DE19917672A1

DE19917672A1 - Raketentreibsatz

Info

Publication number: DE19917672A1
Application number: DE19917672A
Authority: DE
Inventors: Klaus Menke; Gerhard Gunser; Werner Kuglstatter; Adrian Huels
Original assignee: Fraunhofer Gesellschaft zur Forderung der Angewandten Forschung eV
Current assignee: Fraunhofer Gesellschaft zur Forderung der Angewandten Forschung eV
Priority date: 1999-04-19
Filing date: 1999-04-19
Publication date: 2000-10-26
Also published as: EP1046626B1; EP1046626A1; DE50007431D1; ATE273943T1

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.

Beispiele

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

Binder

Hydroxyterminiertes Polybutadien (HTPB): 8,29%
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)

Füllstoffe

Siliciumcarbid: 4,53%
SiO₂

-Pulver Quarzgut: 33,79%
TiO₂

superfein: 1,90%
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

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.