KR102616662B1 - Manufacturing method for solid propellant - Google Patents
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Abstract
본 발명은 고체 추진제의 제조 방법 및 이 제조방법으로 제조된 고체 추진제에 관한 것으로 바인더, 산화제, 금속연료, 경화제를 포함하는 고체 추진제 조성물을 준비하는 고체 추진제 조성물 준비단계, 상기 고체 추진제 조성물을 경화시키는 경화단계를 포함하고, 상기 경화단계는 제1경화 온도 조건에서 기설정된 제1경화시간동안 경화시키는 제1경화과정, 상기 제1경화 과정 후 상기 제1경화 온도 조건과 다른 제2경화 온도 조건에서 상기 제1경화시간과 다른 제2경화시간동안 경화시키는 제2경화과정을 포함하여 경화시간을 단축시킬 수 있어 제작기간 단축 및 치구회수율 증대 등 유틸리티 비용도 절감하지 않으면서도 실리콘 접착에 따른 다양한 발생 가능한 문제들을 예방하며, 고체 추진제의 생산성을 크게 향상시키고 제조 비용을 절감할 수 있다. The present invention relates to a method for producing a solid propellant and a solid propellant produced by the method, including a solid propellant composition preparation step of preparing a solid propellant composition containing a binder, an oxidizing agent, a metal fuel, and a hardener, and a step of curing the solid propellant composition. It includes a curing step, wherein the curing step is a first curing process of curing for a preset first curing time under a first curing temperature condition, and a second curing temperature condition different from the first curing temperature condition after the first curing process. The curing time can be shortened by including a second curing process of curing for a second curing time different from the first curing time, thereby reducing the risk of various occurrences due to silicone adhesion without reducing utility costs such as shortening the manufacturing period and increasing fixture recovery rate. It can prevent problems, significantly improve the productivity of solid propellants, and reduce manufacturing costs.
Description
본 발명은 고체 추진제의 제조 방법 및 이 제조방법으로 제조된 고체 추진제에 관한 것으로 더 상세하게 경화조건이 다른 복수의 단계를 거쳐 경화공정을 수행함으로써 경화시간을 단축시킬 수 있는 고체 추진제의 제조 방법 및 이 제조방법에 관한 발명이다. The present invention relates to a method for producing a solid propellant and a solid propellant produced by this production method. In more detail, a method for producing a solid propellant that can shorten the curing time by performing a curing process through a plurality of steps with different curing conditions; and This invention relates to a manufacturing method.
고체 추진제는 액체 연료에 비해 장기간 저장이 가능하며 즉시 발사가 가능하다고 하는 이점을 갖는다. 따라서 군용 로켓탄이나 미사일, 혹은 우주 발사체용으로 사용되며, 액체 연료의 보조 연료로서도 사용되고 있다.Solid propellants have the advantage over liquid fuels in that they can be stored for a long period of time and can be launched immediately. Therefore, it is used for military rockets, missiles, and space launch vehicles, and is also used as an auxiliary fuel to liquid fuel.
HTPB/AP계 고체 추진제는 원료의 혼합 공정이 완료된 후에 원하는 형상의 그레인을 갖도록 추진기관의 연소관에 주조하게 된다. 주조된 추진제는 정해진 온도에서 일정 기간 동안 경화하면 고체 추진제로 제조된다. The HTPB/AP solid propellant is cast into the combustion tube of the propulsion engine to have grains of the desired shape after the mixing process of raw materials is completed. Molded propellants are made into solid propellants by curing at a given temperature for a certain period of time.
이때 추진제 그레인 내부에 기공이나 균열 등과 같은 결함이 존재하면 원치 않는 연소 면적의 증가로 인해 폭발 사고가 발생할 수 있다. At this time, if defects such as pores or cracks exist inside the propellant grains, an explosion may occur due to an unwanted increase in combustion area.
따라서 추진제의 혼합이 끝난 후, 이러한 결함을 막고 주조 공정에서 원활하게 주조되게 하려면 추진제의 점도를 낮게 제조할 수록 유리하다.Therefore, after mixing the propellant, it is more advantageous to manufacture the propellant at a lower viscosity to prevent these defects and ensure smooth casting during the casting process.
고체 추진제의 제조 시 프리믹스에 첨가되는 바인더는 하이드록시기(-OH)를 가지고 있는 고분자 물질이며, 일반적으로 바인더와 함께 하이드록시기를 활성화 시켜 화학 반응을 촉진시키는 경화촉매가 투입된다. The binder added to the premix when manufacturing a solid propellant is a polymer material containing a hydroxyl group (-OH), and a curing catalyst is generally added along with the binder to promote a chemical reaction by activating the hydroxyl group.
즉, 고체 추진제는 고체 추진제 조성물을 경화시키는 경화과정을 거쳐 제조되는데 통상적으로 50℃~60℃의 온도 조건에서 5~10일 정도의 기간 동안 경화과정이 진행되고 있다.In other words, solid propellants are manufactured through a curing process that hardens the solid propellant composition, and the curing process is typically carried out for a period of about 5 to 10 days under temperature conditions of 50°C to 60°C.
그러나, 종래의 고체 추진제 제조방법은 50℃~60℃의 온도 조건에서 5~10일 정도의 기간 동안 경화과정을 거쳐 진행되므로 제조 기간이 오래 소요되는 문제점있고, 생산성이 저하되고, 이로 인한 생산 원가가 증가되는 문제점이 있었다.However, the conventional solid propellant manufacturing method involves a curing process over a period of 5 to 10 days at a temperature of 50℃ to 60℃, which has the problem of requiring a long manufacturing period, lowering productivity, and resulting in lower production costs. There was an increasing problem.
또한, 고체 추진제 조성물을 제조할 때 프리믹스에서 경화촉매를 먼저 투입하는데, 프리믹스에서 경화촉매를 먼저 투입하면 활성화된 바인더로 인해 경화제 투입 후 추진제의 점도 상승이 급격히 증가하여 추진기관에 추진제 원료 주입 시 많은 어려움이 있다.In addition, when manufacturing a solid propellant composition, the curing catalyst is added first in the premix. If the curing catalyst is added first in the premix, the viscosity of the propellant increases rapidly after the curing agent is added due to the activated binder, causing a lot of damage when injecting propellant raw materials into the propulsion engine. There are difficulties.
또한, 종래 고체 추진제의 제조방법은 고체원료 투입 시 고체원료가 모두 투입되고 나서 진공 혼화 공정을 실시하는 이유로 고체원료 투입 시 고체원료가 프리믹스에 적절히 분산되지 않고 뭉쳐지는 현상이 있고, 이러한 뭉침 현상으로 인해 믹서 블레이드에 큰 압력이 발생되어 믹서가 정지하는 등 혼화 공정에 큰 어려움이 있었다. In addition, in the conventional method of manufacturing solid propellants, when solid raw materials are added, the vacuum mixing process is performed after all solid raw materials are added, so when solid raw materials are added, the solid raw materials are not properly dispersed in the premix and agglomerate, and this agglomeration phenomenon causes As a result, great pressure was generated on the mixer blades, causing great difficulties in the mixing process, such as stopping the mixer.
또한, 점도가 높은 추진제 조성물은 원료 혼화 및 주입 공정이 어려우며, 추진제 그레인 내부에 기공이나 균열 등과 같은 결함 발생 가능성이 크고, 이러한 기공이나 균열이 제조된 고체 추진제 내에 포함되면 원치 않는 연소 면적의 증가로 인해 로켓 폭발 사고가 발생되는 문제점이 있었다.In addition, propellant compositions with high viscosity are difficult to mix and inject raw materials, and there is a high possibility of defects such as pores or cracks occurring inside the propellant grains. If these pores or cracks are included in the manufactured solid propellant, they can lead to an undesirable increase in combustion area. There was a problem that a rocket explosion accident occurred as a result.
본 발명의 목적은 고체 추진제의 경화를 경화조건이 다른 복수의 단계를 거쳐 수행함으로써 경화시간을 단축시킬 수 있는 고체 추진제의 제조 방법 및 이 제조방법으로 제조된 고체 추진제를 제공하는 데 있다.The purpose of the present invention is to provide a method for manufacturing a solid propellant that can shorten the curing time by performing the curing of the solid propellant through a plurality of steps with different curing conditions, and a solid propellant manufactured by this method.
본 발명의 다른 목적은 경화제와 경화 촉매를 투입하는 시점을 조절하여 고체 주진제를 제조하는 추진제 조성물의 점도도 낮추는 고체 추진제의 제조 방법 및 이 제조방법으로 제조된 고체 추진제를 제공하는 데 있다. Another object of the present invention is to provide a method for producing a solid propellant that reduces the viscosity of a propellant composition for producing a solid propellant by controlling the time of introduction of the curing agent and the curing catalyst, and a solid propellant produced by the method.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법의 일 실시예는 바인더, 산화제, 금속연료, 경화제를 포함하는 고체 추진제 조성물을 준비하는 고체 추진제 조성물 준비단계, 상기 고체 추진제 조성물을 경화시키는 경화단계를 포함하고, 상기 경화단계는 제1경화 온도 조건에서 기설정된 제1경화시간동안 경화시키는 제1경화과정, 상기 제1경화 과정 후 상기 제1경화 온도 조건과 다른 제2경화 온도 조건에서 상기 제1경화시간과 다른 제2경화시간동안 경화시키는 제2경화과정을 포함하는 것을 특징으로 한다. In order to achieve the above object, an embodiment of the method for producing a solid propellant according to the present invention includes a solid propellant composition preparation step of preparing a solid propellant composition containing a binder, an oxidizing agent, a metal fuel, and a hardener, and the solid propellant composition. A curing step of curing, wherein the curing step includes a first curing process of curing for a preset first curing time under a first curing temperature condition, and a second curing temperature different from the first curing temperature condition after the first curing process. It is characterized by comprising a second curing process of curing for a second curing time different from the first curing time under conditions.
본 발명에서 상기 제1경화 온도 조건은 상기 제2경화 온도 조건보다 낮고, 상기 제1경화시간은 상기 제2경화시간보다 긴 시간일 수 있다. In the present invention, the first curing temperature condition may be lower than the second curing temperature condition, and the first curing time may be longer than the second curing time.
본 발명에서 상기 제1경화 온도 조건은 57℃ ~ 62℃이고, 상기 제1경화시간은 22시간 ~ 27시간일 수 있다. In the present invention, the first curing temperature condition may be 57°C to 62°C, and the first curing time may be 22 hours to 27 hours.
본 발명에서 상기 제2경화 온도 조건은 63 ℃ ~ 68℃이고, 상기 제2경화시간은 70시간 ~ 74시간일 수 있다. In the present invention, the second curing temperature condition may be 63°C to 68°C, and the second curing time may be 70 hours to 74 hours.
본 발명에서 상기 제1경화 온도 조건은 60℃이고, 상기 제1경화시간은 24시간이고, 상기 제2경화 온도 조건은 65℃이고, 상기 제2경화시간은 72시간일 수 있다. In the present invention, the first curing temperature condition may be 60°C, the first curing time may be 24 hours, the second curing temperature condition may be 65°C, and the second curing time may be 72 hours.
본 발명에서 상기 제1경화 온도 조건과 상기 제2경화 온도 조건은 4℃ ~ 6℃의 온도 차이를 가질 수 있다. In the present invention, the first curing temperature condition and the second curing temperature condition may have a temperature difference of 4°C to 6°C.
본 발명에서 상기 제1경화시간과 상기 제2경화시간을 합친 시간은 4일일 수 있다. In the present invention, the combined time of the first curing time and the second curing time may be 4 days.
