Effect of fuel binder and oxidiser particle diameter on the combustion of ammonium perchlorate based propellants

Alharthi, Abdulrahman I.; Williams, Arthur L.

doi:10.1016/s0016-2361(98)00059-3

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“…Nesta faixa de temperatura, as curvas DSC apresentaram dois eventos térmicos, um exotérmico (380 ºC) e outro endotérmico (450 ºC). O evento exotérmico está relacionado a processos de "crosslinking" da cadeia polimérica ("binder"), despolimerização e ciclização com decomposição térmica 9 . O evento de decomposição térmica é exotérmico e prevalece sobre os outros que, caracteristicamente, são endotérmicos. )…”

Section: Resultados E Discussão Avaliação Termoanalítica Do Polibutadunclassified

Estudo da decomposição térmica de propelente sólido compósito de baixa emissão de fumaça

Andrade¹,

Frutuoso²,

Iha³

et al. 2008

Quím. Nova

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Recebido em 15/2/07; aceito em 17/8/07; publicado na web em 19/12/07 STUDY OF THERMAL DECOMPOSITION OF A SMOKELESS PROPELLANT. The thermal decomposition of hydroxylterminated polybutadiene (HTPB)/ammonium nitrate (AN) based propellants, so called smokeless formulations, and raw materials were investigated by differential scanning calorimetry (DSC) and thermogravimetry (TG). The thermoanalytical profile of different components and of propellant were evaluated and the Arrhenius parameters for the thermal decomposition of the propellant sample were determined by the Ozawa method. The kinetic parameters of the thermal decomposition of propellant samples were determined by DSC measurements. The values obtained for activation energy (E a ) and pre-exponential factor were 163 kJ mol -1 and 1.94x10 6 min -1 .Keywords: thermal analysis; smokeless; solid propellants. INTRODUÇÃOSistemas de propulsão aeroespacial que utilizam propelente sólido do tipo compósito 1 tendem a gerar compostos clorados e alumina, como resultado de seu processo de queima na câmara de combustão do motor-foguete. Estes compostos, quando liberados ao meio ambiente, tendem a deixar um rastro de fumaça que pode ser detectada por técnicas como infravermelho (IR) denunciando, assim, a posição de lançamento do artefato além de sua trajetória 2 . Conseqüentemente, a fração de alumínio metálico empregado nas formulações de propelentes compósitos do tipo "smokeless" não deve ser superior a 2% em massa. Entretanto, esta limitação no percentual de alumínio ocasiona o surgimento de fenômenos de instabilidade de queima, além de uma diminuição do impulso especí-fico (Isp), principal parâmetro balístico para formulações de propelentes. Em razão disso, tem-se uma busca constante por novos compostos e formulações 3 . As técnicas termoanalíticas, entre outras, podem contribuir no estudo de novos materiais e formulações para utilização em sistemas de propulsão 4 , gerando informações quanto às propriedades de decomposição térmica do material, como, por exemplo, seu comportamento em queima e os fenômenos de transição de fases cristalinas dos sais oxidantes observados durante o processo de combustão 5 . Neste trabalho é apresentado um estudo sobre a decomposição térmica de um propelente sólido baseado no polibutadieno líquido hidroxilado (PBLH), nitrato de amônio (AN) e outros componentes, utilizando-se a calorimetria exploratória diferencial (DSC) e a termogravimetria (TG). Este estudo visou avaliar os fenômenos que ocorrem durante a queima, para obter uma orientação em relação ao potencial de aplicação da formulação do compósito considerado. Foram gerados, ainda, os parâmetros cinéticos de decomposição térmica da formulação de propelente adotada, utilizandose o modelo cinético de Flynn, Wall e Ozawa 6 . Modelo cinético de Flynn, Wall e OzawaO estudo da cinética de decomposição térmica de materiais no estado sólido tem como conceito que a variação da massa do composto, em decorrência de um estímulo térmico, em função do tempo, obedece a seguinte equação (1) onde "α" re...

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Section: Resultados E Discussão Avaliação Termoanalítica Do Polibutadunclassified

Estudo da decomposição térmica de propelente sólido compósito de baixa emissão de fumaça

Andrade¹,

Frutuoso²,

Iha³

et al. 2008

Quím. Nova

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“…It is reported 11 that the amount of residues is the same for both HTPB/AP and HTPB decomposition, so the decomposition residues are not relative to the content of AP. It is well known that the decomposition product of AP is gas.…”

