【発明の詳細な説明】[Detailed description of the invention]
【発明の目的】[Purpose of the invention]
（産業上の利用分野）
この発明は、ロケットの推進源として利用される固体推
進薬に関するものである。
（従来の技術）
従来、ロケットの推進源、すなわちロケットエンジンの
エネルギ源としては、化学系のものと非化学系のものが
あり、化学系のものには、固体推進薬を用いたものや、
液体推進薬を用いたものや、液体燃料と固体酸化剤また
は固体燃料と掖体酸化剤とを組み合わせたハイブリッド
式のものや、大気中においては酸化剤として空気を利用
するラムロケット（ラムジェッ｝・）式のもの、などが
ある。
これらのうち、固体推進薬は、推進゜薬グレインを装填
したままで長期保存ができかつまた即時発射もできるこ
と、大きな初期加速度を得やすいこと、小型のものにも
適していること、などといった利点を有している。この
固体推進薬の代表的なものとしては、均質型のものとし
てダブルベース推進薬があり、不均質型のものとしてコ
ンボジット推進薬があり、現在では後者のコンポジット
推進薬が主流となっている。
このコンポジット推進薬は、過塩素酸塩や硝酸塩などの
酸化剤粉末をプラスチックやゴムなどの高分子燃料を結
合剤として混合して硬化させたものであり、これら酸化
剤と燃料兼結合剤とからなる基本成分に、アルミニウム
，ベリリウム，ポロン，リチウムなどの金属添加剤を金
属燃料として添加したり、ＨＭＸ （シクロテトラメチ
レンテトラニトロアミン）やＲＤＸ （シクロトリメチ
レントリニトロアミン）などの高エネルキ添加剤を添加
したりすることにより比推力（Ｉｓｐ）の向上をはかる
ようにすることもあった。
この比推力（Ｉｓｐ）は、ロケッ１・エンジンの性能を
評価する数値として、推進薬燃焼ガスの重量流量率当り
の推力で定義され、燃焼温度と燃焼カス平均分子量との
比の平方根に比例する。
すなわち、
Ｉ ｓｐ ［ｓｅｃ．］ 一（ｆｔｂＦｄｔ）／Ｗｐｐ
０
Ｉｓｐ ［ｓｅｃ．］ 一Ｋｆｉ
ただし、
ｔｂは１１ｔ進薬の全燃焼時間［ｓｅｃ．］Ｆは推力［
ｋ ｇ］
ＷＰＰは推進薬の重量［ｋｇ］
Ｔｂは燃焼ガス温度［０Ｋ１
Ｍは燃焼ガスの平均分子量［ ｇ ｒ ／ ｍ ｏ ｌ
］であらわされる。
また、真空中で作動する上段ロケットモータでは、ノズ
ル開口比（ ｅ ＝ Ａ ｅ ／ Ａ ｔ ； Ａ ｅ
はノズル出口面積，Ａｔはスロート断面積）を太き〈す
るほど比推力は大きくなる。
そこで、ノズル開口比（を大さ〈するためにノズル出口
面積Ａｅを大きくすると構造重量が増加するため、その
分モータ性能が低下するので得策ではない。
したがって、構造重量を増加させることなく、すなわち
ノズル出口面積Ａｅを大きくすることなくノズル開口比
６を大きくするためには、スロート断面積Ａｔを小さく
すればよい。ただし、この場合に、ロケットモータの燃
焼圧力が高くならないようにするためには、固体推進薬
の燃焼速度を低下させる必要がある。換言すれば、燃焼
速度の低い固体推進薬ほど構造重量を増加させることな
くノズル開口比（を大きくすることができるので、その
分だけ比推力は太き〈することが可能となる。
このような観点から酸化剤と燃料兼結合剤とからなる基
本威分に、金属添加剤（助燃剤）としてアルミニウム粉
を添加し、また、高エネルギ添加剤としてＨＭＸやＲＤ
Ｘなどを添加するにあたっては、物性上，機械的特性上
ならびに製造上の面から細かいものが良いとされており
、例えばアルミニウム粉においては５〜３０ｊＬｍ程度
の微細な粒径のものが用いられ、ＨＭＸ ，ＲＤＸにお
いては２ ０ ｐＬｍ程度の微細な粒径のものが用いら
れていた。なお、このように固体推進薬中に金属添加剤
としてアルミニウム粉を添加し、高エネルギ添加剤とし
てＨＭＸ，ＲＤＸなどを添加することに関しては、例え
ば、「新版 産業火薬」 日本産業火薬会 昭和６０年
４月１０日発行の第４９頁〜第５０頁に記載がある。
（発明が解決しようとする課題）
このように、過塩素酸塩や硝酸塩などの酸化剤と合或樹
脂やゴムなどの燃料兼結合剤とからなる基本戒分に，ア
ルミニウム粉末などの金属燃料およびＨＭＸなとの高エ
ネルギ添加剤を添加する場合において、粒径が約４２０
μｍ前後の粗粒，約２ ０ ０ ｐＬｍ前後の中粒およ
び約２０ｐ−ｍ以下の微粒からなる過塩素酸アンモニウ
ムのうち粗粒と中粒とによって形成されるすき間部分（
ポケット部分）に、約５〜３ ０ ｇｍ程度の微粒状ア
ルミニウム粉末と約２０ｇｍ程度の微粒状ＨＭＸと約２
０μｍ以下の微粒状過塩素酸アンモニウムおよび微細な
結合剤等とが混在するかたちとなるため、ポケットボリ
ュームが大きいほどポケッＩ・部分でアルミニウム粉末
の凝集を生じて着火後にアルミニウムの大きな集塊を生
じやすくなり、集塊を生じたアルミニウムは完全に燃焼
しないうちに刊出されてしまうこととなって１アルミニ
ウムの燃焼効率が低下するという課題があった。
（発明の目的）
この発明は、このような従来の課題にかんがみてなされ
たもので、酸化剤と燃料兼結合剤とからなる基本戒分に
、金属添加剤および高エネルギ添加剤を加えて推進力の
より一層の向上をはかるようにしたときでも、高エネル
ギ添加剤の添加による金属燃料の燃焼効率の低下を防ぐ
ことが可能であり、より大きな比推力を得ることが可能
であると共に総推力を一定とする場合には固体推進薬量
を低減することが可能であるロケットの固体推進薬を提
供することを目的としている。(Industrial Application Field) This invention relates to a solid propellant used as a propulsion source for rockets. (Prior Art) Conventionally, the propulsion sources for rockets, that is, the energy sources for rocket engines, have been classified into chemical and non-chemical types.Chemical types include those using solid propellants, and energy sources for rocket engines.