본 발명에서 상기 고체 추진제 조성물 준비단계는 바인더 원료를 진공 혼화기 내에 주입하는 프리믹스과정, 경화제를 제외한 고체 추진제 조성물의 고체원료 중 일부를 상기 진공 혼화기 내에 주입하는 제1고체원료 주입과정, 바인더 원료와 고체원료 중 일부를 진공 혼화하는 제1진공 혼화과정, 상기 제1진공 혼화과정 후 경화제를 제외한 고체 추진제 조성물의 고체원료 중 나머지를 진공 혼화기 내에 주입하는 제2고체원료 주입과정, 상기 제2고체원료 주입 과정 후 바인더 원료와 고체원료를 진공혼화하는 제2진공 혼화과정, 상기 제2진공혼화과정 후 상기 진공 혼화기 내에 경화제를 주입하는 경화제 주입과정 및 상기 경화제 주입과정 후 바인더 원료, 고체원료, 경화제를 진공혼화하는 제3진공 혼화과정을 포함할 수 있다. In the present invention, the solid propellant composition preparation step includes a premix process of injecting binder raw materials into a vacuum mixer, a first solid raw material injection process of injecting some of the solid raw materials of the solid propellant composition excluding the hardener into the vacuum mixer, and binder raw materials. A first vacuum mixing process of vacuum mixing some of the solid raw materials, a second solid raw material injection process of injecting the remaining solid raw materials of the solid propellant composition excluding the hardener into a vacuum mixer after the first vacuum mixing process, the second solid raw material injection process A second vacuum mixing process of vacuum mixing the binder raw material and the solid raw material after the solid raw material injection process, a hardening agent injection process of injecting a hardener into the vacuum mixer after the second vacuum mixing process, and a binder raw material and solid raw material after the hardening agent injection process. , It may include a third vacuum mixing process of vacuum mixing the hardener.
본 발명에서 상기 제1고체원료 주입과정은 고체원료의 전체 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%의 고체 원료를 진공 혼화기 내로 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입할 수 있다. In the present invention, the first solid raw material injection process can inject 45% to 55% by weight of the total weight of the solid raw material into the vacuum blender at an injection rate of 45kg/min to 55kg/min. there is.
본 발명에서 상기 프리믹스과정, 상기 제1고체원료 주입과정, 상기 제1진공 혼화과정에서 진공 혼화기의 내부 온도는 55℃ 내지 65℃로 유지될 수 있다. In the present invention, the internal temperature of the vacuum mixer may be maintained at 55°C to 65°C during the premix process, the first solid material injection process, and the first vacuum blending process.
본 발명에서 상기 제1고체원료 주입과정은 고체원료 중 기설정된 입자 크기보다 큰 입자를 가지는 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 스크류 피더를 이용하여 주입하고, 상기 스크류 피더는 2~6초 동안 작동하고 20~30초동안 정지하는 것을 반복하면서 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입할 수 있다. In the present invention, in the first solid raw material injection process, solid raw materials having particles larger than a preset particle size among solid raw materials are injected using a screw feeder at an injection speed of 45 kg/min to 55 kg/min, and the screw feeder is 2. Solid raw materials can be injected into the vacuum mixer at an injection rate of 45 kg/min to 55 kg/min by repeatedly operating for ~6 seconds and stopping for 20~30 seconds.
본 발명에서 상기 제2고체원료 주입과정은 고체원료의 전체 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%의 고체원료를 0kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입하고 교반시킬 수 있다. In the present invention, in the second solid raw material injection process, 45% to 55% by weight of the total weight of the solid raw material can be injected and stirred into the vacuum mixer at an injection speed of 0kg/min to 20kg/min.
본 발명에서 상기 제2고체원료 주입과정에서 진공 혼화기의 내부 온도는 55℃ 내지 65℃로 유지될 수 있다. In the present invention, during the second solid raw material injection process, the internal temperature of the vacuum mixer may be maintained at 55°C to 65°C.
본 발명에서 상기 제2고체원료 주입과정은 고체원료 중 기설정된 입자 크기보다 작은 입자를 가지는 고체원료를 10kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 스크류 피더를 이용하여 주입할 수 있다. In the present invention, in the second solid raw material injection process, solid raw materials having particles smaller than a preset particle size can be injected using a screw feeder at an injection speed of 10 kg/min to 20 kg/min.
본 발명에서 상기 제2고체원료 주입과정에서 상기 스크류 피더는 2~6초 동안 작동하고 25 ~ 35초동안 정지하는 것을 반복하면서 고체원료를 10kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입할 수 있다. In the present invention, in the second solid raw material injection process, the screw feeder repeatedly operates for 2 to 6 seconds and stops for 25 to 35 seconds while injecting the solid raw material into the vacuum mixer at an injection speed of 10 kg/min to 20 kg/min. It can be injected.
본 발명에서 상기 경화제 주입과정은 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 대하여 경화제 1 중량% 내지 15 중량%를 주입하고, 경화 촉매를 더 주입할 수 있다. In the present invention, the hardener injection process may include injecting 1% to 15% by weight of the hardener based on the total weight of the solid propellant composition, and further injecting a curing catalyst.
본 발명에서 상기 경화제 주입과정은 진공 혼화기의 내부 온도를 45℃ ~ 54℃로 유지한 상태에서 경화제와 경화 촉매를 주입하여 교반시킬 수 있다. In the present invention, the curing agent injection process can be performed by injecting and stirring the curing agent and curing catalyst while maintaining the internal temperature of the vacuum mixer at 45°C to 54°C.
본 발명에서 상기 제3진공 혼화과정은 진공 혼화기의 내부 온도를 45℃ ~ 54℃로 유지된 상태에서 고체 추진제 조성물을 진공 혼화할 수 있다. In the present invention, the third vacuum blending process can vacuum blend the solid propellant composition while maintaining the internal temperature of the vacuum blender at 45°C to 54°C.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 고체 추진제는 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법의 일 실시예로 제조되는 것을 특징으로 한다. In order to achieve the above object, the solid propellant according to the present invention is characterized in that it is manufactured as an example of the method for producing a solid propellant according to the present invention.
본 발명은 고체 추진제의 경화를 경화조건이 다른 복수의 단계를 거쳐 수행함으로써 경화시간을 단축시킬 수 있어 제작기간 단축 및 치구회수율 증대 등 유틸리티 비용도 절감하지 않으면서도 실리콘 접착에 따른 다양한 발생 가능한 문제들을 예방하며, 고체 추진제의 생산성을 크게 향상시키고 제조 비용을 절감하는 효과가 있다. The present invention can shorten the curing time by performing the curing of the solid propellant through a plurality of steps with different curing conditions, thereby eliminating various problems that may occur due to silicone adhesion without reducing utility costs such as shortening the manufacturing period and increasing the fixture recovery rate. This has the effect of greatly improving the productivity of solid propellants and reducing manufacturing costs.
본 발명은 고체 추진제를 제조하는 원료를 구분하여 진공 혼화기로 주입하고, 각 주입단계 사이에서 진공혼화 공정을 진행하며 경화제를 원료 중 제일 나중에 주입한 후 최종 진공혼화 공정을 진행하여 추진제 점도를 낮춰 제조된 고체 추진제 내부에 기공이나 균열 등의 결함 발생을 방지하고 고체 추진제의 품질을 향상시키는 효과가 있다. In the present invention, the raw materials for producing solid propellants are separated and injected into a vacuum mixer, a vacuum mixing process is performed between each injection step, the hardener is injected last among the raw materials, and then a final vacuum mixing process is performed to lower the propellant viscosity. It has the effect of preventing defects such as pores or cracks inside the solid propellant and improving the quality of the solid propellant.
본 발명은 고체 추진제의 기공이나 균열 등 결함에 의한 로켓 폭발 사고를 방지하여 안정적인 고체 추진제 운용을 가능하게 하며, 고체 추진제의 혼화 효율성이 증가하게 되고 이러한 개선된 점도로 인해 추진제의 기계적 특성까지 증가하는 효과가 있다. The present invention prevents rocket explosion accidents caused by defects such as pores or cracks in the solid propellant, enabling stable solid propellant operation, and increases the mixing efficiency of the solid propellant. This improved viscosity also increases the mechanical properties of the propellant. It works.
도 1은 본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예를 도시한 공정도.
도 2 내지 도 5는 본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예와 비교예의 후경화 특성을 비교한 그래프.
도 6 내지 도 8은 본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예와 비교예의 가속 노화 시험에 대한 결과를 나타낸 그래프.
도 9는 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계의 일 실시예를 도시한 공정도.
도 10은 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계의 비교예와 실시예로 제조된 고체 추진제 조성물을 찍은 사진.
도 11은 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계의 비교예와 실시예로 제조된 고체 추진제 조성물의 경화제 투입 후 점도를 나타낸 그래프.
도 12는 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계의 비교예와 실시예의 고체 추진제 조성물로 제조된 고체 추진제의 기계적 특성을 나타낸 그래프. 1 is a process diagram showing an example of a method for producing a solid propellant according to the present invention.
2 to 5 are graphs comparing post-cure characteristics of an example of the solid propellant manufacturing method according to the present invention and a comparative example.
6 to 8 are graphs showing the results of accelerated aging tests of an example and a comparative example of the solid propellant production method according to the present invention.
Figure 9 is a process diagram showing an example of the solid propellant composition preparation step in the method for producing a solid propellant according to the present invention.
Figure 10 is a photograph taken of a solid propellant composition prepared in comparative examples and examples of the solid propellant composition preparation step in the method for producing a solid propellant according to the present invention.
Figure 11 is a graph showing the viscosity of the solid propellant composition prepared in the comparative example and example of the solid propellant composition preparation step in the method for producing a solid propellant according to the present invention after adding a curing agent.
Figure 12 is a graph showing the mechanical properties of the solid propellant produced from the solid propellant composition of the comparative example and example of the solid propellant composition preparation step in the method for producing a solid propellant according to the present invention.
이하, 본 발명을 더욱 상세히 설명한다.Hereinafter, the present invention will be described in more detail.
본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면에 의하여 상세히 설명하면 다음과 같다. 본 발명의 상세한 설명에 앞서, 이하에서 설명되는 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니된다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.A preferred embodiment of the present invention will be described in detail with the accompanying drawings as follows. Prior to the detailed description of the present invention, the terms or words used in the specification and claims described below should not be construed as limited to their ordinary or dictionary meanings. Therefore, the embodiments described in this specification and the configurations shown in the drawings are only one of the most preferred embodiments of the present invention and do not represent the entire technical idea of the present invention, so at the time of filing the present application, various alternatives are available. It should be understood that equivalents and variations may exist.
도 1은 본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예를 도시한 공정도이고, 도 1을 참고하면 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법은 바인더, 산화제, 금속연료, 경화제를 포함하는 고체 추진제 조성물을 준비하는 고체 추진제 조성물 준비단계(S100), 고체 추진제 조성물을 경화시키는 경화단계(S300)를 포함한다.Figure 1 is a process diagram showing an example of a method for producing a solid propellant according to the present invention. Referring to Figure 1, the method for producing a solid propellant according to the present invention is a solid propellant composition including a binder, an oxidizing agent, metal fuel, and a hardener. It includes a solid propellant composition preparation step (S100) and a curing step (S300) of hardening the solid propellant composition.
그리고, 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)와 경화단계(S300)의 사이에는 고체 추진제 조성물을 추진기관의 연소관에 충전하는 충전단계(S200)를 더 포함할 수 있다.In addition, between the solid propellant composition preparation step (S100) and the curing step (S300), a charging step (S200) of charging the solid propellant composition into the combustion tube of the propulsion engine may be further included.
또한, 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)는 바인더, 산화제, 금속연료, 경화제를 포함하는 것으로 바인더로 HTPB(Hydroxy-terminated polybutadien) 바인더를 사용하고, 산화제로 AP(Ammonium Perchlorate)를 사용하고, 결합제, 연소촉매, 경화촉매 등을 첨가제로 더 포함할 수 있음을 밝혀둔다. In addition, the solid propellant composition preparation step (S100) includes a binder, oxidizing agent, metal fuel, and hardener. Hydroxy-terminated polybutadien (HTPB) binder is used as the binder, Ammonium Perchlorate (AP) is used as the oxidizing agent, and binder, It should be noted that combustion catalysts, curing catalysts, etc. may be further included as additives.
