性能改善用としてニトラミン
系火薬類その他の添加剤が加えられることがある。
ファイド、ポリエステル、ポリウレタン、ポリブタジエ
ン等、合成ゴム系の燃料兼粘結剤と、過塩素酸アンモニ
ウム（AP）等の酸化剤粉粒体のほか、一般に助燃剤とし
て金属粉を含有し、これに性能改善用としてニトラミン
系火薬類その他の添加剤が加えられることがある。
上記粘結剤としてはポリブタジエン系のものが燃焼特性
にすぐれているため、末端ヒドキシル基ポリブタジエン
（HTPB）あるいは末端カルボキシル基ポリブタジエン
（CTPB）等が殊に多段ロケットシステムの上段用のもの
として償用される。
にすぐれているため、末端ヒドキシル基ポリブタジエン
（HTPB）あるいは末端カルボキシル基ポリブタジエン
（CTPB）等が殊に多段ロケットシステムの上段用のもの
として償用される。
また上記助燃剤としての金属粉は推進薬の燃焼温度を高
めて当該ロケットエンジンの比推力を向上をはかるため
に添加されるものである。
めて当該ロケットエンジンの比推力を向上をはかるため
に添加されるものである。
上記比推力（Isp）はロケットエンジンの性能を評価す
る数値として、推進薬燃焼ガスの重量流量率当りの推力
で定義され、燃焼温度と燃焼ガス平均分子量との比の平
方根に比例する。すなわち、 但し、tbは推進薬の全燃焼時間〔sec.〕、Ｆは推力〔k
g〕.Wppは推進薬の薬量（燃焼ガス総重量）〔kg〕、Tb
は燃焼ガス温度〔゜Ｋ〕、Ｍは燃焼ガスの平均分子量
〔gr/mol〕である。
る数値として、推進薬燃焼ガスの重量流量率当りの推力
で定義され、燃焼温度と燃焼ガス平均分子量との比の平
方根に比例する。すなわち、 但し、tbは推進薬の全燃焼時間〔sec.〕、Ｆは推力〔k
g〕.Wppは推進薬の薬量（燃焼ガス総重量）〔kg〕、Tb
は燃焼ガス温度〔゜Ｋ〕、Ｍは燃焼ガスの平均分子量
〔gr/mol〕である。
したがってこの助燃剤として用いる金属は燃焼性が良好
であって燃焼熱が高く、また原子量が小さくかつ適当な
比重をもつものから選択される。そしてこのような選択
条件にかなうものとして、および、入手性、価格、取扱
性等の面から従来はアルミニウム（Al）の粉体が最も多
用される。このような推進薬組成の一例をあげれば次の
ごとくである。
であって燃焼熱が高く、また原子量が小さくかつ適当な
比重をもつものから選択される。そしてこのような選択
条件にかなうものとして、および、入手性、価格、取扱
性等の面から従来はアルミニウム（Al）の粉体が最も多
用される。このような推進薬組成の一例をあげれば次の
ごとくである。
粘結剤…HTPB 10〜14wt％ 酸化剤…AP 66〜74wt％ 助燃剤…Al 16〜20wt％ 上記の組成は特に高比推力が要求される前記上段用のロ
ケットエンジンに適するもので、助燃剤の含有割合が多
くなっている。そして助燃剤のような粉体成分を過多に
すると、上記上段用推進薬のように充填率向上の目的か
ら狭小複雑な内腔を形成する場合、製造に当っての注型
性が阻害されることから、の含有割合は上記のように18
wt％前後が標準とされる。尚推進薬の上記充填率（Rm）
は Rm＝Wo/（Wo−Wpp）……（３） であらわされる値であって、Woはロケットエンジンの総
重量、Wppは前記推進薬の薬量である。そしてロケット
の獲得速度ΔＶは ΔＶ＝ｇ・Isp・logRm……（４） となる。ｇは重力の加速度である。
ケットエンジンに適するもので、助燃剤の含有割合が多
くなっている。そして助燃剤のような粉体成分を過多に
すると、上記上段用推進薬のように充填率向上の目的か
ら狭小複雑な内腔を形成する場合、製造に当っての注型
性が阻害されることから、の含有割合は上記のように18
wt％前後が標準とされる。尚推進薬の上記充填率（Rm）
は Rm＝Wo/（Wo−Wpp）……（３） であらわされる値であって、Woはロケットエンジンの総