There are those that use liquid propellants, hybrid types that combine liquid fuel and solid oxidizer, or solid fuel and shell oxidizer, and ram rockets that use air as the oxidizer in the atmosphere. ), etc. Among these, solid propellants have the advantages of being able to be stored for a long time with the propellant grains still loaded, and also to be fired immediately, easy to obtain a large initial acceleration, and suitable for small objects. have. Typical solid propellants include double base propellants, which are homogeneous, and composite propellants, which are heterogeneous.Currently, the latter composite propellant is the mainstream. . This composite propellant is made by mixing and curing oxidizer powder such as perchlorate or nitrate with polymeric fuel such as plastic or rubber as a binder. Metal additives such as aluminum, beryllium, poron, and lithium are added to the basic ingredients as metal fuels, and high-energy additives such as HMX (cyclotetramethylenetetranitramine) and RDX (cyclotrimethylene trinitramine) are added. In some cases, the specific impulse (Isp) has been improved by adding . This specific impulse (Isp) is defined as the thrust per weight flow rate of propellant combustion gas as a numerical value that evaluates the performance of the Rocket 1 engine, and is proportional to the square root of the ratio between combustion temperature and combustion residue average molecular weight. . That is, I sp [sec. ] One (ftbFdt)/Wpp
0 Isp [sec. ] 1Kfi However, tb is the total combustion time of 11t propellant [sec. ]F is thrust [
kg] WPP is the weight of the propellant [kg] Tb is the combustion gas temperature [0K1 M is the average molecular weight of the combustion gas [g r / mol
]. In addition, in the upper stage rocket motor that operates in vacuum, the nozzle opening ratio (e = A e / A t ; A e
is the nozzle exit area and At is the throat cross-sectional area), the larger the specific impulse becomes. Therefore, if the nozzle exit area Ae is increased in order to increase the nozzle opening ratio, the structural weight will increase, and the motor performance will decrease by that amount, so it is not a good idea. Therefore, without increasing the structural weight, In order to increase the nozzle opening ratio 6 without increasing the nozzle exit area Ae, the throat cross-sectional area At may be decreased.However, in this case, in order to prevent the combustion pressure of the rocket motor from becoming high, , it is necessary to reduce the combustion rate of the solid propellant.In other words, the lower the combustion rate of the solid propellant, the larger the nozzle opening ratio without increasing the structural weight. From this point of view, aluminum powder is added as a metal additive (combustion improver) to the basic material consisting of an oxidizer and a fuel/binder, and high energy additives are added. HMX and RD as agents