경화단계(S300)는 제1경화 온도 조건에서 기설정된 제1경화시간동안 경화시키는 제1경화과정(S310), 제1경화 과정 후 제1경화 온도 조건과 다른 제2경화 온도 조건에서 제1경화시간과 다른 제2경화시간동안 경화시키는 제2경화과정(S320)을 포함한다. The curing step (S300) is a first curing process (S310) of curing for a preset first curing time under a first curing temperature condition, and after the first curing process, first curing is performed under a second curing temperature condition different from the first curing temperature condition. It includes a second curing process (S320) of curing for a second curing time different from the time.
제1경화 온도 조건은 제2경화 온도 조건보다 낮고, 제1경화시간은 제2경화시간보다 긴 시간인 것을 일 예로 한다. For example, the first curing temperature condition is lower than the second curing temperature condition, and the first curing time is longer than the second curing time.
더 상세하게 제1경화 온도 조건은 57℃ ~ 62℃이고, 바람직하게는 60℃이다.In more detail, the first curing temperature condition is 57°C to 62°C, preferably 60°C.
또한, 제2경화 온도 조건은 63 ℃ ~ 68℃이고, 바람직하게는 65℃이다.Additionally, the second curing temperature condition is 63°C to 68°C, preferably 65°C.
그리고, 제1경화 온도 조건과 제2경화 온도 조건은 4℃ ~ 6℃의 온도 차이를 가지도록 설정된다. And, the first curing temperature condition and the second curing temperature condition are set to have a temperature difference of 4°C to 6°C.
제1경화시간은 22시간 ~ 27시간이고, 바람직하게는 하루 즉, 24시간인 것을 일 예로 한다.The first curing time is 22 to 27 hours, and is preferably one day, that is, 24 hours.
또한, 제2경화시간은 70시간 ~ 74시간이고, 바람직하게는 3일 즉, 72시간인 것을 일 예로 한다.In addition, the second curing time is 70 to 74 hours, and is preferably 3 days, that is, 72 hours.
그리고, 제1경화시간과 제2경화시간을 합친 시간은 4일 즉, 96시간인 것을 일 예로 한다.And, as an example, the combined time of the first curing time and the second curing time is 4 days, that is, 96 hours.
본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예는 제1경화과정(S310)과 제2경화과정(S320)을 통해 고체 추진제를 4일간 경화시켜 고체 추진제 조성물의 경화를 완료하는 것을 목적으로 한다. One embodiment of the solid propellant manufacturing method according to the present invention aims to complete curing of the solid propellant composition by curing the solid propellant for 4 days through the first curing process (S310) and the second curing process (S320).
즉, 경화단계(S300)는 60℃로 24시간 경화시키는 제1경화과정(S310), 65℃로 72시간 경화시키는 제2경화과정(S320)을 통해 4일에 고체 추진제 조성물의 경화를 완료하고, 고체 추진제의 물성 조건을 만족할 수 있게 한다. That is, the curing step (S300) completes curing of the solid propellant composition in 4 days through the first curing process (S310) of curing at 60°C for 24 hours and the second curing process (S320) of curing at 65°C for 72 hours. , to satisfy the physical property conditions of solid propellants.
도 2 내지 도 5는 본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예와 비교예의 후경화 특성을 비교한 그래프이고, 본 발명의 일 실시예와 비교예는 경화단계(S300)에서 경화조건만 차이가 있고, 나머지 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)와 충전단계(S200)에서의 조건은 동일한 것임을 밝혀둔다. 2 to 5 are graphs comparing the post-curing characteristics of an example of the solid propellant manufacturing method according to the present invention and the comparative example, and the only difference between the embodiment of the present invention and the comparative example is the curing conditions in the curing step (S300). It should be noted that the conditions in the remaining solid propellant composition preparation step (S100) and charging step (S200) are the same.
본 발명의 일 실시예는 연소관에 충진된 고체 추진제 조성물을 60℃로 24시간 경화시키는 제1경화과정(S310), 65℃로 72시간 경화시키는 제2경화과정(S320)으로 4일에 경화가 완료된 고체 추진제이고, 본 발명의 비교예는 추진제 조성물을 연소관에 충진된 고체 추진제 조성물을 60℃에서 5일 경화하여 제조된 고체 추진제이다. One embodiment of the present invention is a first curing process (S310) in which the solid propellant composition filled in the combustion tube is cured at 60 ° C for 24 hours, and a second curing process (S320) in which the solid propellant composition is cured at 65 ° C for 72 hours, and the solid propellant composition is cured in 4 days. It is a completed solid propellant, and the comparative example of the present invention is a solid propellant manufactured by curing a solid propellant composition filled in a combustion tube at 60°C for 5 days.
도 2 내지 도 5는 본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예와 비교예의 후경화 특성을 비교한 결과를 나타낸 그래프이고, 본 발명의 실시예로 제조된 고체 추진제의 시편, 본 발명의 비교예로 제조된 고체 추진제의 시편을 20℃ 온도 챔버에 8주간 보관하여 진행한 후경화 시험에 대한 결과이다. Figures 2 to 5 are graphs showing the results of comparing the post-cure characteristics of an example of the solid propellant production method according to the present invention and a comparative example, and are a comparison of the specimens of the solid propellant produced by the example of the present invention and the present invention. As an example, this is the result of a post-curing test conducted by storing a specimen of the manufactured solid propellant in a temperature chamber at 20°C for 8 weeks.
그리고, 본 발명의 실시예와 본 발명의 비교예에서 각각 4개 이상의 시편을 준비하여 후경화 시험을 진행하였고 복수의 시편에 대한 평균값을 사용하였다. In addition, in the Examples of the present invention and the Comparative Examples of the present invention, four or more specimens were prepared, a post-curing test was performed, and the average value of a plurality of specimens was used.
또한, 본 발명의 실시예와 본 발명의 비교예에서 열팽창 계수를 측정하여 본 발명의 실시예 및 비교예에 대한 추진제 후경화 특성을 분석하였다. In addition, the thermal expansion coefficient was measured in the Examples and Comparative Examples of the present invention and the post-cure properties of the propellant for the Examples and Comparative Examples of the present invention were analyzed.
도 2에서 확인되는 바와 같이 경화 조건에 무관하게 즉, 본 발명의 실시예와 비교예에 대한 Sm(bar) 결과가 유사한 것을 알 수 있다. As can be seen in Figure 2, it can be seen that regardless of the curing conditions, that is, the Sm (bar) results for the Examples of the present invention and the Comparative Examples are similar.
또한, 도 3에서 본 발명의 실시예는 후경화 기간이 경과할수록 후경화 기울기가 감소되는 경향이 나타남이 확인되었다. In addition, in Figure 3, it was confirmed that the post-curing slope tended to decrease in the Examples of the present invention as the post-curing period elapsed.
또한, 도 4에서 확인되는 바와 같이 Modulus 의 경우 그래프의 기울기는 유사하지만 본 발명의 실시예는 비교예와 대비 그래프가 shift-down 된 것을 알 수 있다. In addition, as can be seen in Figure 4, the slope of the graph in the case of modulus is similar, but it can be seen that the graph of the embodiment of the present invention is shifted down compared to the comparative example.
이는 동일한 하중 적용이 적용된 경우 본 발명의 실시예에서 고체 추진제의 변형률이 낮다는 것을 의미하며 본 발명의 실시예 즉, 경화시간을 4일로 단축한 고체 추진제의 변형률이 경화시간이 5일인 종래의 단일 온도 범위 내의 경화보다 더 우수함을 확인할 수 있는 것이다. This means that when the same load application is applied, the strain rate of the solid propellant in the embodiment of the present invention is lower, and the strain rate of the solid propellant in the embodiment of the present invention, that is, the curing time shortened to 4 days, is lower than the strain rate of the conventional single propellant with a curing time of 5 days. It can be confirmed that it is superior to curing within the temperature range.
도 5에서 확인되는 바와 같이 본 발명의 실시예는 와 같이 열팽창 계수를 측정한 결과 경향성이 떨어지지만, 전반적으로 본 발명의 실시예는 열팽창 계수가 정상 경화 대비 낮은 것을 알 수 있다. As can be seen in Figure 5, the Examples of the present invention have a lower tendency as a result of measuring the thermal expansion coefficient as shown, but overall, it can be seen that the thermal expansion coefficient of the Examples of the present invention is lower than that of normal curing.
열팽창 계수가 낮다는 것은 온도 변화에 의한 그레인 수축/이완 거동이 작다는 것을 의미하고 이로써 본 발명의 실시예는 구조해석 시 최대 변형율이 감소하게 된다. A low coefficient of thermal expansion means that the grain contraction/relaxation behavior due to temperature change is small, and thus the maximum strain rate in the embodiment of the present invention is reduced during structural analysis.
이를 통해 본 발명의 비교예 즉, 5일 경화된 고체 추진제보다 대비 본 발명의 실시예로 제조되어 4일의 경화시간을 가진 고체 추진제의 후경화(Post-cure) 특성이 우수한 것을 알 수 있다.Through this, it can be seen that the post-cure characteristics of the solid propellant manufactured in the comparative example of the present invention and having a curing time of 4 days are superior to the comparative example of the present invention, that is, the solid propellant cured for 5 days.
도 6 내지 도 8은 본 발명에 따른 고체 추진제 제조방법의 일 실시예와 비교예의 가속 노화 시험에 대한 결과를 나타낸 그래프이고, 고체 추진제 제조방법의 일 실시예와 비교예는 앞선 후경화 시험과 동일하게 연소관에 충진된 고체 추진제 조성물을 60℃로 24시간 경화시키는 제1경화과정(S310), 65℃로 72시간 경화시키는 제2경화과정(S320)으로 4일에 경화가 완료된 고체 추진제이고, 본 발명의 비교예는 추진제 조성물을 연소관에 충진된 고체 추진제 조성물을 60℃에서 5일 경화하여 제조된 고체 추진제임을 밝혀둔다. Figures 6 to 8 are graphs showing the results of accelerated aging tests of an example and a comparative example of the solid propellant manufacturing method according to the present invention, and the example and comparative example of the solid propellant manufacturing method are the same as the previous post-curing test. It is a solid propellant whose curing is completed in 4 days through the first curing process (S310), which cures the solid propellant composition filled in the combustion tube at 60 ° C for 24 hours, and the second curing process (S320), which cures the solid propellant composition filled in the combustion tube for 72 hours at 65 ° C. It should be noted that the comparative example of the invention is a solid propellant manufactured by curing a solid propellant composition filled in a combustion tube at 60°C for 5 days.
가속 노화 시험은 경화 완료된 본 발명의 실시예로 제조된 고체 추진제의 시편, 본 발명의 비교예로 제조된 고체 추진제의 시편을 각각 복수 즉, 4개 이상으로 준비하고, 시편들을 20℃, 50℃, 60℃ 온도 챔버에 12주간 보관하고, 0주, 1주, 2주, 4주, 8주, 12주에 추진제의 기계적 물성을 측정하여 진행하였다. For the accelerated aging test, a plurality of specimens of the solid propellant manufactured as an example of the present invention and a specimen of the solid propellant manufactured as a comparative example of the present invention that have been cured are prepared, that is, four or more specimens, and the specimens are incubated at 20°C and 50°C. , stored in a temperature chamber at 60°C for 12 weeks, and the mechanical properties of the propellant were measured at 0, 1, 2, 4, 8, and 12 weeks.
도 6 내지 도 8은 노화 시험 온도 별 응력 (Sm) 및 신율 (Em) 변화 vs 기존 경화 조건(60℃, 5일) 노화 물성과 비교를 나타낸 것이고, 도 6은 20℃에서의 가속 노화 시험 결과이고, 도 7은 50℃에서의 가속 노화 시험 결과이고, 도 6은 60℃에서의 가속 노화 시험 결과이다. Figures 6 to 8 show a comparison of stress (Sm) and elongation (Em) changes by aging test temperature vs. aging properties under existing curing conditions (60°C, 5 days), and Figure 6 shows the results of accelerated aging test at 20°C. 7 shows the results of an accelerated aging test at 50°C, and Figure 6 shows the results of an accelerated aging test at 60°C.
