Alüminyum ilavesinin çift esaslı roket katı yakıt performansına etkilerinin incelenmesi
Determination of influence of al powders adding on performance of double base solid propellants in rockets
Yazar: MUSTAFA AKÇİL
Danışman: PROF. DR. ZEKİ ÇİZMECİOĞLU
Yıldız Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Metalurji Ana Bilim Dalı
Derece: Doktora, 1996
Konu: Metalurji Mühendisliği = Metallurgical Engineering

Özet:
Roketlerde kullanılan katı yakıtlar, asıl olarak iki çeşittir. Bunlardan yaygın olarak bilineni nitroselülöz ve nitrogliserin karışımı çift esaslı katı yakıtlardır. Diğeri ise organik yakıt, anorganik oksitleyici ve bağlayıcıdan meydana gelen heterojen bir karışımdır. Bu katı yakıtların enerjileri yüksek, mekanik özellikleri daha iyidir. Çift esaslı katı yakıtlara oksitleyici ve metal yakıt ilave edilerek kompozite değiştirilmiş çift esaslı katı yakıtlar (CMDB) elde edilmiştir. CMDB cinsi katı yakıtlar hem çift esaslı (DB), hem de kompozit (CP) katı yakıtlara göre daha üstün özelliklere sahiptir. CMDB tipi katı yakıtların kullanım alanları askeri sistemler ile uzay araçlarıdır. DB karışımlar yaygın olarak küçük askeri uygulamalar, havan topları, roket ve jet tahrik sistemlerinde kullanılırlar. Kompozit karışımlar ise hem roketlerde, hem de jet uçaklarının tahrik edilmesinde kullanılır. CMDB tipi katı yakıtlar bir oksitleyici bileşik (AP, KP, KN) ile, yüksek enerjili malzemeler (RDX, HMX, PETN) ve çift esaslı matriks içerisinde dağılmış halde metalik yakıt (Al) ihtiva ederler.

Hafif metal tozları özellikle de alüminyum karasız yanmayı düzenlemek ve balistik performansı arttırmak amacıyla hem kompozit, hem de CMDB tipi katı yakıtlarda yaygın olarak kullanılır. Alüminyum parçacıklarının yanmasıyla alüminyum oksit oluşur ve yanma sırasında alüminyum parçacıklarının yüzeyine dağılarak yoğunlaşır. Alüminyum ilk yanma ürünleri ile reaksiyona girer ve büyük oranda enerji açığa çıkar. Bu da alüminyum bulunmayan duruma göre daha uzun süre yanma ve daha yüksek basınç elde edilmesini sağlar. Toz haldeki alüminyum ağırlıkça % 14 ile 18 oranlarında ilave edilir. Bor, alüminyuma göre daha hafif olmasına karşılık daha yüksek yanma enerjisine sahiptir. Ancak mevcut yanma odalarında yükske verimde yanabilmesi güçtür. Bunun için, pratik bir yakıt olarak kullanılamamaktadır. Berilyum, bora göre çok daha kolay yanar, fakat yüksek oranda zehirli bileşik ihtiva ettiği için canlılara zararlıdır.


Perkloratlar ve anorganik nitratlar kompozit tip katı yakıtlarda oksitleyici kristaller olarak kullanılmaktadır. Amonyum perklorat (AP) yaygın olarak kullanılan bir oksitleyicidir. Diğer oksitleyiciler amonyum nitrat (AN) ve potasyum perklorat (KP) roket yakıtlarında kullanılmaktadır. Anorganik nitratların perkloratlara göre oksitleyicilik özellikleri daha düşüktür.

Katı yakıtların fiziksel ve kimyasal özelliklerini kontrol etmek için düşük oranlarda diğer ilaveler de kullanılır. Bu ilavelerin kullanılmasının amacı; (1) Yanmayı düzenleme, (2) Depolama sırasındaki ayrışmadan kaçınmak için kimyasal kararlılığı artırma, (3) Üretim esnasında katı yakıtların özellikerlini kontrol etme (sertleşme süresi, döküm akışkanlığı, ıslatıcılık), (4) Elastik şekil değiştirmeyi azaltma ve fiziksel dayanımı arttırma, (5) Sürtünme ve sıcaklığa karşı duyarlılığı azaltmaktır. Roketi hareket ettiren kuvvet katı yakıtların yanmasıyla elde edilen sıcak ve yüksek basınçatki gazlar tarafından sağlanır. Bir katı yakıtlı roket motoru üç temel elemana sahiptir; (1) Katı yakıt çekirdeği, (2) Tutuşturucu ve (3) Silah kısmı (nozul ve gövde). Pek çok roket motorları, katı yakıtlar tarafından üretilen yüksek basınçlara uygun olarak yapılmışlardır. Katı yakıt tutuştuğunda, roket yanma odası basıncı nozul çıkış ağızı çapına ve katı yakıtın yanma hızına bağlı olarak 0,005 ile 0,05 arasında en yüksek değerlere ulaştığı tesbit edilmiştir. Roketin hızı ve balistik özellikleri yanma odası iç sıcaklığının normal sıcaklılara göre çok düşük ve çok yüksek değerlerine ulaşmasıyla etkilenebilmektedir.