重量、Wppは前記推進薬の薬量である。そしてロケット
の獲得速度ΔＶは ΔＶ＝ｇ・Isp・logRm……（４） となる。ｇは重力の加速度である。
一方、助燃剤の前記標準的含有割合内において比推力を
一層高めるために、増熱用として更に燃焼熱の高い助燃
剤を混用することがあり、その金属としてベリリウム
（Be）、ボロン（Ｂ）等を用いる技術も開発されてい
る。ちなみにこれら金属の酸化燃焼熱〔Kcal/gr〕はア
ルミニウムの約4.0に対しベリリウムが約5.8、ボロンが
約4.3、または比重はアルミニウムの約2.7に対しベリリ
ウムが約1.9、ボロンが約2.3、また原子量はアルミニウ
ム約27.0、ベリリウム約9.0、ボロン約10.8である。
一層高めるために、増熱用として更に燃焼熱の高い助燃
剤を混用することがあり、その金属としてベリリウム
（Be）、ボロン（Ｂ）等を用いる技術も開発されてい
る。ちなみにこれら金属の酸化燃焼熱〔Kcal/gr〕はア
ルミニウムの約4.0に対しベリリウムが約5.8、ボロンが
約4.3、または比重はアルミニウムの約2.7に対しベリリ
ウムが約1.9、ボロンが約2.3、また原子量はアルミニウ
ム約27.0、ベリリウム約9.0、ボロン約10.8である。
ところで前記増熱用の助燃剤のうち、ベリリウムは燃焼
熱が高くまた比重が比較的大である点において比推力と
推進薬充填率とを確保する点で有利であるも、これは特
定化学物質に指定されていて毒性が極めて強いために、
推進薬の製造面、使用面での難点を有して甚だ実用性に
乏しい。
熱が高くまた比重が比較的大である点において比推力と
推進薬充填率とを確保する点で有利であるも、これは特
定化学物質に指定されていて毒性が極めて強いために、
推進薬の製造面、使用面での難点を有して甚だ実用性に
乏しい。
またボロンはその比重がアルミニウムに近い反面で燃焼
熱に大差がなく、加えて燃焼効率が低いことから、理論
計算上では比推力の向上が期待できるものの、実際には
かえってこれが低下してしまうという結果を得ている。
熱に大差がなく、加えて燃焼効率が低いことから、理論
計算上では比推力の向上が期待できるものの、実際には
かえってこれが低下してしまうという結果を得ている。
以上従来の問題点にかんがみ、本発明の課題はアルミニ
ウム粉に混用する助燃剤として別の金属を探索する点に
ある。
ウム粉に混用する助燃剤として別の金属を探索する点に
ある。
この課題を解決した本発明のロケットのコンポジット系
推進薬組成物は、燃料兼粘結剤と、酸化剤粉粒体と、助
燃剤であるアルミニウム粉とを含むロケットのコンポジ
ット系推進薬組成物において、助燃剤であるアルミニウ
ム粉の一部を金属リチウム粉に置き換え、金属リチウム
粉／アルミニウム粉の重量比を0/100を越え50/50までと
したものである。
推進薬組成物は、燃料兼粘結剤と、酸化剤粉粒体と、助
燃剤であるアルミニウム粉とを含むロケットのコンポジ
ット系推進薬組成物において、助燃剤であるアルミニウ
ム粉の一部を金属リチウム粉に置き換え、金属リチウム
粉／アルミニウム粉の重量比を0/100を越え50/50までと
したものである。
以下本発明に至った経過とともに作用を説明する。
まず、金属リチウム（Li）に着目した理由は、その燃焼
効率が極めて高いこととともに酸化燃焼熱が約4.8kcal/
grであってボロンのそれを上回り、また原子量が約6.9
であってベリリウムのそれを大きく下回ることで、前記
（２）式による比推力の向上が期待できるからである。
しかしながら、金属リチウム（以下リチウムという）の
比重は約0.5と極めて低いことから推進薬密度の低下を
まねき、そのため燃焼ガス温度が下ったり、あるいは前
記（３）式または（４）式のロケット性能を阻害すると
いうマイナス要因をはらむことになる。したがってアル
ミニウムの一部をリチウムで置き代えるときはその量を
可及的数少量に抑えなければならないという制約が生じ