도 6 내지 도 8을 참고하면 본 발명의 실시예와 비교예는 대략 8주차부터 Sm, Em, Eo의 기계적 물성 변화율이 감소하며, 가속 노화 시험을 12주로 진행하였다. Referring to Figures 6 to 8, in the examples and comparative examples of the present invention, the rate of change in mechanical properties of Sm, Em, and Eo decreased from approximately 8 weeks, and the accelerated aging test was conducted for 12 weeks.
본 발명의 실시예와 비교예는 노화 시험 온도 20℃, 50℃, 60℃ 에서 모두 시간이 지남에 따라 응력 (Sm)이 증가되고, 신율(Em)값이 감소하며, 본 발명의 실시예는 비교예 즉, 종래의 5일 경화의 고체 추진제와 비교했을 때 노화 경향이 유사하게 나타나는 것을 알 수 있었다. In the examples and comparative examples of the present invention, the stress (Sm) increases and the elongation (Em) value decreases over time at the aging test temperatures of 20°C, 50°C, and 60°C, and the examples of the present invention show It was found that the aging tendency was similar when compared to the comparative example, that is, the conventional solid propellant cured for 5 days.
또한, 본 발명의 실시예는 12주차 가속노화시험 결과 Sm(bar)은 8bar 이상, Em(%)은 40%이상으로 요구되는 우수한 기계적 물성을 가지는 것을 알 수 있었다. In addition, the Example of the present invention was found to have the required excellent mechanical properties, with Sm (bar) being 8 bar or more and Em (%) being 40% or more as a result of the 12-week accelerated aging test.
즉, 도 2 내지 도 5를 참고하면 본 발명의 실시예는 경화시간을 4일로 비교예 대비 1일 단축했음에도 후경화 특성이 우수함을 확인하였고, 노화 시험 결과에서도 비교예와 유사하거나 장기간 후 기계적 물성이 더 우수함을 확인할 수 있었다. That is, referring to Figures 2 to 5, it was confirmed that the Examples of the present invention had excellent post-curing characteristics even though the curing time was shortened by 1 day compared to the Comparative Example to 4 days, and the aging test results were similar to the Comparative Example or had mechanical properties after a long period of time. This was confirmed to be superior.
한편, 도 9는 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)의 일 실시예를 도시한 공정도이고, 도 9를 참고하면 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)의 일 실시예는 바인더 원료를 진공 혼화기 내에 주입하는 프리믹스과정(S110), 경화제를 제외한 고체 추진제 조성물의 고체원료 중 일부를 상기 진공 혼화기 내에 주입하는 제1고체원료 주입과정(S120), 바인더 원료와 고체원료 중 일부를 진공 혼화하는 제1진공 혼화과정(S130), 제1진공 혼화과정 후 경화제를 제외한 고체 추진제 조성물의 고체원료 중 나머지를 진공 혼화기 내에 주입하는 제2고체원료 주입과정(S140), 제2고체원료 주입 과정 후 바인더 원료와 고체원료를 진공혼화하는 제2진공 혼화과정(S150), 제2진공혼화과정 후 상기 진공 혼화기 내에 경화제를 주입하는 경화제 주입과정(S160), 경화제 주입과정 후 바인더 원료, 고체원료, 경화제를 진공혼화하는 제3진공 혼화과정(S170)을 포함하는 것을 특징으로 한다. Meanwhile, Figure 9 is a process diagram showing an example of the solid propellant composition preparation step (S100) in the method for producing a solid propellant according to the present invention. Referring to Figure 9, an example of the solid propellant composition preparation step (S100) is shown. A premix process (S110) in which binder raw materials are injected into a vacuum mixer, a first solid raw material injection process (S120) in which some of the solid raw materials of the solid propellant composition excluding the hardener are injected into the vacuum mixer, binder raw materials and solid raw materials. A first vacuum mixing process (S130) in which part of the solid raw materials are vacuum mixed, a second solid raw material injection process (S140) in which the remaining solid raw materials of the solid propellant composition excluding the hardener are injected into the vacuum mixer after the first vacuum mixing process, 2A second vacuum mixing process (S150) in which the binder raw material and the solid raw material are vacuum mixed after the solid raw material injection process, a hardener injection process (S160) in which the hardener is injected into the vacuum mixer after the second vacuum mixing process, and after the hardener injection process It is characterized by including a third vacuum mixing process (S170) in which binder raw materials, solid raw materials, and hardener are vacuum mixed.
고체 추진제 조성물은 전체 중량에 대하여 하이드록실 터미네이티드 폴리머(hydroxyl terminated polymer)를 포함하는 바인더 1 중량% 내지 20 중량%, 이소시아네이트계 화합물을 포함하는 경화제 1 중량% 내지 15 중량%, 과염소산염 화합물을 포함하는 산화제 60 중량% 내지 70 중량%, 에스터계 화합물을 포함하는 가소제 1 중량% 내지 10 중량% 및 아민계 화합물, 아지리딘계 화합물, 아미드계 화합물, 또는 이들의 조합을 포함하는 결합제 0.1 중량% 내지 10 중량%를 포함하는 것을 일 예로 한다. The solid propellant composition includes 1% to 20% by weight of a binder containing a hydroxyl terminated polymer, 1% to 15% by weight of a curing agent containing an isocyanate compound, and a perchlorate compound based on the total weight. 60% to 70% by weight of an oxidizing agent, 1% to 10% by weight of a plasticizer containing an ester-based compound, and 0.1% to 0.1% by weight of a binder containing an amine-based compound, an aziridine-based compound, an amide-based compound, or a combination thereof. As an example, it contains 10% by weight.
또한, 고체 추진제 조성물은 경화제의 이소시아네이트기(-NCO)와 바인더의 하이드록시기(-OH)의 당량비는 0.7 내지 0.8이며, 반응성 관능기를 2 이상 포함하는 가교 결합제를 고체 추진제 조성물 전체 중량에 대하여 0.04 중량% 내지 0.12 중량% 더 포함할 수 있다.In addition, the solid propellant composition has an equivalent ratio of the isocyanate group (-NCO) of the hardener to the hydroxy group (-OH) of the binder of 0.7 to 0.8, and the cross-linker containing two or more reactive functional groups is used at an equivalent ratio of 0.04% based on the total weight of the solid propellant composition. It may further include from 0.12% by weight to 0.12% by weight.
또한, 고체 조성물은 경화 촉매를 더 포함할 수 있고, 경화 촉매는 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 대하여 0.01중량% 내지 1.2 중량% 포함할 수 있다. In addition, the solid composition may further include a curing catalyst, and the curing catalyst may include 0.01% by weight to 1.2% by weight based on the total weight of the solid propellant composition.
이하에서는 상기 고체 추진제 조성물의 각 구성에 대해 보다 상세히 설명하기로 한다.Hereinafter, each component of the solid propellant composition will be described in more detail.
바인더bookbinder
바인더는 고체의 과립 성분이 복합 추진체에 함께 모여있는 매트릭스를 구조적으로 제공한다. 원료는 프리폴리머 또는 모노머로 제공되어, 추후 중합되어 폴리머를 형성할 수 있다. 상기 바인더는 고체 추진제 조성물의 기계적 및 화학적 특성, 추진체의 처리 및 노화에 영향을 미칠 수 있다. 상기 바인더 물질은 일반적으로 고체 추진제 조성물의 연소 과정에서 산화되는 연료의 역할을 할 수 있다. The binder provides a structural matrix in which the solid, granular components are held together in the composite propellant. Raw materials are provided as prepolymers or monomers, which can later be polymerized to form polymers. The binder can affect the mechanical and chemical properties of the solid propellant composition, processing and aging of the propellant. The binder material may generally serve as a fuel that is oxidized during the combustion process of the solid propellant composition.
상기 바인더는 말단에 하이드록시기가 존재하는 하이드록실 터미네이티드 폴리머(hydroxyl terminated polymer)를 포함한다. 일 예로, 상기 하이드록실 터미네이티드 폴리머(hydroxyl terminated polymer)는 하이드록실 터미네이티드 폴리에테르(hydroxyl terminated polyether), 하이드록실 터미네이티드 폴리부타디엔(hydroxyl terminated polybutadiene), 또는 이들의 조합을 포함할 수 있다. The binder includes a hydroxyl terminated polymer having a hydroxyl group at the end. As an example, the hydroxyl terminated polymer may include hydroxyl terminated polyether, hydroxyl terminated polybutadiene, or a combination thereof. there is.
예를 들어, 상기 바인더는 하이드록실 터미네이티드 폴리부타디엔(hydroxyl terminated polybutadiene, HTPB)일 수 있다. 하이드록실 터미네이티드 폴리부타디엔은 높은 고체 분율을 나타낼 수 있다. For example, the binder may be hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB). Hydroxyl terminated polybutadiene can exhibit high solid fractions.
상기 바인더는 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 대하여 1 중량% 내지 20 중량% 포함된다. 바인더가 상기 함량으로 포함되는 경우, 충분한 경화 반응에 의해 추진제 제조 공정이 원활하게 이루어질 수 있다. The binder is included in an amount of 1% to 20% by weight based on the total weight of the solid propellant composition. When the binder is included in the above content, the propellant manufacturing process can be smoothly achieved by sufficient curing reaction.
상기 바인더가 1 중량% 보다 적게 포함될 경우, 경화가 이루어지지 않아 추진제의 기계적 물성을 가질 수 없으며, 상기 바인더가 20 중량%를 초과하여 포함되었을 경우 고체원료(AL, AP 등)가 적게 포함되어 비추력과 같은 추진제 성능이 떨어질 수 있다.If the binder is contained in less than 1% by weight, hardening does not occur and the mechanical properties of the propellant cannot be obtained, and if the binder is contained in excess of 20% by weight, the solid raw materials (AL, AP, etc.) are contained less and the specific thrust is not achieved. Propellant performance may be reduced.
경화제hardener
경화제는 바인더의 중합이 완료되어 바인더 중합체가 될 때, 바인더 중합체에 경화성을 부여하기 위해 첨가된다. 상기 경화제는 이소시아네이트(isocyanate)계 화합물을 포함한다. The curing agent is added to impart curability to the binder polymer when polymerization of the binder is completed to form a binder polymer. The curing agent includes an isocyanate-based compound.
일 예로, 상기 이소시아네이트계 화합물은, 이소시아네이트 관능기를 2개 포함하는 다이이소시아네이트계 화합물일 수 있다. 다른 일 예로, 상기 이소시아네이트계 화합물은 다이머(dimer) 구조를 가질 수 있다. As an example, the isocyanate-based compound may be a diisocyanate-based compound containing two isocyanate functional groups. As another example, the isocyanate-based compound may have a dimer structure.
상기 경화제는 다이머 다이이소시아네이트(dimer diisocyanate), 아이소포론 다이이소시아네이트(isophorone diisocyanate), 헥사메틸렌 다이이소시아네이트(hexamethylene diisocyanate), 또는 이들의 조합을 포함할 수 있다. The curing agent may include dimer diisocyanate, isophorone diisocyanate, hexamethylene diisocyanate, or a combination thereof.
상기 경화제는 상기 고체 추진제 조성물의 전제 중량에 대하여 1 중량% 내지 15 중량% 포함될 수 있다. 경화제가 상기 범위로 포함되는 경우, 추진제 조성물의 성능 및 접착성에 사용되기 위한 적절한 응력 및 경도가 발휘될 수 있다. The curing agent may be included in an amount of 1% to 15% by weight based on the total weight of the solid propellant composition. When the curing agent is included in the above range, appropriate stress and hardness for use in the performance and adhesion of the propellant composition can be achieved.