Bu çalışmada,çift esaslı katı yakıt karışımlarına değişik oranlarda alüminyum tozu ilave edilmiştir.% 0.2 ila % 12 arasında değişen çeşitli alüminyum konsantrasyonları kullanılmıştır. Alüminyum tozları flake ve küresel olmak üzere iki farklı şekle sahiptir. Alüminyum tozu ilave edilen karışımlarda oksitleyici kristaller bulunmamaktadır. İlâve edilen alüminyum tozunun miktarı arttıkça karışımların yanma hızları azalmaktadır. Lineer yanma hızı Al miktarının artmasıyla 12 mm/s'den 8.54 mm/s değerlerine azalmıştır. Ayrıca yanma ısısı ve katı yakıtın yoğunluğu alüminyum tozunun miktarına bağlı olarak artmaktadır. Yanma ısısı alüminyum tozu ilave edilmeyen karışımlarda 860 cal/g olarak bulunmuştur.% 12 küresel Al tozu ihtiva eden karışımlar için 1135 cal/g bulunmuştur. Alüminyum tozu ihtiva eden karışımların yoğunluğu 1.45 g/cm3'ten 1.61 g/cm3'e yükselmiştir. Alüminyum tozunun miktarına bağlı olarak katı yakıtın ağırlık kaybı (stabilite) değişmemiştir. Alüminyum tozu miktarına bağlı olarak karışımın mekanik özellikleri ve shore sertlikleri  ölçülmüştür. Mekanik özelliklerde alüminyum tozunun miktarına bağlı olarak yüksek oranda bir değişme olmamıştır. Bulunan sonuçlar kompozit,çift esaslı ve CMDB tipi katı yakıtların değerleriyle karşılaştırılmıştır.

Abstract:
Solid propellant for rockets are primarily of two types. The more common type is a double-base composition consisting principally of a collided mixture of nitro-cellulose (NC) and nitro-glycerine (NG). The other type consists of a  heterogeneous mixture of an organic fuel, an inorganic oxidising agent, and a binding agent. Present propellant of higher energy along with superior mechanical properties to with-stand stresses during high acceleration. Composite modified double-base (CMDB) propellants take advantage of  both double-base (DB) and composite propellants (CP), where in oxidisers, high energy materials and metallic powders are incorporated in NC - NG matrix. CMDB propellants are being increasingly used for the propulsion of military and space vehicles. DB compositions are used in cannon, small arms, mortars, rockets and jet propulsion units. Composite compositions are used in rocket assemblies and jet propulsion units. CMDB propellants take the advantage of both double-base and composite propellants systems. The propellants comprise of and oxidiser (AP, KP, AN) and/or high energy materials (RDX, HMX, PETN) and metallic fuel (aluminium) dispersed in DPB matrix.

Light metal powders especially aluminium extensively employed in composite and CMDB propellant formulations for both to enhance the ballistic performance and to damp acoustically unstable burning. On burning the aluminium particles, aluminium oxide formed in the composition region diffuses on to the particle surface as well as outward of the flame zone, and condenses. The large amount of energy liberated by subsequent reactions of Al with the primary detonation products will, however, maintain a high pressure for a longer period of time then would be optioned without Al. Powdered Al usually is 14 to 18 % of the propellant by weight. Boron, even though it appears as one of the high energy fuels and is lighter than aluminium has not proven to be a practical fuel because it is so difficult to burn with high efficiency in combustion chambers of reasonable length. Beryllium burns much more easily than boron, but it is highly toxic powder absorbed by humans and animals when inhaled.





Perchlorates and inorganic nitrates are used crystalline oxidiser in solid propellants. AP is the most widely used oxidiser. Other solid oxidiser, AN and KP were used in production rockets. The oxidising potential of the perchlorates is high. The inorganic nitrates are relatively low performance oxidisers compared with perchlorates.

Small percentages of additives are used to control the physical and chemical properties of the solid propellants.Additives have been used for the following typical purposes:(1) Accelerate or decelerate the burning (catalyst), (2) Increase chemical stability to avoid deterioration during storage, (3) Control variaous processing properties of propellant during fabrication (curing time, fluidity for casting, wetting agent,etc.),(4) Control radiation absorption properties of burning propellant, (5) Increase physical strength and decrease elastic deformation, (6) Minimize temperature sensitivity.Solid propellants are chemicals which produce hot, high gases can therefore be used to provide the reaction force for rocket propulsion a typical solid propellant rocket engine has three principal components; (1) The propellant grain, (2) The igniter and (3) The hardware (the case and nozzle).Most rocket motors are constructed to accommodate maximum pressures developed by the propellants. When the propellant charge is ignited,the pressure within the rocket chamber generally increases within 0.005 to 0.05 second to a maximum value determined by the burning rate of the propellant and the diameter of the nozzle orifice.The velocity of the rocket and its ballistics may be affected by change in initial temperature,so that uniformity is poorer at low and high temperatures than at normal temperatures.                                                                                                     In this study, varying amounts of Al powder were added to DB propellant formulation to the determine the effect of aluminium on the propellant's extinction characteristics.         The aluminium concentrations where changed, 0,2 % to 12 %. The linear burning rate of aluminium added mixture decreases with increasing amount of Al. In addition to explosion heat, density of this mixtures are increasing to depending on Al. The stability of propellant wasn't changed in the and of investigation. Furthermore, mechanical properties and shore hardness examined on the aluminised mixture specimens. The results are compared with the value of composite, double-base and CMDB propellant.