る。
効率が極めて高いこととともに酸化燃焼熱が約4.8kcal/
grであってボロンのそれを上回り、また原子量が約6.9
であってベリリウムのそれを大きく下回ることで、前記
（２）式による比推力の向上が期待できるからである。
しかしながら、金属リチウム（以下リチウムという）の
比重は約0.5と極めて低いことから推進薬密度の低下を
まねき、そのため燃焼ガス温度が下ったり、あるいは前
記（３）式または（４）式のロケット性能を阻害すると
いうマイナス要因をはらむことになる。したがってアル
ミニウムの一部をリチウムで置き代えるときはその量を
可及的数少量に抑えなければならないという制約が生じ
る。
そこで以上の関係を理論計算に求めた。その結果を添付
図面に示す。図示グラフの横軸はリチウム（Li）／アル
ミニウム（Al）重量比、縦軸は推進薬の燃焼ガス温度Tb
〔゜Ｋ〕、燃焼ガスの平均分子量Ｍ〔gr/mol〕、および
大気圧下での比推力Isp〔sec.〕であって、計算の基礎
は燃焼圧力を50kgf/cm2として最適膨張比をもつロケッ
トノズルを用いるものとし、また推進薬組成を次のよう
に設定したものである。
図面に示す。図示グラフの横軸はリチウム（Li）／アル
ミニウム（Al）重量比、縦軸は推進薬の燃焼ガス温度Tb
〔゜Ｋ〕、燃焼ガスの平均分子量Ｍ〔gr/mol〕、および
大気圧下での比推力Isp〔sec.〕であって、計算の基礎
は燃焼圧力を50kgf/cm2として最適膨張比をもつロケッ
トノズルを用いるものとし、また推進薬組成を次のよう
に設定したものである。
粘結剤…HTPB 12wt％ 酸化剤…AP 70wt％ 助燃剤…Al＋Li 18wt％ 同図からLi/Al＜9/9（＝50/50）の範囲において前記マ
イナス要因としての燃焼ガス温度Tbの下降線へ上方への
膨みを呈し、またプラス要因としての平均分子量Ｍの下
降線はほぼ直線を呈する。これらの関係〔前記（２）
式〕から比推力Ispは山形に推移し、Li/Al＝4.5/13.5
（＝1/3）の点で最大値261.4sec.を示してその増分が約
5.5sec.となったのち、Li/Al≒8/10（＝1/1.25）のとこ
ろで、同比が０の場合とほぼ同等になる。すなわちこの
理論計算によればLi/Al比が０を越え1/1.25未満の範囲
において適宜比推力を増加をはかることができ、またLi
/Al比が50/50に到るまで、比推力はそれほど低下するこ
とはない。
イナス要因としての燃焼ガス温度Tbの下降線へ上方への
膨みを呈し、またプラス要因としての平均分子量Ｍの下
降線はほぼ直線を呈する。これらの関係〔前記（２）
式〕から比推力Ispは山形に推移し、Li/Al＝4.5/13.5
（＝1/3）の点で最大値261.4sec.を示してその増分が約
5.5sec.となったのち、Li/Al≒8/10（＝1/1.25）のとこ
ろで、同比が０の場合とほぼ同等になる。すなわちこの
理論計算によればLi/Al比が０を越え1/1.25未満の範囲
において適宜比推力を増加をはかることができ、またLi
/Al比が50/50に到るまで、比推力はそれほど低下するこ
とはない。
以上の結果を確認するために上記計算の基礎とした組成
の推進薬を用いて標準形試験用ロケットエンジンにより
地上試験を実施した。その成績を次表に示す。
の推進薬を用いて標準形試験用ロケットエンジンにより
地上試験を実施した。その成績を次表に示す。
供試推進薬は断面円形の内腔を有する内面燃焼式の試験
用標準形のものでその薬量Wppは4kg、ロケットノズルは
開口比が６で燃焼圧力が50kgf/cm2となるようにそのス
ロート面積を設定したものである。また比推力Ispは前
記（１）式により算出したものである。
用標準形のものでその薬量Wppは4kg、ロケットノズルは
開口比が６で燃焼圧力が50kgf/cm2となるようにそのス
ロート面積を設定したものである。また比推力Ispは前