산화제oxidizing agent
산화제는 고체 추진제 조성물의 연소 시 높은 에너지를 생산하는 주요 성분으로, 상기 산화제는 다른 성분들과의 호환성, 양호한 성능 및 가용성을 포함한 특성들을 고려하여 사용된다. 상기 산화제는 과염소산염 화합물을 포함한다. 예를 들어, 상기 과염소산염 화합물은 암모늄 과염소산염(ammonium perchlorate)일 수 있다. The oxidizer is a key component that produces high energy during combustion of a solid propellant composition, and the oxidizer is used considering its properties including compatibility with other components, good performance, and solubility. The oxidizing agent includes perchlorate compounds. For example, the perchlorate compound may be ammonium perchlorate.
상기 산화제는 상기 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 대하여 60 중량% 내지 70 중량%으로 포함될 수 있다. 산화제가 상기 함량으로 포함되는 경우, 상기 고체 추진제 조성물이 적절한 온도에서 적절한 속도로 연소될 수 있다. The oxidizing agent may be included in an amount of 60% to 70% by weight based on the total weight of the solid propellant composition. When the oxidizing agent is included in the above amount, the solid propellant composition can burn at an appropriate temperature and at an appropriate rate.
가소제plasticizer
가소제는 상대적으로 점도가 낮은 유기 액체로, 고체 추진제 조성물의 산화에 대한 열 에너지에 기여한다. 가소제는 상기 고체 추진제 조성물의 폭발성을 향상시키기 위해 첨가되는 것으로, 에스터계 화합물을 포함한다. Plasticizers are organic liquids of relatively low viscosity, which contribute thermal energy to the oxidation of the solid propellant composition. Plasticizers are added to improve the explosiveness of the solid propellant composition and include ester-based compounds.
일 예로, 상기 가소제는 하기 화학식 1로 표시될 수 있다. As an example, the plasticizer may be represented by the following formula (1).
[화학식 1][Formula 1]
상기 화학식 1에서, In Formula 1,
R1 및 R3은 각각 독립적으로, C5 내지 C15인 사슬형 또는 분지형 알킬기이고, R 1 and R 3 are each independently a C5 to C15 chain or branched alkyl group,
R2는 C1 내지 C10인 사슬형 알킬기이며, R 2 is a C1 to C10 chain alkyl group,
N은 0 또는 1이다. N is 0 or 1.
예를 들어, 상기 가소제는 다이옥틸 세바케이트(dioctyl sebacate), 다이옥틸 아디페이트(dioctyl adipate), 아이소데실 펠라고네이트(isodecyl pelargonate), 또는 이들의 조합을 포함할 수 있다. For example, the plasticizer may include dioctyl sebacate, dioctyl adipate, isodecyl pelargonate, or a combination thereof.
상기 가소제는 고체 추진제 조성물 전체 중량에 대하여 1 중량% 내지 10 중량%로 포함될 수 있다. 가소제가 상기 범위로 포함되는 경우, 고체 추진제 조성물의 안전성을 확보하면서도 높은 연소 성능을 발휘할 수 있다. The plasticizer may be included in an amount of 1% to 10% by weight based on the total weight of the solid propellant composition. When the plasticizer is included in the above range, high combustion performance can be achieved while ensuring the safety of the solid propellant composition.
결합제binder
결합제는 고체 추진제 조성물에 포함된 성분들이 서로 분리되지 않도록 결합시키기 위해 첨가되는 것으로, 아민계 화합물, 아지리딘계 화합물, 아미드계 화합물, 또는 이들의 조합을 포함한다. 일 예로, 비스 아이소프탈로일 메틸아지리딘(bis-isophthaloyl-1-methylaziridine), 트리메소일 에틸 아지리딘(trimesoyl-1-(2-ethyl) aziridine), 폴리아민(polyamine), 테트라에틸렌 펜타아민(tetraethylene pentamine), 또는 이들의 조합을 포함할 수 있다. 상기 폴리아민 또는 상기 테트라에틸렌 펜타아민은 각각 독립적으로, 시아노에틸 치환기를 포함할 수 있다. The binder is added to bind the components included in the solid propellant composition so that they do not separate from each other, and includes an amine-based compound, an aziridine-based compound, an amide-based compound, or a combination thereof. For example, bis-isophthaloyl-1-methylaziridine, trimesoyl-1-(2-ethyl) aziridine, polyamine, tetraethylene pentamine ( tetraethylene pentamine), or a combination thereof. The polyamine or the tetraethylene pentamine may each independently include a cyanoethyl substituent.
상기 결합제는 고체 추진제 조성물 전체 중량에 대하여 0.1 중량% 내지 10 중량%로 포함될 수 있다. 결합제가 상기 범위로 포함되는 경우, 고체 추진제 조성물의 연소 성능에 영향을 미치지 않으면서, 고체 추진제 조성물의 각 성분들이 원활하게 결합될 수 있으며, 적절한 점도를 유지할 수 있다.The binder may be included in an amount of 0.1% to 10% by weight based on the total weight of the solid propellant composition. When the binder is included in the above range, each component of the solid propellant composition can be smoothly combined without affecting the combustion performance of the solid propellant composition, and an appropriate viscosity can be maintained.
한편, 상기 고체 추진제 조성물의 당량비는 0.7 내지 0.8이다. 예를 들어, 0.71 내지 0.79일 수 있으며, 예를 들어 0.73 내지 0.78, 예를 들어, 0.75 내지 0.77, 예를 들어, 0.755 내지 0.765일 수 있다. 상기 고체 추진제 조성물의 당량비가 상기 범위인 경우, 경화가 완료된 고체 추진제 조성물의 변형율이 적절한 범위를 유지하여, 크랙 발생을 방지할 수 있다.Meanwhile, the equivalence ratio of the solid propellant composition is 0.7 to 0.8. For example, it may be 0.71 to 0.79, for example 0.73 to 0.78, for example 0.75 to 0.77, for example 0.755 to 0.765. When the equivalence ratio of the solid propellant composition is within the above range, the strain rate of the cured solid propellant composition is maintained in an appropriate range, thereby preventing the occurrence of cracks.
경화 촉매curing catalyst
경화 촉매는 반응 시간을 조절하기 위하여 사용하는 것으로,트리페닐비스무트(Triphenylbismuth, 이하 TPB)를 사용하는 것이 바람직하며, 추진제 조성물 총 중량에 대하여 0.01 중량% 내지 1.2 중량%를 포함하여 사용한다. 상기 경화촉매가 1.2 중량%를 초과하여 포함될 경우 경화반응이 매우 빠르게 일어나 추진제 혼합 중 에 경화가 진행될 수 있으며, 추진제를 충전하는 공정 중에 경화가 진행되어 충전을 할 수 없게 된다. 또한, 상기 경화촉매가 0.01 중량% 미만으로 사용하였을 경우 경화반응이 매우 느리게 일어나 추진제 제조가 불가능하다.The curing catalyst is used to control the reaction time, and triphenylbismuth (TPB) is preferably used, and is used in an amount of 0.01% to 1.2% by weight based on the total weight of the propellant composition. If the curing catalyst is included in excess of 1.2% by weight, the curing reaction may occur very quickly and curing may proceed during propellant mixing, and curing may proceed during the process of charging the propellant, making charging impossible. In addition, when the curing catalyst is used in an amount of less than 0.01% by weight, the curing reaction occurs very slowly, making it impossible to manufacture a propellant.
한편, 상기 고체 추진제 조성물은 전술한 바인더, 경화제, 산화제, 가소제 및 결합제 이외에도, 가교 결합제 또는 금속 연료와 같은 기타 첨가제를 더 포함할 수 있다. 이하에서는 이들에 대해 보다 상세히 설명하기로 한다. Meanwhile, the solid propellant composition may further include other additives such as a crosslinker or metal fuel in addition to the binder, curing agent, oxidizing agent, plasticizer, and binder described above. Below, these will be described in more detail.
가교 결합제crosslinking agent
가교 결합제는 바인더의 프리폴리머가 더 큰 분자량의 더 긴 사슬을 형성하고, 사슬 사이에 인터로크를 일으키기 위해 첨가된다. 상기 가교 결합제에 의해 바인더가 응고 및 경화될 수 있다. Crosslinkers are added to cause the binder's prepolymer to form longer chains of higher molecular weight and to create interlocks between the chains. The binder can be coagulated and hardened by the cross-linking agent.
상기 가교 결합제는 반응성 관능기를 2 이상 포함한다. 상기 반응성 관능기는 예를 들어, 하이드록시기, 비닐기, 에폭시기, 또는 이들의 조합을 포함할 수 있다. The crosslinking agent contains two or more reactive functional groups. The reactive functional group may include, for example, a hydroxy group, a vinyl group, an epoxy group, or a combination thereof.
일 예로, 상기 가교 결합제는 하이드록실 관능기를 3개 포함하는 트리올계 화합물일 수 있으며, 예를 들어, 트리메틸올프로판(trimethylol propane)일 수 있다. For example, the cross-linking agent may be a triol-based compound containing three hydroxyl functional groups, for example, trimethylol propane.
상기 가교 결합제는 상기 고체 추진제 조성물 전체 중량에 대하여 0.01 중량% 내지 10 중량%로 포함될 수 있다. 가교 결합제는 고분자 사슬의 결합력을 향상시키는 물질로, 상기 범위로 포함되는 경우, 고분자 물질을 포함하는 고체 추진제 조성물의 변형율 및 강도가 일정 수준을 유지할 수 있다.The cross-linking agent may be included in an amount of 0.01% by weight to 10% by weight based on the total weight of the solid propellant composition. A cross-linker is a substance that improves the bonding strength of polymer chains, and when included within the above range, the strain rate and strength of a solid propellant composition containing a polymer material can be maintained at a certain level.
금속 연료metal fuel
금속 연료는 고체 추진제 조성물의 연소열, 추진체 밀도, 연소 온도와 같은 특성을 향상시키기 위해 첨가될 수 있다. 상기 금속 연료는 알루미늄, 붕소과 같은 금속일 수 있으며, 일 예로 알루미늄일 수 있다. Metallic fuels may be added to improve properties such as heat of combustion, propellant density, and combustion temperature of the solid propellant composition. The metal fuel may be a metal such as aluminum or boron, and for example, may be aluminum.
한편, 상기 금속 연료는 5 ㎛ 내지 60㎛의 직경을 가지는 고체 입자이다. Meanwhile, the metal fuel is a solid particle having a diameter of 5 ㎛ to 60 ㎛.
상기 금속 연료는 고체 추진제 조성물의 100 중량% 대비 10 중량% 내지 20 중량%로 포함될 수 있다. 금속 연료의 함량이 고체 추진제 조성물 100 중량% 대비 10 중량%보다 적게 포함되었을 경우 비추력과 같은 고체 추진제의 성능이 저하될 수 있다. 또한, 금속 연료의 함량이 고체 추진제 조성물 100 중량% 대비 20 중량%보다 많이 포함되었을 경우 추진제 제조 시 점도 상승 등 공정성에 문제가 발생될 수 있으며, 강도, 신율 등 추진제 기계적 특성이 저하될 수 있다. The metal fuel may be included in an amount of 10% to 20% by weight based on 100% by weight of the solid propellant composition. If the content of metal fuel is less than 10% by weight based on 100% by weight of the solid propellant composition, the performance of the solid propellant, such as specific impulse, may be reduced. In addition, if the content of metal fuel is more than 20% by weight compared to 100% by weight of the solid propellant composition, problems with fairness such as increased viscosity may occur during propellant manufacturing, and mechanical properties of the propellant such as strength and elongation may be reduced.
한편, 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)의 일 실시예는 바인더 원료를 진공 혼화기 내에 주입하는 프리믹스과정(S110)을 포함한다.Meanwhile, one embodiment of the solid propellant composition preparation step (S100) includes a premix process (S110) in which binder raw materials are injected into a vacuum mixer.
바인더 원료는 하이드록실 터미네이티드 폴리머(hydroxyl terminated polymer)를 포함하는 바인더인 것을 일 예로 한다.As an example, the binder raw material is a binder containing hydroxyl terminated polymer.
바인더 원료는 바인더 이외에 결합제, 가소제를 더 포함하는 것을 일 예로 한다. For example, the binder raw material further includes a binder and a plasticizer in addition to the binder.