When adding X, etc., it is said that fine particles are better from the viewpoint of physical properties, mechanical properties, and manufacturing. For example, in aluminum powder, particles with a fine particle size of about 5 to 30 jLm are used. In HMX and RDX, particles with a fine particle size of about 20 pLm were used. Regarding the addition of aluminum powder as a metal additive and HMX, RDX, etc. as high-energy additives to solid propellants, for example, "New Edition Industrial Explosives", Japan Industrial Explosives Association, 1985 It is described on pages 49 to 50 of the April 10 issue. (Problem to be solved by the invention) In this way, in addition to the basic precepts consisting of oxidizing agents such as perchlorates and nitrates and fuel-binding agents such as resins and rubber, metal fuels such as aluminum powder and When adding high-energy additives such as HMX, the particle size is approximately 420
Among ammonium perchlorate, which consists of coarse particles of around μm, medium particles of around 200 pLm, and fine particles of about 20 p-m or less, the gap formed by the coarse and medium particles (
About 5 to 30 gm of fine-grained aluminum powder, about 20 gm of fine-grained HMX, and about 2
Since fine particles of ammonium perchlorate of 0 μm or less and fine binders are mixed together, the larger the pocket volume, the more agglomeration of aluminum powder will occur in the pocket I area, resulting in a large agglomeration of aluminum after ignition. There was a problem in that the aluminum that had formed agglomerates would be published before it was completely combusted, resulting in a decrease in the combustion efficiency of 1 aluminum. (Purpose of the Invention) This invention was made in view of such conventional problems, and is promoted by adding metal additives and high-energy additives to the basic command consisting of an oxidizer and a fuel/binder. Even when trying to further improve the force, it is possible to prevent the reduction in combustion efficiency of metal fuel due to the addition of high-energy additives, and it is possible to obtain a larger specific impulse and increase the total thrust. The purpose of the present invention is to provide a solid propellant for a rocket that allows the amount of solid propellant to be reduced when the amount of solid propellant is constant.
【発明の構威】[Structure of the invention]
（課題を解決するための手段）
この発明に係るロケットの固体推進薬は、燃料兼結合剤
と、酸化剤と、金属添加剤と、高エネルキ添加剤とを主
要成分として含み、その他少量成分として硬化剤，硬化
触媒，燃焼触媒，可塑剤，界面活性剤，安定剤などを必
要に応じて含み、前記高エネルギ添加剤はその平均粒径
が１６０〜２４０μｍの範囲にあるものを添加した構威
としたことを＠徴としており、このようなロケットの固
体推進薬の構′成を上述した従来の課題を解決するため
の手段としている。
この発明に係るロケットの固体推進薬において用いられ
る燃料兼結合剤はとくに限定されないものであるが、こ
の燃料兼結合剤は、燃焼熱が大きく、また燃焼生戊物の
平均分子量が小さくなるようＨ／Ｃが大きく、十分な強
度および弾性を有し、レストリクタなどとの接着性が良
好であることが要求され、このような要求に従って、例
えば、ポリサルファイド（ｐｓ），ポリ塩化ビニル（Ｐ
ＶＣ），ポリウレタン（ＰＵ），ポリブタジエン（ＦＢ
）などが用いられ、ポリブタジエン系にはアクリル酸，
アクリロニトリルとの共重合物であるポリブタジエンー
アクリル酸（ＰＢＡＡ）やポリブタジエンーアクリル酸
一アクリロニ１・リル（ＰＢＡＮ）のほか、分子規則性