記（１）式により算出したものである。
尚、この確認試験はLi/Al比を前記4.5/13.5（＝1/3）と
したところで中止しているが、これはこの間において同
比を増加してゆくと比推力Ispが大巾に増大してゆくこ
とで前記計算結果が実際上の基礎資料を与えることを確
認できたこと、またLi/Al比が上記1/3においてこの種ロ
ケットエンジンに期待される最高試験比推力241.8sec.
が得られたこととによるためである。
したところで中止しているが、これはこの間において同
比を増加してゆくと比推力Ispが大巾に増大してゆくこ
とで前記計算結果が実際上の基礎資料を与えることを確
認できたこと、またLi/Al比が上記1/3においてこの種ロ
ケットエンジンに期待される最高試験比推力241.8sec.
が得られたこととによるためである。
このようにリチウム助燃剤は従来既成概念の増熱剤とし
てよりもむしろその小原子量の故に燃焼ガスの平均分子
量Ｍが低下することによって比推力増大に寄与するもの
で、燃焼ガス温度TbはLi/Al比の増加とともに低下して
ゆく。しかして、この温度低下によりロケットチャンバ
やロケットノズルにおける耐熱インシュレータの厚さを
減少させうる結果、エンジン外殻の寸法を縮小して前記
総重量Woの軽減をはかり、あるいはインシュレータの減
量分だけ薬量Wppの増量をはかることができるので、こ
れらにより推進薬密度の低下にもとづく前記（３）式あ
るいは（４）式の性能低下を補いうる。
てよりもむしろその小原子量の故に燃焼ガスの平均分子
量Ｍが低下することによって比推力増大に寄与するもの
で、燃焼ガス温度TbはLi/Al比の増加とともに低下して
ゆく。しかして、この温度低下によりロケットチャンバ
やロケットノズルにおける耐熱インシュレータの厚さを
減少させうる結果、エンジン外殻の寸法を縮小して前記
総重量Woの軽減をはかり、あるいはインシュレータの減
量分だけ薬量Wppの増量をはかることができるので、こ
れらにより推進薬密度の低下にもとづく前記（３）式あ
るいは（４）式の性能低下を補いうる。
以上のことから、特に高比推力が要求される前記上段の
ロケットエンジンでは推進薬充填率との関連のもとにLi
/Al比を前記1/3の附近に設定して高比推力エンジンを設
計することができるほか、下段の大型ロケットエンジン
のように耐熱インシュレータの重量が嵩むような場合に
あってはこの比を前記1/1.25の近傍に設定して燃焼ガス
温度を大巾に低下させることにより、比推力を従来と同
様に確保しつつエンジン総重量の減量をはかるごとがで
きる。従って、本発明では助燃剤であるアルミニウム粉
の一部を金属リチウム粉に置き換え、金属リチウム／ア
ルミニウム粉の重量比を0/100を越え50/50までとするこ
とにより上述した所望の仕様のロケット設計が可能とな
る。
ロケットエンジンでは推進薬充填率との関連のもとにLi
/Al比を前記1/3の附近に設定して高比推力エンジンを設
計することができるほか、下段の大型ロケットエンジン
のように耐熱インシュレータの重量が嵩むような場合に
あってはこの比を前記1/1.25の近傍に設定して燃焼ガス
温度を大巾に低下させることにより、比推力を従来と同
様に確保しつつエンジン総重量の減量をはかるごとがで
きる。従って、本発明では助燃剤であるアルミニウム粉
の一部を金属リチウム粉に置き換え、金属リチウム／ア
ルミニウム粉の重量比を0/100を越え50/50までとするこ
とにより上述した所望の仕様のロケット設計が可能とな
る。
以上説明したように、本発明は、燃料兼粘結剤と、酸化
剤粉粒体と、助燃剤であるアルミニウム粉とを含むロケ
ットのコンポジット系推進薬組成物において、助燃剤で
あるアルミニウム粉の一部を金属リチウム粉に置き換
え、金属リチウム粉／アルミニウム粉の重量比を0/100
を越え50/50までとすることにより比推力が増大すると