바인더는 하이드록시기(-OH)를 가지는 고분자 물질로 하이드록실 터미네이티드 폴리에테르(hydroxyl terminated polyether), 하이드록실 터미네이티드 폴리부타디엔(hydroxyl terminated polybutadiene), 또는 이들의 조합을 포함하는 것을 일 예로 한다. The binder is a polymer material having a hydroxyl group (-OH) and includes, for example, hydroxyl terminated polyether, hydroxyl terminated polybutadiene, or a combination thereof. do.
결합제는 고체 추진제 조성물에 포함된 성분들이 서로 분리되지 않도록 결합시키기 위해 첨가되는 것으로, 아민계 화합물, 아지리딘계 화합물, 아미드계 화합물, 또는 이들의 조합을 포함할 수 있다. The binder is added to bind the components included in the solid propellant composition so that they do not separate from each other, and may include an amine-based compound, an aziridine-based compound, an amide-based compound, or a combination thereof.
또한, 가소제는 에스터계 화합물을 포함할 수 있다.Additionally, the plasticizer may include an ester-based compound.
프리믹스과정(S110)은 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 바인더 1 중량% 내지 20 중량%, 가소제 1 중량% 내지 10 중량%, 결합제 0.1 중량% 내지 10 중량%를 진공 혼화기 내 주입한다.In the premix process (S110), 1% to 20% by weight of binder, 1% to 10% by weight of plasticizer, and 0.1% to 10% by weight of binder are injected into a vacuum mixer based on the total weight of the solid propellant composition.
프리믹스과정(S110) 후에는 고체 추진제 조성물의 고체원료 중 일부 즉, 산화제 중 일부를 진공 혼화기 내에 주입하는 제1고체원료 주입과정(S120)이 이루어진다.After the premix process (S110), a first solid raw material injection process (S120) is performed in which some of the solid raw materials of the solid propellant composition, that is, some of the oxidizing agent, are injected into the vacuum mixer.
제1고체원료 주입과정(S120)은 고체원료의 전체 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%를 진공 혼화기 내로 주입하는 것을 일 예로 한다. As an example, the first solid raw material injection process (S120) involves injecting 45% to 55% by weight of the total weight of the solid raw material into a vacuum mixer.
고체원료는 산화제를 포함하며, 제1고체원료 주입과정(S120)은 고체 조성물의 전체 중량 중 27중량% 내지 38.5중량%로 산화제를 진공 혼화기 내로 주입한다. The solid raw material includes an oxidizing agent, and in the first solid raw material injection process (S120), 27% to 38.5% by weight of the total weight of the solid composition is injected into the vacuum mixer.
이는 고체 조성물의 전체 중량 중 60 중량% 내지 70 중량%로 포함되는 산화제의 총 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%인 것을 밝혀둔다. It should be noted that this is 45% to 55% by weight of the total weight of the oxidizing agent, which is contained at 60% to 70% by weight of the total weight of the solid composition.
또한, 고체원료는 금속연료를 더 포함할 수 있고, 제1고체원료 주입과정(S120)은 고체 조성물의 전체에 포함되는 산화제와 금속 연료의 전체 중량%의 45 중량% ~ 55 중량%를 진공 혼화기 내로 주입하는 것을 일 예로 한다. In addition, the solid raw material may further include metal fuel, and in the first solid raw material injection process (S120), 45% by weight to 55% by weight of the total weight% of the oxidizer and metal fuel contained in the entire solid composition are mixed with a vacuum mixture. Take injection into a firearm as an example.
금속 연료는 고체 추진제 조성물의 100 중량% 대비 10 중량% 내지 20 중량%로 포함되므로 제1고체원료 주입과정(S120)에서 4.5중량% ~ 11중량%로 포함된다. Since metal fuel is included in 10% by weight to 20% by weight based on 100% by weight of the solid propellant composition, it is included in 4.5% by weight to 11% by weight in the first solid raw material injection process (S120).
제1고체원료 주입과정(S120) 후 제1진공 혼화과정(S130)이 이루어지며 프리믹스과정(S110), 제1고체원료 주입과정(S120), 제1진공 혼화과정(S130)에서 진공 혼화기의 내부 온도는 55℃ 내지 65℃로 유지된다. After the first solid raw material injection process (S120), the first vacuum mixing process (S130) is performed, and in the premix process (S110), the first solid raw material injection process (S120), and the first vacuum mixing process (S130), the vacuum blender The internal temperature is maintained between 55°C and 65°C.
또한, 제1고체원료 주입과정(S120)은 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입한다. Additionally, in the first solid raw material injection process (S120), the solid raw material is injected into the vacuum mixer at an injection rate of 45 kg/min to 55 kg/min.
프리믹스과정(S110), 제1고체원료 주입과정(S120)은 진공 혼화기 내에서 믹서 블레이드에 의한 교반과정이 이뤄져 바인더 원료와 고체원료를 혼화한다. In the premix process (S110) and the first solid raw material injection process (S120), a stirring process is performed using a mixer blade in a vacuum mixer to mix the binder raw material and the solid raw material.
즉, 프리믹스과정(S110)는 55℃ 내지 65℃로 내부 온도가 유지 중인 진공 혼화기 내로 복수의 원료 즉, 바인더, 가소제, 결합제가 주입되어 믹서 블레이드로 혼합시키는 제1교반과정이고, 제1고체원료 주입과정(S120)은 제1교반과정 후 고체원료 중 일부를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입하면서 교반하는 제2교반과정이다. That is, the premix process (S110) is a first stirring process in which a plurality of raw materials, that is, binders, plasticizers, and binders, are injected into a vacuum mixer whose internal temperature is maintained at 55 ℃ to 65 ℃ and mixed with a mixer blade, and the first solid The raw material injection process (S120) is a second stirring process in which some of the solid raw materials are injected and stirred into the vacuum mixer at an injection rate of 45 kg/min to 55 kg/min after the first stirring process.
제2교반과정은 고체원료 중 일부 즉, 고체 추진제 조성물 중 전체 고체원료의 45중량% 내지 55중량%를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입하면서 교반한다. In the second stirring process, some of the solid raw materials, that is, 45% to 55% by weight of the total solid raw materials in the solid propellant composition, are stirred while injected into the vacuum mixer at an injection rate of 45 kg/min to 55 kg/min.
제1고체원료 주입과정(S120)은 고체원료 중 기설정된 입자 크기보다 큰 입자를 가지는 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 스크류 피더를 이용하여 주입한다.In the first solid raw material injection process (S120), solid raw materials having particles larger than a preset particle size are injected using a screw feeder at an injection speed of 45 kg/min to 55 kg/min.
스크류 피더는 2~6초 동안 작동하고 20~30초동안 정지하는 것을 반복하면서 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입한다. The screw feeder repeatedly operates for 2 to 6 seconds and stops for 20 to 30 seconds to inject solid raw materials into the vacuum mixer at an injection rate of 45 kg/min to 55 kg/min.
이는 스크류 피더가 지속적으로 작동되어 고체원료가 연속적으로 진공 혼화기 내로 주입되면 원료가 뭉쳐져 믹서 블레이드에 큰 압력이 발생될 수 있고 혼화 공정에 문제가 발생되고, 원료가 고르게 혼합되지 못하는 문제점이 있다.This means that when the screw feeder operates continuously and solid raw materials are continuously injected into the vacuum mixer, the raw materials may clump together, creating a large pressure on the mixer blades, causing problems in the mixing process, and causing the raw materials to not be mixed evenly.
제1고체원료 주입과정(S120)은 스크류 피더를 간헐적으로 작동시키면서 고체원료를 주입하여 진공 혼화기 내에서 원료가 뭉치는 것을 방지하고 원료가 고르게 혼합될 수 있도록 한다. The first solid raw material injection process (S120) injects solid raw materials while intermittently operating the screw feeder to prevent the raw materials from clumping in the vacuum mixer and to ensure that the raw materials are evenly mixed.
한편, 제1고체원료 주입과정(S120) 후 제1진공 혼화과정(S130)이 이루어지고, 제1진공 혼화과정(S130) 후 진공 혼화기의 내부의 진공 상태를 해제함과 동시에 고체원료의 나머지를 진공 혼화기 내로 주입하는 주입하는 제2고체원료 주입과정(S140)가 이루어진다.Meanwhile, after the first solid raw material injection process (S120), the first vacuum mixing process (S130) is performed, and after the first vacuum mixing process (S130), the vacuum state inside the vacuum blender is released and the remaining solid raw materials are released. A second solid raw material injection process (S140) is performed in which the is injected into the vacuum mixer.
제2고체원료 주입과정(S140)은 고체원료 중 나머지를 진공 혼화기 내로 주입하고 진공 혼화된 원료와 믹서 블레이드로 교반시키는 제3교반과정이다. The second solid raw material injection process (S140) is a third stirring process in which the remaining solid raw materials are injected into the vacuum blender and stirred with the vacuum blended raw materials and the mixer blade.
제2고체원료 주입과정(S140)은 고체원료의 전체 중량 중 제1고체원료 주입과정(S120)에서 주입된 나머지 즉, 고체원료의 전체 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%를 진공 혼화기 내로 주입하는 것을 일 예로 한다. In the second solid raw material injection process (S140), the remainder of the total weight of the solid raw material injected in the first solid raw material injection process (S120), that is, 45% to 55% by weight of the total weight of the solid raw material, is injected into the vacuum mixer. Take this as an example.
고체원료는 산화제를 포함하며, 제2고체원료 주입과정(S140)은 고체 조성물의 전체 중량 중 27중량% 내지 38.5중량%로 산화제를 진공 혼화기 내로 주입한다. The solid raw material includes an oxidizing agent, and in the second solid raw material injection process (S140), 27% to 38.5% by weight of the total weight of the solid composition is injected into the vacuum mixer.
이는 고체 조성물의 전체 중량 중 60 중량% 내지 70 중량%로 포함되는 산화제의 총 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%인 것을 밝혀둔다. It should be noted that this is 45% to 55% by weight of the total weight of the oxidizing agent, which is contained at 60% to 70% by weight of the total weight of the solid composition.
또한, 고체원료는 금속연료를 더 포함할 수 있고, 제2고체원료 주입과정(S140)은 고체 조성물의 전체에 포함되는 산화제와 금속 연료의 전체 중량%의 45 중량% ~ 55 중량%를 진공 혼화기 내로 주입하는 것을 일 예로 한다. In addition, the solid raw material may further include metal fuel, and in the second solid raw material injection process (S140), 45% by weight to 55% by weight of the total weight% of the oxidizer and metal fuel contained in the entire solid composition are vacuum mixed. Take injection into a firearm as an example.
금속 연료는 고체 추진제 조성물의 100 중량% 대비 10 중량% 내지 20 중량%로 포함되므로 제2고체원료 주입과정(S140)에서 4.5중량% ~ 11중량%로 포함된다. Since the metal fuel is included in 10% by weight to 20% by weight based on 100% by weight of the solid propellant composition, it is included in 4.5% by weight to 11% by weight in the second solid raw material injection process (S140).
제2고체원료 주입과정(S140)에서 진공 혼화기의 내부 온도는 55℃ 내지 65℃로 유지된다. In the second solid raw material injection process (S140), the internal temperature of the vacuum mixer is maintained at 55°C to 65°C.
또한, 제2고체원료 주입과정(S140)은 고체원료를 10kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입한다. Additionally, in the second solid raw material injection process (S140), the solid raw material is injected into the vacuum mixer at an injection rate of 10 kg/min to 20 kg/min.
제2고체원료 주입과정(S140)은 진공 혼화기 내에서 믹서 블레이드에 의한 교반과정이 이뤄져 바인더 원료와 고체 연료를 혼화한다. In the second solid raw material injection process (S140), a stirring process is performed using a mixer blade in a vacuum blender to mix the binder raw material and solid fuel.