のよい末端力ルポキシル基ポリブタジエン（ＣＴＰＢ）
や、低粘度の末端水酸基ポリブタジエン（ＨＴＰＢ）な
どが用いられる。
また、前記燃料（・兼結合剤）に対する酸素供給源であ
る酸化剤においてもとくに限定されないものであるが、
この酸化剤は、有効酸素または酸化成分の含有量が多く
、混合時や貯蔵時において化学的安定性が高く、吸湿性
が少なく、そして破砕性が良いものであることが望まれ
、このような要求特性に従って、例えば、過塩素酸リチ
ウム（ＬＰ），過塩素酸アンモニウム（ＡＰ），過塩素
酸カリウム（ＫＰ），過塩素酸二トロニウム？ＮＰ），
硝酸リチウム（Ｉ，Ｎ） ，硝酸アンモニウム（Ａ
Ｎ）などが用いられ、過塩素酸アンモニウムにおいて通
常は、４００〜４４０μｍ程度の粗粒と、１８０〜２２
０川ｍ程度の中粒と、２０ｇ’ｍ以下程度の微粒とを適
宜量で配合することにより推進薬の戒形性を向上させる
ようにしたものが用いられる。
さらに、金属燃刺である金属添加剤は、推進薬密度を高
め、燃焼熱が大きく、燃焼温度の上昇により比推力を向
上させるとともに、高周波圧力振動を伴う不安定燃焼を
抑制して燃焼の安定化に寄与させるために添加するもの
であり、この金属添加剤としては、上記の作用が得られ
るものとして、例えば、アルミニウム，ベリリウム，ポ
ロン，リチウム，マグネシウム，ジルコニウムなどが用
いられる。
さらにまた、酸化剤の一種でもある高エネルギ添加剤は
燃焼性能の改善のために添加■されるものであるが，こ
の高エネルギ添加剤としては、ＨＭＸ（シクロテトラメ
チレンテトラニトロアミン）やＲＤＸ （シクロトリメ
チレントリニトロアミン）などが使用される。そして、
この高エネルギ添加剤の平均粒径が小さすぎると中粒お
よび粗粒からなる酸化剤によって形成された空間部分（
ポケット部分）を分断する作用が得られなくなり、前述
した従来の場合と同様になって課題を解決しがたくなり
、金属添加剤の燃焼効率を低下させることとなるので好
ましくなく、反対に高エネルギ添加剤の平均粒径が大き
すぎると酸化剤と同程度の粗粒成分が多くなりすぎて充
填率が低下し、固体推進薬の製造性が低下すると共に機
械的特性も低下することとなるので，このような理由か
ら高エネルギ添加剤の平均粒径は１６０〜２４０ルｍの
範囲とした。
そのほか、必要に応じて添加される少量或分としては、
前述したごとく硬化剤あるいは硬化触媒（加橋剤；バラ
キノンジオウキシム（ＰＱＤ）トルエンジイソシアネー
｝（ＴＤＩ）など）燃焼触媒（酸化第二鉄（Ｆｅ２ ｏ
３）’＋塩基性酸化鉄（ＦｅＯ （ＯＨ）） ，フッ化
リチウム（Ｌ ｉ Ｆ）など）．可塑剤（ジオクチルア
ジペート（ＤＯＡ），ジオクチルフタレー１・（Ｄ Ｏ
Ｐ）など），界面活性剤，結合剤（ＭＡＰＯ ＭＴ
４など）などが用いられ、例えば燃焼触媒としては、燃
焼速度を高める正触Ｉｓ．（例えば、銅クロマイト）と
これを低める負触媒（例えば、フッ化リチウム）を選ん
で必要に応じて適宜使用される。
この発明に係るロケッｉ・の固体推進薬のより好ましい
戊分組成としては、
■燃料兼結合剤（ＨＴＰＢ ，ＣＴＰＢ ，ＰＵなど）
・・・・・・・・・１０〜１４重量％、■酸化剤（Ｎ，
Ｈ４Ｃ文−ＡＰなど）二粒径が４００〜４４０７ｐｍの
粗粒からなるもの，１８０〜２２０μｍの中粒からなる
もの．および０ ２ ０ ＩＬｍ以下の微粒からなるも
の・・・・・・・・・残部、
■金属添加剤（Ａ文など）：粒径が５〜３０＃Ｌｍの微
粒からなるもの・・・・・・・・・１６〜２０重量％
■高エネルキ添加剤（ＨＭＸ，ＲＤＸなと）粒径が１６
０〜２４０μｍの中粒からなるもの・・・・・・・・・
５〜１５重らＬ％、■その他少Ｍ成分（硬化触媒，燃焼
触媒など）・・・・・・・・・若干量
よりなるものが使用される。
このような組成をもつν・１体推進薬は、とくに高比推
力が要求される上段用のロケットエンジンのエネルキ源
に適するものであって、金属添加剤および高エネルギ添
加剤の添加割合が多くなっているが、このような粉末成
分の添加割合が多すぎると、とくに上段ロケットのこ゛
とく充填率向上の［」的から狭小かつ複雑な内腔を形或
する場合に、製造に際しての注型性が阻害されることか
ら、これらの添加割合は上記のごとく制限されたものを
用いることが望ましい。
このような戊分組成をもつ固体推進薬は、固体推進薬の
グレインのみを所定形状に作製してレストリクタで囲ん
だのち、別途作製したロケットモータケースに装填して
一体化する方式や、ロ１１
ｌ ２
ケットモータケースの内面にレス１・リクタを塗布した
のち不定形の固体推進薬ペーストを流し込んで加熱硬化
させる方式や、大型のモータケースの場合にはセグメン
ト構造の分割ケースとして各分割ケースごとに固体推進
薬を設け、発射場等において組み立てる力弐などによっ
て、ロケットモータケースの内部に装填される。
（発明の作用）
この発明に係るロケットの因体推辿薬は、燃料兼結合剤
と、酸化剤と、金属添加剤と、高エネルギ添加剤とを主
要成分として含むものにおいて、ｉ′ｉｉｊ記高エネル
ギ添加剤の平均粒径が１６０〜２４０ｐｍの範囲にある
ものを添加しているので、高エネルギ添加剤を従来のも
のよりも大きな中粒程度のものとすることによって粗粒
および中粒の酸化剤で形威される空間部分（ポケット部
分）が分割されて小さくなり、微粒子状の金属添加剤が
より分散されたものとなって、着火前における金Ｊｉ６
添加剤の凝集がＶｊ ｌｈされるようになり、したがっ
て着火後において金属添加剤の集塊特性が弱められるよ
うになって、金属添加剤の燃焼効率が向上するようにな
り、比推力が増加するという作用がもたらされる。
そして、特にモータ特性長（Ｆｖ／Ａｔ＝Ｌ）の小さい
上段のロケットモー夕においては金属添加剤の滞留時間
が短いため、金属添加剤の集塊特性が強いと燃焼しきれ
ないまま排出される量が多くなることから燃焼効率の低
下が著し〈なって、比推力（Ｉｓｐ）の低下をきたすこ
とになり、また質量比（＝イナート重Ｍ．／全重量−１
／Ｒｍ）も悪くなるが、この発明に係る固体推進薬では
高エネルギ添加剤の平均粒径が従来のものよりも大きく
中粒の酸化剤と同程度のものが添加されていることから
、金属添加剤の凝集を防いで着火後の集塊特性が弱めら
れるものとなっており、金属添加剤の燃焼効率の向上に
つながるものとなっている。したがって、
獲得速度△ｐ＝ｇ＊Ｉｓｐ＊ＪｉｊｎＲｍで表わされる
比推力（Ｉｓｐ）および質量比（ １ ／ Ｒ ｍ ）
の両方共が改善されて、獲得速度の向上がもたらされ、
衛星重量の減少や姿勢制御用燃料の積増しによる寿命延
長が実現される。