Section: Analysis Of Ignition Temperatureoxygen Bomb Combustion Heatmentioning

confidence: 99%

Combustion Characteristics of Coated Nano Aluminum in Composite Propellants

Sun¹,

Li²

2006

DSJ

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The effects of coated nano-sized aluminum (Al) powder (n-Al) and micron-sized Al powder (g-Al) in propellants on the burning rate and pressure exponent have been investigated. The results show that the burning rates of propellants increase as the n-Al content increases, but the burning rate pressure exponents tend to decrease. Compared with propellant containing -Al, the increments of burning rates of propellants containing n-Al powder reduce gradually with increase in the pressure because of the differences of the combustion characteristics and ignition performances of n-Al powder and g-Al powder. Single short distance photograph, scanning electron microscopy, x-ray fluorescence analysis were used to characterise the flame image, combustion phenomena, the quenched surface image, and surface elements. A substantial difference in combustion characteristics of n-Al powder has been found in comparison with -Al powder. In addition, oxygen-bomb combustion heat, ignition temperature, and recovery ratio of residues were measured.Keywords: Nanotechnology, nanostructured materials, aluminium powder, micron-sized aluminium powder, combustion, nano-sized aluminium powder, composite propellantsRevised 10 May 2006 . INTRODUCTIONNanotechnology is a frontal crossing subject developed gradually since late 1980's. Nanostructured materials have been used in the area of defence, military, space, and aviation. It is well known that solid propellants are the fuels of the solid rocket motors. If nano-sized materials are added to the solid propellants, the performance of propellants dramatically enhances. For fabricating the higher burning rate and the higher energy propellants, nano-sized materials have tremendous latent energy. The new generation of missiles and propellants for space flight application requires higher performance, so this provides widespread perspectives for the application of nanostructured materials. Thus, the Defence Science Journal, Vol. 56, No. 4, October 2006, pp. 543-550 2006, DESIDOC 543 study of nano-sized materials as a component of propellants is considered important.In 1994, Daizo Fukuma 1 used the 1.5 m superfine ammonium perchlorate (AP), 100 nm superfine Al and silver wire into the hydroxy-terminated polybutadiene HTPB-based propellants, and 150 mm/s super-burning rate was achieved. American company MACH I produced a kind of nanocat superfine iron oxide (SFIO) with particle size of 3 nm. The burning rate of HTPB-based propellants increases from 22.10 mm/s to 27.69 mm/ s and the pressure exponent decreases from 0.5 to 0.46 with a mass addition of 10 per cent SFIO. Moreover, the safety and the stabilised performance of SFIO are far better than conventional Fe 2 O 3 , catocene and other ferrocene derivative 2 .

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“…NH 4 ClO 4 + (CH 2 ) n + 2 Al ® ½ N 2 + CO + 5/2 H 2 + Al 2 O 3 + HCl Na verdade, a química de ignição e combustão dos propelentes baseados no sal oxidante perclorato de amônio envolve processos complexos governados por vários fatores tais como características do oxidante, do binder, pressão, concentração do oxidante, reações de pré-ignição entre outros 7 . No geral, as reações que ocorrem entre o oxidante e o binder ainda não estão completamente esclarecidas e é muito difícil a partir de qualquer modelo fornecer uma completa descrição do processo de combustão 8 . Os principais constituintes do propelente são o perclorato de amônio, alumínio em pó e resina.…”

Section: Propelente Sob Aspecto Químicounclassified

Propelente sólido compósito polibutadiênico: I- influência do agente de ligação

Sciamareli¹,

Takahashi²,

Teixeira³

et al. 2002

Quím. Nova

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Brazilian Complete Spacial Mission, the research of Vehicle Satellite Launcher is important. The solid propellant composite used in this vehicle is made with ammonium perchlorate, aluminiun powder and hydroxy terminated polibutadiene resin. In the propellant the bonding agent has a function to promote the interaction between solids and polimeric matrix, improving mechanical properties as stress, strain, aging characteristics and moisture embrittlement. Due its importance in propellant, bonding agent is consider as industrial secret and the literature about it is generic, without greater informations.Keywords: propellants; bonding agents; influence in mechanical properties. INTRODUÇÃOPropulsores de veículos espaciais, também conhecidos como motores-foguetes, exigem propelentes especiais, altamente energéticos, que ofereçam alto impulso específico. Um motor-foguete movido a propelente sólido é constituído basicamente de um tubo metálico cilíndrico, denominado envelope motor, preenchido quase totalmente com massa propelente, o grão propelente.Propelente sólido é uma mistura complexa e estável de compostos redutores e oxidantes que, quando ignitados, queimam de uma maneira homogênea, contínua e controlada, formando a altas temperaturas moléculas gasosas de baixa massa molecular. Desta forma, ocorre na câmara do motor-foguete, um formidável aumento de espécies gasosas com grande elevação de temperatura e pressão no sistema. Na saída do motor-foguete existe um estreitamento, chamado garganta de exaustão ou tubeira, por onde os gases resultantes da queima saem acelerados. O aumento de pressão, que pode atingir em certos casos 100 Mpa, resulta no impulsionamento do foguete 1 . No motor-foguete existe, entre o envelope motor e o propelente, uma proteção térmica constituída por uma fina camada de borracha e um adesivo denominado "liner", com a finalidade de não permitir que a alta temperatura de combustão do propelente danifique a estrutura do foguete. Na Figura 1 está o esquema simplificado de um motor-foguete. COMPOSIÇÃO TÍPICA DE UM PROPELENTE SÓLIDO COMPÓSITOOs propelentes sólidos, do tipo compósito, são constituídos de três componentes principais: Uma porção orgânica, rica em carbono e hidrogênio, conhecida como binder, que serve como ligante e gerador de gases; um sal inorgânico oxidante, rico em oxigênio, e um auxiliar balístico, normalmente um metal, tendo os sólidos uma micro granulometria bem definida 2,3 . No propelente compósito o binder é a matriz elastomérica que além de conter, incorpora as partículas sólidas do metal combustível e do oxidante. Sendo a fase contínua do propelente, o binder tem múltiplas funções pois, além de ser a principal fonte de carbono e hidrogênio do propelente, deve manter unidas as partículas do metal e do oxidante, formando uma consistente massa elástica capaz de resistir às solicitações provocadas pelas tensões mecânicas e térmica. Portanto, o binder também contribui para as propriedades mecânicas do propelente. E é importante que tenha afinidade com as partes constituintes do mot...

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Effect of fuel binder and oxidiser particle diameter on the combustion of ammonium perchlorate based propellants

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Estudo da decomposição térmica de propelente sólido compósito de baixa emissão de fumaça

Estudo da decomposição térmica de propelente sólido compósito de baixa emissão de fumaça

Combustion Characteristics of Coated Nano Aluminum in Composite Propellants

Propelente sólido compósito polibutadiênico: I- influência do agente de ligação

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