즉, 제2고체원료 주입과정(S140)은 55℃ 내지 65℃로 내부 온도가 유지 중인 진공 혼화기 내로 나머지 고체원료를 주입하여 제1진공 혼화과정을 통해 진공 혼화된 고체 추진제 조성물과 혼화시키는 제3교반과정이다. That is, the second solid raw material injection process (S140) is a process of injecting the remaining solid raw materials into a vacuum blender whose internal temperature is maintained at 55°C to 65°C and mixing them with the solid propellant composition vacuum blended through the first vacuum mixing process. 3 It is a stirring process.
제3교반과정은 고체원료 중 나머지 즉, 고체 추진제 조성물 중 전체 고체원료의 45중량% 내지 55중량%를 10kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입하면서 교반한다.In the third stirring process, the remainder of the solid raw materials, that is, 45% to 55% by weight of the total solid raw materials in the solid propellant composition, are injected and stirred into the vacuum mixer at an injection rate of 10 kg/min to 20 kg/min.
제2고체원료 주입과정(S140)은 고체원료 중 기설정된 입자 크기보다 작은 입자를 가지는 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 스크류 피더를 이용하여 주입한다.In the second solid raw material injection process (S140), solid raw materials having particles smaller than the preset particle size are injected using a screw feeder at an injection speed of 45 kg/min to 55 kg/min.
스크류 피더는 2~6초 동안 작동하고 25 ~ 35초동안 정지하는 것을 반복하면서 고체원료를 10kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 진공 혼화기 내로 주입한다. The screw feeder repeatedly operates for 2 to 6 seconds and stops for 25 to 35 seconds to inject solid raw materials into the vacuum mixer at an injection rate of 10 kg/min to 20 kg/min.
이는 스크류 피더가 지속적으로 작동되어 고체원료가 연속적으로 진공 혼화기 내로 주입되면 원료가 뭉쳐져 믹서 블레이드에 큰 압력이 발생될 수 있고 혼화 공정에 문제가 발생되고, 원료가 고르게 혼합되지 못하는 문제점이 있다.This means that when the screw feeder operates continuously and solid raw materials are continuously injected into the vacuum mixer, the raw materials may clump together, creating a large pressure on the mixer blades, causing problems in the mixing process, and causing the raw materials to not be mixed evenly.
제2고체원료 주입과정(S140)은 스크류 피더를 간헐적으로 작동시키면서 고체원료를 주입하여 진공 혼화기 내에서 원료가 뭉치는 것을 방지하고 원료가 고르게 혼합될 수 있도록 한다. The second solid raw material injection process (S140) injects solid raw materials while intermittently operating the screw feeder to prevent the raw materials from clumping in the vacuum mixer and to ensure that the raw materials are evenly mixed.
제2고체원료 주입과정(S140) 후 제2진공 혼화과정(S150)이 이루어지고, 제2진공 혼화과정(S150) 후 진공 혼화기의 내부의 진공 상태를 해제함과 동시에 경화제를 진공 혼화기 내부로 주입하는 경화제 주입과정(S160)이 이루어진다.After the second solid raw material injection process (S140), the second vacuum mixing process (S150) is performed, and after the second vacuum mixing process (S150), the vacuum state inside the vacuum mixer is released and the hardener is placed inside the vacuum mixer. A hardener injection process (S160) is performed.
그리고, 경화제 주입과정(S160)은 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 대하여 경화제 1 중량% 내지 15 중량%를 주입하고, 경화 촉매를 더 주입할 수 있다.In addition, in the hardener injection process (S160), 1% to 15% by weight of the hardener can be injected based on the total weight of the solid propellant composition, and a curing catalyst may be further injected.
경화제 주입과정(S160)은 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 대하여 경화 촉매 0.01중량% 내지 1.2 중량%를 주입할 수 있다. In the hardening agent injection process (S160), 0.01% by weight to 1.2% by weight of the curing catalyst can be injected based on the total weight of the solid propellant composition.
경화제 주입과정(S160)은 바인더 원료와 고체원료가 혼합되어 진공 혼화된 상태에서 경화제 및 경화 촉매를 주입하여 믹서 블레이드로 교반하는 제4교반과정이다. The hardener injection process (S160) is the fourth stirring process in which the binder raw material and the solid raw material are mixed and mixed in a vacuum, and then the hardener and curing catalyst are injected and stirred with a mixer blade.
그리고, 경화제 주입과정(S160)은 진공 혼화기의 내부 온도를 45℃ ~ 54℃로 낮춘 상태에서 즉, 진공 혼화기의 내부 온도가 제2진공 혼화과정(S150)보다 7 ~ 13℃ 낮은 온도로 유지된 상태에서 경화제와 경화 촉매를 주입하여 최종혼화 공정 시 경화제와 경화 촉매의 반응성을 낮추어 고체 추진제 조성물의 점도를 낮춘다. In addition, the hardener injection process (S160) lowers the internal temperature of the vacuum mixer to 45 ℃ ~ 54 ℃, that is, the internal temperature of the vacuum mixer is 7 ~ 13 ℃ lower than the second vacuum mixing process (S150). In the maintained state, the curing agent and curing catalyst are injected to lower the reactivity of the curing agent and curing catalyst during the final mixing process, thereby lowering the viscosity of the solid propellant composition.
또한 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)는 바인더 원료와 고체원료를 혼화한 후 최종적으로 경화제와 경화 촉매를 주입함으로써 추진제의 점도를 낮춘다. In addition, the solid propellant composition preparation step (S100) lowers the viscosity of the propellant by mixing the binder raw material and the solid raw material and finally injecting a curing agent and a curing catalyst.
경화제 주입과정(S160) 후에는 제3진공 혼화과정(S170)이 이루어지며, 제3진공 혼화과정(S170)은 진공 혼화기의 내부 온도를 45℃ ~ 54℃로 유지된 상태에서 즉, 경화제 주입과정(S160)과 동일한 온도에서 고체 추진제 조성물을 진공 혼화한다. After the hardener injection process (S160), a third vacuum mixing process (S170) is performed, and the third vacuum mixing process (S170) is performed while the internal temperature of the vacuum mixer is maintained at 45 ° C to 54 ° C. The solid propellant composition is vacuum blended at the same temperature as in process (S160).
고체 추진제 조성물 준비단계(S100)는 고체 추진제 조성물의 원료를 구분하여 주입하되, 주입하는 중간에 진공 혼화를 통해 원료를 적절히 분산시켜 혼화한다. In the solid propellant composition preparation step (S100), the raw materials of the solid propellant composition are separately injected, and the raw materials are properly dispersed and mixed through vacuum mixing during injection.
또한, 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)는 제1고체원료 주입과정(S120)와 제2고체원료 주입과정(S140)에서 스크류 피더로 고체원료를 간헐적으로 진공 혼화기로 주입하고 주입 속도를 조절함으로써 믹서 블레이드에 과도한 하중이 발생되는 것을 방지하여 믹서 블레이드의 오작동 등이 발생되지 않고 안정적인 교반 공정을 통해 원료의 고른 혼화를 가능하게 함으로써 고체 추진제 조성물의 혼화 효율성을 향상시킨다.In addition, in the solid propellant composition preparation step (S100), in the first solid material injection process (S120) and the second solid raw material injection process (S140), solid raw materials are intermittently injected into a vacuum mixer using a screw feeder and the injection speed is adjusted to create a mixer. By preventing excessive load on the blades, malfunction of the mixer blades is prevented, and the mixing efficiency of the solid propellant composition is improved by enabling even mixing of raw materials through a stable stirring process.
그리고, 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)는 추진제 점도를 낮춰 제조된 고체 추진제 내부에 기공이나 균열 등의 결함 발생을 방지할 수 있다. In addition, the solid propellant composition preparation step (S100) can prevent defects such as pores or cracks inside the manufactured solid propellant by lowering the propellant viscosity.
하기의 표 1은 본 발명의 비교예와 실시예에 대한 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)를 나타낸 것이다.Table 1 below shows the solid propellant composition preparation step (S100) for comparative examples and examples of the present invention.
하기 표 1에서 본 발명의 비교예는 진공 혼화기의 온도를 60℃로 유지한 상태에서 고체 추진제 조성물을 제조하며, 프리믹스과정(S110)에서 바인더 원료에 경화 촉매를 함께 주입하고, 고체 원료의 전부를 바인더 원료와 한번에 혼화시킨 후 진공 혼화하고, 진공 혼화 후 경화제를 주입한 후 최종 진공 혼화 과정을 거쳐 고체 추진제 조성물을 제조하는 예이다. In Table 1 below, in the comparative example of the present invention, a solid propellant composition is manufactured while maintaining the temperature of the vacuum mixer at 60 ° C., a curing catalyst is injected into the binder raw material in the premix process (S110), and all of the solid raw materials are mixed. This is an example of manufacturing a solid propellant composition by mixing with binder raw materials at once, followed by vacuum mixing, injecting a hardener after vacuum mixing, and then going through a final vacuum mixing process.
또한, 하기 표 1의 본 발명의 실시예는 진공 혼화기의 온도를 60℃로 유지한 상태에서 프리믹스과정(S110), 제1고체원료 주입과정(S120), 제1진공 혼화과정(S130), 제2고체원료 주입과정(S140)을 진행하고, 진공 혼화기의 온도를 50℃로 유지한 상태에서 제2진공 혼화과정(S150), 경화제 주입과정(S160), 제3진공 혼화과정(S170)을 진행하며, 이와 동시 스크류 피더를 작동 시간 및 정지 시간을 세팅하여 간헐적으로 작동시켜 고체원료의 주입 속도를 조절하여 고체 추진제 조성물을 제조하는 예이다. In addition, the embodiments of the present invention shown in Table 1 below include a premix process (S110), a first solid material injection process (S120), a first vacuum mixing process (S130), while maintaining the temperature of the vacuum mixer at 60°C. The second solid raw material injection process (S140) is performed, and the temperature of the vacuum blender is maintained at 50°C, while the second vacuum mixing process (S150), the hardener injection process (S160), and the third vacuum mixing process (S170) are performed. This is an example of manufacturing a solid propellant composition by controlling the injection speed of solid raw materials by operating the screw feeder intermittently by setting the operation time and stop time at the same time.
mixing temperature
(바인더 원료 주입)premix
(Binder raw material injection)
(전체 고체원료의 1/2):큰 입자원료Injection of first solid raw material
(1/2 of total solid raw materials): Large particle raw materials
(전체 고체원료의 1/2):작은 입자원료Injection of second solid raw material
(1/2 of total solid raw materials): Small particle raw materials
도 10은 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)의 비교예와 실시예로 제조된 고체 추진제 조성물을 찍은 사진이고, 도 11은 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)의 비교예와 실시예로 제조된 고체 추진제 조성물의 경화제 투입 후 점도를 나타낸 그래프이다.Figure 10 is a photograph taken of a solid propellant composition prepared in comparative examples and examples of the solid propellant composition preparation step (S100) in the method for producing a solid propellant according to the present invention, and Figure 11 is a method for producing a solid propellant according to the present invention. This is a graph showing the viscosity of the solid propellant composition prepared in Comparative Examples and Examples in the solid propellant composition preparation step (S100) after the addition of the hardener.
도 10 및 도 11을 참고하면 본 발명의 비교예로 제조된 고체 추진제 조성물의 점도 대비 본 발명의 실시예로 제조된 고체 추진지 조성물의 점도가 낮은 것을 확인할 수 있다. Referring to Figures 10 and 11, it can be seen that the viscosity of the solid propellant composition prepared as an example of the present invention is low compared to the viscosity of the solid propellant composition prepared as a comparative example of the present invention.
또한, 도 12는 본 발명에 따른 고체 추진제의 제조방법에서 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)의 비교예와 실시예의 고체 추진제 조성물로 제조된 고체 추진제의 기계적 특성을 나타낸 그래프이다. In addition, Figure 12 is a graph showing the mechanical properties of solid propellants manufactured from the solid propellant compositions of comparative examples and examples in the solid propellant composition preparation step (S100) in the method for producing solid propellants according to the present invention.