ところで、先述した粗粒および中粒の酸化剤で形威され
る空間部分（ポケット部分）の大きさは、当然この酸化
剤の粒径比によっても十分調整することが可能であるが
、固体推進薬の性能に影饗する最も重要な特性のひとつ
である洗に述べた燃焼速度も変化してしまうこととなる
。
これに対して、高エネルギ添加剤はその粒径を変化させ
たときでも燃焼速度は変化しないので、高エネルギ添加
剤の平均粒径を１６０〜２４０ｐｍの範囲にあ，るもの
としてポケット部分の分割をはかることにより、燃焼速
度を変化させることなく燃焼効率の向上が実現されると
いう作用がもたらされる。
（実施例）
実施例１
第１表に示すような燃料兼結合剤（ＨＴＰＢ），酸化剤
（Ａ．．Ｐ），金属添加剤（Ａ見）および高エネルギ添
加剤（ＨＭＸ）からなる戒分組威ｔ
の固体推進薬を調製するにあたり、酸化剤として粒径が
４００〜４４０μｍの粗粒のものと、粒径が１８０〜２
２ ０ ｐｍの中粒のものと、粒径が２０ＪＬｍ以下
の微粒のものとからなるものを使用すると共に、金属添
加剤として粒径が５〜３０ＪＬｍの微粒のものを用い、
さらには高エネルギ添加剤としてその平均粒径が２０Ｊ
Ｌｍ微粒状のものと２００１Ｌｍの中粒状のものを添加
した。
そして、各固体推進薬の燃焼試験を行って各々の比推力
を測定したところ、第１図に示すような結果であった。
１ ５
ｌ ６
？１図に示すように、平均粒径が２０ｐｍである微粒状
のＨＭＸを添加した固体推進薬の比推力に比べて、平均
粒径が２ ０ ０ ｐｍである中粒状のＨＭＸ・を添加
した固体推進薬の比推力の方が大きくなっていることが
明らかであり、なかでもＡｎおよびＨＭＸの合有量が多
い陽．１（○印）の固体推進薬において比推力の向上が
大きくなっていることが認められ、ＨＭＸの平均粒径を
中粒の酸化剤と同程度の中粒の■ものとしたことによっ
てＡＭの燃焼効率の向上をはかることが可能であった。
実施例２
次に、第２表に示すような燃料兼結合剤（ＨＴＰＢ）．
酸化剤（ＡＰ），金属添加剤（Ａｎ）および高エネルギ
添加剤（ＨＭＸ）からなる成分組成の固体推進薬を調製
するにあたり、酸化剤として粒径が４００〜４４’Ｏｐ
ｍの粗粒のものと、粒径が２０ｐＬｍ以下の微粒のもの
とからなるものを使用すると共に、金属添加剤として粒
径が５・〜３’Ｏ”μｍの微粒のものを用い、さらには
高エネルギ添加剤としてその平均粒径が２０μｍの微粒
状のものと平均粒径が２００←ｍの中粒状のものであっ
てかつそれらの配合比を変えたものを添加した。
そして、各固体椎進薬の燃焼試験を行って各々の比推力
を測定したところ、第２図に示す結果であった。
１ ９
２ ０
第２図に示すように、ＨＭＸの平均粒径が大き〈なって
いるほど固体推進薬の比推力が向上することが認められ
た。
このように、高エネルギ添加剤であるＨＭＸの十均粒径
を従来よりも大きな中粒程度のものとすることによって
比推力が向上することが認められ、とくに小型のロケッ
トモータの推進薬としてのみならす、大型のロケットモ
ータの推進薬としても適しているものであることが確か
められた。(Means for Solving the Problems) The solid propellant for a rocket according to the present invention contains a fuel/binder, an oxidizing agent, a metal additive, and a high-energy additive as main components, and includes other minor components. A curing agent, a curing catalyst, a combustion catalyst, a plasticizer, a surfactant, a stabilizer, etc. are included as necessary, and the high-energy additive has an average particle size in the range of 160 to 240 μm. The solid propellant structure of such a rocket is a means to solve the above-mentioned conventional problems. Although the fuel/binder used in the solid propellant of the rocket according to the present invention is not particularly limited, the fuel/binder has a large heat of combustion and is H so that the average molecular weight of the combustion product is small. /C, sufficient strength and elasticity, and good adhesion to restrictors, etc. In accordance with these requirements, for example, polysulfide (PS), polyvinyl chloride (P
VC), polyurethane (PU), polybutadiene (FB)
) etc. are used, and for polybutadiene type, acrylic acid,
In addition to polybutadiene-acrylic acid (PBAA) and polybutadiene-monoacrylonyl acrylic acid (PBAN), which are copolymers with acrylonitrile, there is polybutadiene with a terminal group of rpoxyl groups (CTPB), which has good molecular regularity.
or low viscosity terminal hydroxyl group polybutadiene (HTPB). In addition, the oxidizing agent that is the oxygen supply source for the fuel (and binder) is not particularly limited, but