ともに燃焼ガス温度が低下するという基礎資料を提供す
るものであるから、本発明によって所望の性能をそな
え、かつ実用的なロケットエンジンの設計が可能とな
る。
剤粉粒体と、助燃剤であるアルミニウム粉とを含むロケ
ットのコンポジット系推進薬組成物において、助燃剤で
あるアルミニウム粉の一部を金属リチウム粉に置き換
え、金属リチウム粉／アルミニウム粉の重量比を0/100
を越え50/50までとすることにより比推力が増大すると
ともに燃焼ガス温度が低下するという基礎資料を提供す
るものであるから、本発明によって所望の性能をそな
え、かつ実用的なロケットエンジンの設計が可能とな
る。
図面は本発明の一実施例についての作用説明図である。 Li/Al……金属リチウム対アルミニウム粉の重量比 Isp……ロケットエンジンの比推力 Tb……燃焼ガス温度 Ｍ……燃焼ガスの平均分子量
Claims (1)
- 【請求項１】燃料兼粘結剤と、酸化剤粉粒体と、助燃剤
であるアルミニウム粉とを含むロケットのコンポジット
系推進薬組成物において、 助燃剤であるアルミニウム粉の一部を金属リチウム粉に
置き換え、金属リチウム粉／アルミニウム粉の重量比を
0/100を越え50/50までとしたロケットのコンポジット系
推進薬組成物。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17569486A JPH0725629B2 (ja) | 1986-07-28 | 1986-07-28 | ロケツトのコンポジツト系推進薬組成物 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17569486A JPH0725629B2 (ja) | 1986-07-28 | 1986-07-28 | ロケツトのコンポジツト系推進薬組成物 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6335489A JPS6335489A (ja) | 1988-02-16 |
| JPH0725629B2 true JPH0725629B2 (ja) | 1995-03-22 |
Family
ID=16000609
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17569486A Expired - Lifetime JPH0725629B2 (ja) | 1986-07-28 | 1986-07-28 | ロケツトのコンポジツト系推進薬組成物 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0725629B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5314550A (en) * | 1992-03-27 | 1994-05-24 | Aerojet-General Corporation | Recovery of aluminum and hydrocarbon values from composite energetic compositions |
| EP1099637B1 (en) | 1999-01-29 | 2003-08-13 | Toska Co., Ltd. | Filament-shaped connection body connection method and device |
-
1986
- 1986-07-28 JP JP17569486A patent/JPH0725629B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6335489A (ja) | 1988-02-16 |
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