도 12를 참고하면 고체 추진제 조성물 준비단계(S100)에서 비교예의 고체 추진제 조성물로 제조된 고체 추진제와 실시예의 고체 추진제 조성물로 제조된 고체 추진제의 기계적 특성을 비교하면 본 발명의 실시예로 제조된 고체 추진제의 기계적 특성이 더 우수함을 확인할 수 있다. Referring to FIG. 12, in the solid propellant composition preparation step (S100), when comparing the mechanical properties of the solid propellant manufactured with the solid propellant composition of the comparative example and the solid propellant manufactured with the solid propellant composition of the example, the solid propellant manufactured by the example of the present invention is compared. It can be seen that the mechanical properties of the propellant are superior.
본 발명은 고체 추진제의 경화를 경화조건이 다른 복수의 단계를 거쳐 수행함으로써 경화시간을 단축시킬 수 있어 제작기간 단축 및 치구회수율 증대 등 유틸리티 비용도 절감하지 않으면서도 실리콘 접착에 따른 다양한 발생 가능한 문제들을 예방하며, 고체 추진제의 생산성을 크게 향상시키고 제조 비용을 절감하는 효과가 있다. The present invention can shorten the curing time by performing the curing of the solid propellant through a plurality of steps with different curing conditions, thereby eliminating various problems that may occur due to silicone adhesion without reducing utility costs such as shortening the manufacturing period and increasing the fixture recovery rate. This has the effect of greatly improving the productivity of solid propellants and reducing manufacturing costs.
본 발명은 고체 추진제를 제조하는 원료를 구분하여 진공 혼화기로 주입하고, 각 주입단계 사이에서 진공혼화 공정을 진행하며 경화제를 원료 중 제일 나중에 주입한 후 최종 진공혼화 공정을 진행하여 추진제 점도를 낮춰 제조된 고체 추진제 내부에 기공이나 균열 등의 결함 발생을 방지하고 고체 추진제의 품질을 향상시키는 효과가 있다. In the present invention, the raw materials for producing solid propellants are separated and injected into a vacuum mixer, a vacuum mixing process is performed between each injection step, the hardener is injected last among the raw materials, and then a final vacuum mixing process is performed to lower the propellant viscosity. It has the effect of preventing defects such as pores or cracks inside the solid propellant and improving the quality of the solid propellant.
본 발명은 고체 추진제의 기공이나 균열 등 결함에 의한 로켓 폭발 사고를 방지하여 안정적인 고체 추진제 운용을 가능하게 하며, 고체 추진제의 혼화 효율성이 증가하게 되고 이러한 개선된 점도로 인해 추진제의 기계적 특성까지 증가하는 효과가 있다. The present invention prevents rocket explosion accidents caused by defects such as pores or cracks in the solid propellant, enabling stable solid propellant operation, and increases the mixing efficiency of the solid propellant. This improved viscosity also increases the mechanical properties of the propellant. It works.
본 발명은 상기한 실시 예에 한정되는 것이 아니라, 본 발명의 요지에 벗어나지 않는 범위에서 다양하게 변경하여 실시할 수 있으며 이는 본 발명의 구성에 포함됨을 밝혀둔다.It should be noted that the present invention is not limited to the above-described embodiments, and can be implemented with various changes without departing from the gist of the present invention, and these are included in the configuration of the present invention.
S100 : 고체 추진제 조성물 준비단계
S110 : 프리믹스과정
S120 : 제1고체원료 주입과정
S130 : 제1진공 혼화과정
S140 : 제2고체원료 주입과정
S150 : 제2진공 혼화과정
S160 : 경화제 주입과정
S170 : 제3진공 혼화과정
S200 : 충전단계
S300 : 경화단계
S310 : 제1경화과정
S320 : 제2경화과정S100: Solid propellant composition preparation step
S110: Premix process
S120: First solid raw material injection process
S130: First vacuum mixing process
S140: Second solid raw material injection process
S150: Second vacuum mixing process
S160: Hardener injection process
S170: Third vacuum mixing process
S200: Charging stage
S300: Hardening stage
S310: First hardening process
S320: Second hardening process
Claims (19)
상기 고체 추진제 조성물을 경화시키는 경화단계를 포함하며,
상기 경화단계는,
제1경화 온도 조건에서 기설정된 제1경화시간동안 경화시키는 제1경화과정; 및
상기 제1경화 과정 후 상기 제1경화 온도 조건과 다른 제2경화 온도 조건에서 상기 제1경화시간과 다른 제2경화시간동안 경화시키는 제2경화과정을 포함하고,
상기 제1경화 온도 조건은 57℃ ~ 62℃이고, 상기 제1경화시간은 22시간 ~ 27시간이며,
상기 제2경화 온도 조건은 63℃ ~ 68℃이고, 상기 제2경화시간은 70시간 ~ 74시간이고,
상기 제1경화 온도 조건과 상기 제2경화 온도 조건은 4℃ ~ 6℃의 온도 차이를 가지며,
상기 고체 추진제 조성물 준비단계는,
바인더 원료를 진공 혼화기 내에 주입하는 프리믹스과정;
경화제를 제외한 고체 추진제 조성물의 고체원료 중 일부를 상기 진공 혼화기 내에 주입하는 제1고체원료 주입과정;
바인더 원료와 고체원료 중 일부를 진공 혼화하는 제1진공 혼화과정;
상기 제1진공 혼화과정 후 경화제를 제외한 고체 추진제 조성물의 고체원료 중 나머지를 진공 혼화기 내에 주입하는 제2고체원료 주입과정;
상기 제2고체원료 주입 과정 후 바인더 원료와 고체원료를 진공혼화하는 제2진공 혼화과정;
상기 제2진공혼화과정 후 상기 진공 혼화기 내에 고체 추진제 조성물의 전체 중량에 대하여 1 중량% 내지 15 중량%의 경화제를 주입하는 경화제 주입과정; 및
상기 경화제 주입과정 후 바인더 원료, 고체원료, 경화제를 진공혼화하는 제3진공 혼화과정을 포함하고,
상기 제1고체원료 주입과정은 고체원료의 전체 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%의 고체 원료를 상기 진공 혼화기 내로 주입하여 교반시키되, 고체원료 중 기설정된 입자 크기보다 큰 입자를 가지는 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 스크류 피더를 이용하여 주입하고,
상기 스크류 피더는 2~6초 동안 작동하고 20~30초동안 정지하는 것을 반복하면서 고체원료를 45kg/min ~ 55kg/min의 주입 속도로 상기 진공 혼화기 내로 주입하며,
상기 제2고체원료 주입과정은 고체원료의 전체 중량 중 45 중량% ~ 55 중량%의 고체원료를 상기 진공 혼화기 내로 주입하고 교반시키되, 상기 제2고체원료 주입과정은 고체원료 중 기설정된 입자 크기보다 작은 입자를 가지는 고체원료를 10kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 스크류 피더를 이용하고,
상기 제2고체원료 주입과정에서 상기 스크류 피더는 2~6초 동안 작동하고 25 ~ 35초동안 정지하는 것을 것을 반복하면서 고체원료를 10kg/min ~ 20kg/min의 주입 속도로 상기 진공 혼화기 내로 주입하며,
상기 프리믹스과정, 상기 제1고체원료 주입과정, 상기 제1진공 혼화과정 및 상기 제2고체원료 주입과정에서 진공 혼화기의 내부 온도는 55℃ 내지 65℃로 유지되는 것을 특징으로 하는 고체 추진제의 제조방법.
A solid propellant composition preparation step of preparing a solid propellant composition including a binder, oxidizing agent, metal fuel, and hardener; and
It includes a curing step of hardening the solid propellant composition,
The curing step is,
A first curing process of curing for a preset first curing time under a first curing temperature condition; and
After the first curing process, a second curing process is performed under a second curing temperature condition different from the first curing temperature condition for a second curing time different from the first curing time,
The first curing temperature condition is 57°C to 62°C, and the first curing time is 22 to 27 hours,
The second curing temperature condition is 63°C to 68°C, and the second curing time is 70 to 74 hours,
The first curing temperature condition and the second curing temperature condition have a temperature difference of 4°C to 6°C,
The solid propellant composition preparation step is,
Premix process of injecting binder raw materials into a vacuum mixer;
A first solid material injection process of injecting some of the solid materials of the solid propellant composition excluding the hardener into the vacuum mixer;
A first vacuum mixing process of vacuum mixing some of the binder raw materials and solid raw materials;
A second solid material injection process of injecting the remaining solid raw materials of the solid propellant composition excluding the hardener into the vacuum mixer after the first vacuum mixing process;
A second vacuum mixing process of vacuum mixing the binder raw material and the solid raw material after the second solid raw material injection process;
A hardener injection process of injecting 1% by weight to 15% by weight of a hardener based on the total weight of the solid propellant composition into the vacuum mixer after the second vacuum mixing process; and
After the hardener injection process, it includes a third vacuum mixing process of vacuum mixing the binder raw material, solid raw material, and hardener,
In the first solid raw material injection process, 45% to 55% by weight of the total weight of the solid raw material is injected into the vacuum mixer and stirred, and the solid raw material having particles larger than the preset particle size among the solid raw materials is mixed. Inject using a screw feeder at an injection rate of 45 kg/min to 55 kg/min,
The screw feeder repeatedly operates for 2 to 6 seconds and stops for 20 to 30 seconds to inject solid raw materials into the vacuum mixer at an injection rate of 45 kg/min to 55 kg/min,
In the second solid raw material injection process, 45% by weight to 55% by weight of the total weight of the solid raw material is injected into the vacuum mixer and stirred. Solid raw materials with smaller particles are fed using a screw feeder at an injection speed of 10 kg/min to 20 kg/min,
In the second solid raw material injection process, the screw feeder repeatedly operates for 2 to 6 seconds and stops for 25 to 35 seconds while injecting the solid raw material into the vacuum mixer at an injection rate of 10 kg/min to 20 kg/min. And
Manufacture of a solid propellant, characterized in that the internal temperature of the vacuum mixer is maintained at 55 ℃ to 65 ℃ in the premix process, the first solid raw material injection process, the first vacuum mixing process, and the second solid raw material injection process. method.
상기 제1경화 온도 조건은 60℃이고, 상기 제1경화시간은 24시간이고, 상기 제2경화 온도 조건은 65℃이고, 상기 제2경화시간은 72시간인 것을 특징으로 하는 고체 추진제의 제조방법.
In claim 1,
The first curing temperature condition is 60°C, the first curing time is 24 hours, the second curing temperature condition is 65°C, and the second curing time is 72 hours. .
상기 제1경화시간과 상기 제2경화시간을 합친 시간은 4일인 것을 특징으로 하는 고체 추진제의 제조방법.
In claim 1,
A method for producing a solid propellant, characterized in that the combined time of the first curing time and the second curing time is 4 days.
상기 경화제 주입과정은 경화 촉매를 더 주입하는 것을 특징으로 하는 고체 추진제의 제조방법.
In claim 1,
The curing agent injection process is a method of producing a solid propellant, characterized in that a curing catalyst is further injected.
상기 경화제 주입과정은 진공 혼화기의 내부 온도를 45℃ ~ 54℃로 유지한 상태에서 경화제와 경화 촉매를 주입하여 교반시키는 것을 특징으로 하는 고체 추진제의 제조방법.
In claim 16,
The hardener injection process is a method of producing a solid propellant, characterized in that the hardener and the curing catalyst are injected and stirred while maintaining the internal temperature of the vacuum mixer at 45 ℃ to 54 ℃.
상기 제3진공 혼화과정은 진공 혼화기의 내부 온도를 45℃ ~ 54℃로 유지된 상태에서 고체 추진제 조성물을 진공 혼화하는 것을 특징으로 하는 고체 추진제의 제조방법.
In claim 17,
The third vacuum mixing process is a method of producing a solid propellant, characterized in that the solid propellant composition is vacuum mixed while the internal temperature of the vacuum mixer is maintained at 45 ° C. to 54 ° C.
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| KR100205832B1 (en) * | 1996-07-25 | 1999-07-01 | 최동환 | Solid propellant compositions having peg binder/nitramineoxydizers and manufacturing method threrof |
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