This oxidizing agent is desired to have a high content of available oxygen or oxidizing components, high chemical stability during mixing and storage, low hygroscopicity, and good crushability. According to the required properties, for example, lithium perchlorate (LP), ammonium perchlorate (AP), potassium perchlorate (KP), ditronium perchlorate? NP),
Lithium nitrate (I,N), ammonium nitrate (A
N) etc. are used, and ammonium perchlorate usually has coarse particles of about 400 to 440 μm and 180 to 22 μm.
A propellant is used that improves the deformability of the propellant by blending appropriate amounts of medium particles of about 0 g'm and fine particles of about 20 g'm or less. Furthermore, metal additives, which are metal fuels, increase propellant density, generate large combustion heat, and improve specific impulse by increasing combustion temperature, and stabilize combustion by suppressing unstable combustion accompanied by high-frequency pressure oscillations. This metal additive is added to contribute to the chemical reaction, and examples of metal additives that can achieve the above effects include aluminum, beryllium, poron, lithium, magnesium, and zirconium. Furthermore, high-energy additives, which are also a type of oxidizing agent, are added to improve combustion performance. cyclotrimethylenetrinitramine) etc. are used. and,
If the average particle size of this high-energy additive is too small, the space formed by the oxidizing agent consisting of medium and coarse particles (
This is not desirable because it becomes difficult to solve the problem as in the conventional case described above, and it reduces the combustion efficiency of the metal additive. If the average particle size of the additive is too large, there will be too much coarse particle component on the same level as the oxidizing agent, which will reduce the filling rate, which will reduce the manufacturability of the solid propellant and also reduce its mechanical properties. For these reasons, the average particle size of the high-energy additive was set in the range of 160 to 240 lm. In addition, small amounts added as needed include:
As mentioned above, curing agents or curing catalysts (crosslinking agents; paraquinone dioxime (PQD), toluene diisocyanate (TDI), etc.), combustion catalysts (ferric oxide (Fe2 o
3)'+basic iron oxide (FeO (OH)), lithium fluoride (L i F), etc.). Plasticizers (dioctyl adipate (DOA), dioctyl phthalate 1 (D O
P), surfactants, binders (MAPO MT, etc.), surfactants, binders (MAPO MT
For example, as a combustion catalyst, direct catalytic Is. (e.g., copper chromite) and a negative catalyst (e.g., lithium fluoride) that lowers it are selected and used as appropriate. A more preferable fractional composition of the solid propellant for a rocket according to the present invention is: ■Fuel/binder (HTPB, CTPB, PU, etc.)
......10-14% by weight, ■Oxidizing agent (N,
(H4C Bun-AP, etc.) Those consisting of coarse particles with a particle size of 400 to 4407 pm, and those consisting of medium particles of 180 to 220 μm. and those consisting of fine particles with a particle size of 0 2 0 ILm or less...the remainder, ■Metal additives (such as A): consisting of fine particles with a particle size of 5 to 30 #Lm... ...16-20% by weight ■High energy additives (HMX, RDX, etc.) particle size is 16
Consisting of medium grains of 0 to 240 μm...
5 to 15 weight L%, (2) Other low M components (curing catalyst, combustion catalyst, etc.)... Some amount is used. A ν-1-body propellant with such a composition is particularly suitable as an energy source for upper-stage rocket engines that require high specific impulse, and contains a large proportion of metal additives and high-energy additives. However, if the ratio of such powder components added is too high, the pourability during manufacturing may be affected, especially when forming a narrow and complicated internal cavity for the purpose of improving the filling rate of the upper stage rocket. Therefore, it is desirable to use a limited addition ratio as described above. A solid propellant with such a fractional composition can be produced using a method in which only the grains of the solid propellant are made into a predetermined shape, surrounded by a restrictor, and then loaded and integrated into a separately prepared rocket motor case. After coating the inner surface of the l2ket motor case with Res 1 Reactor, an amorphous solid propellant paste is poured in and heated to harden it, or in the case of a large motor case, each divided case is divided into segments with a segment structure. A solid propellant is installed in the rocket motor case, and it is loaded into the rocket motor case by a forceps that are assembled at the launch site or elsewhere. (Action of the Invention) The rocket causal promoter according to the present invention contains a fuel/binder, an oxidizing agent, a metal additive, and a high-energy additive as main components, and the Since the average particle size of the high-energy additive is in the range of 160 to 240 pm, the high-energy additive is made into medium particles, which are larger than conventional ones. The space (pocket) formed by the oxidizer is divided and becomes smaller, and the fine particulate metal additive becomes more dispersed.
The agglomeration of the additive becomes Vj lh, therefore the agglomeration property of the metal additive becomes weakened after ignition, the combustion efficiency of the metal additive improves, and the specific impulse increases. This effect is brought about. In particular, in the upper stage rocket motor where the motor characteristic length (Fv/At=L) is small, the residence time of the metal additive is short, so if the metal additive has strong agglomeration characteristics, it will be ejected without being fully burned. As the amount increases, the combustion efficiency decreases significantly, resulting in a decrease in specific impulse (Isp), and the mass ratio (= inert weight M./total weight - 1
/Rm), but in the solid propellant according to the present invention, the average particle size of the high-energy additive is larger than that of conventional ones, and the average particle size of the high-energy additive is about the same as that of a medium-sized oxidizing agent. It prevents additives from agglomerating and weakens the agglomeration characteristics after ignition, leading to improved combustion efficiency of metal additives. Therefore, the specific impulse (Isp) and mass ratio (1/Rm) expressed as the acquired speed △p=g*Isp*JijnRm
Both are improved, leading to increased acquisition speed,
The lifespan will be extended by reducing the weight of the satellite and increasing the amount of fuel for attitude control. By the way, the size of the space (pocket) formed by the coarse and medium-grained oxidizing agent mentioned above can of course be adjusted sufficiently by the particle size ratio of the oxidizing agent, but solid propulsion The burning rate mentioned above, which is one of the most important characteristics that affects the performance of drugs, will also change. On the other hand, the combustion rate of high-energy additives does not change even when the particle size is changed, so the pocket portion is divided by assuming that the average particle size of the high-energy additive is in the range of 160 to 240 pm. By measuring this, it is possible to improve the combustion efficiency without changing the combustion rate. (Example) Example 1 A combination of fuel and binder (HTPB), oxidizer (AP), metal additive (see A), and high energy additive (HMX) as shown in Table 1. In preparing a solid propellant with a particle diameter of
Using medium particles of 20 pm and fine particles with a particle size of 20 JLm or less, and using fine particles with a particle size of 5 to 30 JLm as a metal additive,
Furthermore, as a high-energy additive, its average particle size is 20J.
Lm fine particles and 2001Lm medium particles were added. Then, when a combustion test was conducted on each solid propellant and the specific impulse of each was measured, the results were as shown in FIG. 1 5 l 6? As shown in Figure 1, the specific impulse of a solid propellant containing fine-grained HMX with an average particle size of 20 pm is higher than that of a solid propellant containing medium-sized HMX with an average particle size of 200 pm. It is clear that the specific impulse of the propellant is larger than that of the positive propellant, which has a large combined amount of An and HMX. It was observed that the specific impulse improved significantly with the solid propellant No. 1 (marked with ○), and by setting the average particle size of HMX to a medium-grained one, which is the same as that of a medium-grained oxidizer, AM's It was possible to improve combustion efficiency. Example 2 Next, a fuel/binder (HTPB) as shown in Table 2 was used.
When preparing a solid propellant with a component composition consisting of an oxidizing agent (AP), a metal additive (An), and a high energy additive (HMX), as an oxidizing agent, a particle size of 400 to 44' Op.
In addition to using a material consisting of coarse particles with a particle size of m and fine particles with a particle size of 20 pLm or less, as a metal additive, a fine particle with a particle size of 5.~3'O" μm is used. As high-energy additives, fine particles with an average particle size of 20 μm and medium particles with an average particle size of 200←m were added, and their blending ratios were varied. When a combustion test was carried out on the additives and the specific impulse of each was measured, the results were shown in Figure 2.1 9 2 0 As shown in Figure 2, the average particle size of HMX was large. It was confirmed that the specific impulse of the solid propellant was improved as the amount increased.In this way, the specific impulse was improved by making the 10-uniform particle size of HMX, a high-energy additive, into a medium particle size that is larger than the conventional one. It was confirmed that it is suitable not only as a propellant for small rocket motors, but also as a propellant for large rocket motors.
【発明の効果】【Effect of the invention】
この発明に係るロケットの固体推進薬は，燃料兼結合剤
と、酸化剤と、金属添加剤と、高エネルギ添加剤とを主
要成分として含み、その他少量威分を必要に応じて含む
ものであって、前記高エネルギ添加剤はその平均粒径が
１６０〜２４０μｍの範囲にあるものを添加しているか
ら、高エネルギ添加剤によって燃焼性能のより一層の改
善をはかるようにしたときでも、従来のような高エネル
ギ添加剤の添加による金属添加剤の燃焼効率の低下を防
止することが可能であり、燃料兼結合剤の燃焼のみなら
ず金属添加剤および高エネルギ添加剤の効率的な燃焼に
よって比推力のより−・層の向上を実現することが可能
であり、総推力を一定とする場合には固体推進薬の装填
量を少なくすることが可能となり、この減少分だけ例え
ば姿勢１υ１御用燃料を多く積むことによって人工衛星
の寿命延長につなげることができるという著しく優れた
効果がもたらされる。The solid propellant for a rocket according to the present invention contains a fuel/binder, an oxidizing agent, a metal additive, and a high-energy additive as main components, and also contains small amounts of other ingredients as necessary. Therefore, since the high-energy additive has an average particle size in the range of 160 to 240 μm, even if the high-energy additive is intended to further improve combustion performance, it will not be possible to use the conventional high-energy additive. It is possible to prevent the reduction in combustion efficiency of metal additives due to the addition of high-energy additives such as It is possible to realize a further improvement in the thrust force, and when the total thrust is kept constant, it is possible to reduce the amount of solid propellant loaded, and for example, the attitude 1υ1 official fuel can be reduced by this reduction. Stacking a large number of particles has the remarkable effect of extending the life of the satellite.
【図面の簡単な説明】[Brief explanation of the drawing]
第１図はこの発明の実施例ｌにおいて高エネルギ添加剤
であるＨＭＸの平均粒径による比推力への影響を調べた
結果を例示するグラフ、第２図はこの発明の実施例２に
おいて平均粒径が２００μｍのＨＭＸと平均粒径が２０
μｍのＨＭＸとの配合比による比推力への影響を調べた
結果を例示するグラフである。Fig. 1 is a graph illustrating the results of investigating the influence of the average particle size of HMX, which is a high-energy additive, on specific impulse in Example 1 of this invention, and Fig. HMX with a diameter of 200 μm and an average particle size of 20
It is a graph illustrating the results of investigating the influence of the blending ratio of μm with HMX on specific impulse.