一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺制造技术

本发明专利技术提供了一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺，包括以下质量百分比的原料组分：硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，硝胺炸药：40％～50％，氧化剂：20％～25％，燃速催化剂：3％～5％，功能助剂：0.61％～0.94％，固化剂：余量。本发明专利技术提供的推进剂具有低燃温、燃气洁净的特点，同时采用炭黑和氧化锡的组合物作为燃速催化剂，能够实现低压燃速压强指数0.6≤n≤0.9(0.5MPa～10MPa)、高压燃速压强指数n≤0.4(10MPa～25MPa)的燃烧性能特点，该推进剂可应用于大推力比发动机、阀门或针栓式推力可控固体火箭发动机，显著提高这类发动机的综合性能。能。

【技术实现步骤摘要】
一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺


[0001]本专利技术属于固体推进剂
，特别涉及一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺。

技术介绍

[0002]推力可控固体火箭发动机能够显著提高各类导弹的机动性以及射程，因此成为当前固体火箭发动机发展的一个重要方向。多脉冲发动机、大推力比发动机、固体姿轨控发动机均能够一定程度地实现发动机的推力可控。其中，大推力比发动机和姿轨控发动机通常要求作为动力源的固体推进剂具备三个方面的特点：一是推进剂燃气洁净且燃温低，以满足阀门或针栓式推力调控机构可控工作；二是燃气具有较高的成气性和比冲输出，实现发动机的大功率输出；三是推进剂需在宽压强范围内具有稳定可控的燃速压强指数。在燃烧性能方面，通常要求在中低压(10MPa以下)范围内具备较高的压强指数，以满足发动机小推力多脉冲工况调节下快速响应的要求；同时高工作压强下具有较低的燃速压强指数，确保发动机大推力的稳定可控输出；从而综合建立起大推力调节比智能可控动力系统应用的新模式，支撑新一代战术导弹动力系统的创新发展。
[0003]GAP推进剂是当前高能推进剂的代表之一，作为洁净推进剂时，配方中无金属燃料，氧化剂主要为硝胺类炸药(RDX、HMX等)和少量的AP，具有燃气温度适中、燃烧产物残渣量少以及比冲高的特点。与此同时，在较宽压强范围内这类推进剂燃速和燃速压强指数明显高于丁羟推进剂、双基推进剂等传统固体推进剂。但是这类推进剂在较宽压强范围内燃速压强指数均在0.6～0.8，难以同时实现高压燃速压强指数低、低压燃速压强指数高的燃烧性能。

技术实现思路

[0004]为了克服现有技术中的不足，本专利技术人进行了锐意研究，提供了一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺，通过特定配比特定组分的选择，该推进剂燃气无可见一次烟，理论燃气温度T≤2000k，比冲Isp≥235s(6.86MPa)，低压燃速压强指数n＝0.6～0.9(0.5MPa～10MPa)，高压燃速压强指数n≤0.4(10MPa～25MPa)，该推进剂可直接应用于姿轨控发动机、大推力比发动机等推力可调发动机中，显著提高这类发动机的推力输出功率，从而完成本专利技术。
[0005]本专利技术提供了的技术方案如下：
[0006]第一方面，一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括以下质量百分比的原料组分：
[0007]硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，
[0008]硝胺炸药：40％～50％，
[0009]氧化剂：20％～25％，
[0010]燃速催化剂：3％～5％，
[0011]功能助剂：0.61％～0.94％，
[0012]固化剂：余量，优选为0.46％～0.97％。
[0013]第二方面，一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂的制备工艺，用于制备上述第一方面所述的变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括：
[0014]步骤1，根据设计的增塑比，将粘合剂和增塑剂在使用前进行预混，得到均匀的胶液；
[0015]步骤2，将功能助剂、燃速催化剂依次称入胶液中，置于混合锅内进行预混5min～10min；然后依次加入称取的硝胺炸药、氧化剂、固化剂，45℃～55℃混合50min～60min，得到推进剂药浆；
[0016]步骤3，将步骤(2)所述的推进剂药浆通过真空浇注系统浇注至模具或发动机壳体中；
[0017]步骤4：将浇注药浆后的模具或发动机在50℃～60℃下固化3天～5天。
[0018]根据本专利技术提供的一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂及其制备工艺，具有以下有益效果：
[0019](1)本专利技术提供的推进剂配方中引入炭黑和二氧化锡的组合作为燃速催化剂，这类催化剂对中压段燃速的提升作用明显，使得推进剂低压燃速压强指数进一步增大，而高压燃速压强指数降低，进而实现了推进剂低压燃速压强指数高、高压燃速压强指数低的特点；
[0020](2)本专利技术推进剂中筛选的炭黑和二氧化锡组合的燃速催化剂，在调节推进剂燃烧性能的同时，加入这两种催化剂能够进一步降低配方的燃气温度，有利于实现推进剂低燃温的要求，同时二氧化锡虽属金属化合物，但其在1800K左右即发生气化，不会带来明显的一次烟问题，保证了推进剂燃气的洁净；
[0021](3)本专利技术提供的推进剂配方在现有GAP高能微烟配方(NE/GAP/硝胺/AP)基础上，通过设计配方中硝胺炸药和AP的相对比例，实现了推进剂较低的燃气温度；与目前的一般高能推进剂相比，该推进剂燃气洁净、燃温较低，且燃速压强指数较高，而与一般姿轨控发动机用燃气发生剂相比，该推进剂比冲较高，因此该推进剂配方综合了高能推进剂和燃气发生剂的特点；
[0022](4)本专利技术中提供的推进剂配方，相对于现有配方，硝胺炸药用量更多，氧化剂AP含量更低，且无金属燃料，因此推进剂燃烧产气量大且燃气分子量小，充分满足阀门或针栓式推力调控机构的应用要求。
具体实施方式
[0023]下面通过对本专利技术进行详细说明，本专利技术的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
[0024]本专利技术提供了一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂，包括以下质量百分比的原料组分：
[0025]硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，
[0026]硝胺炸药：40％～50％，
[0027]氧化剂：20％～25％，
[0028]燃速催化剂：3％～5％，
[0029]功能助剂：0.61％～0.94％，
[0030]固化剂：余量，优选为0.46％～0.97％。
[0031]在本专利技术中，所述燃速催化剂为炭黑与氧化锡(SnO2)二者的组合物。
[0032]进一步地，所述的炭黑为炉法炭黑，可以选择N330、N550、N375、N339、N351、N539、N880等规格中的任意一种或其组合，优选为N330、N550两种规格或其组合。
[0033]进一步地，所述SnO2的质量纯度≥98％，中值粒径D50为2.0μm～3.5μm。
[0034]进一步地，所述炭黑与SnO2的质量比例范围为1/2～3/1。本专利技术人发现，在炭黑与SnO2的质量比例范围为1/2～3/1，且炭黑与SnO2的质量百分数为3％～5％时，推进剂中压段燃速增幅最明显，因此优选其比例范围为1/2～3/1。
[0035]在本专利技术中，硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系中粘合剂为聚叠氮缩水甘油醚(GAP)。聚叠氮缩水甘油醚羟基官能度≥2，分子量为8000～12000。对于上述规格聚叠氮缩水甘油醚的选择，首先对官能度来说，粘合剂GAP官能度≥2是推进剂能够顺利固化成型的关键因素。其次GAP分子量较低时液相粘合剂体系过稀，氧化剂、硝胺炸药易沉降，而分子量过大时药浆流动能较差，浇注困难。此外，当GAP分子量为8000～12000时，推进剂力学性能较优，因此优选GAP分子量为8000～12000。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种变推力固体火箭发动机用高能推进剂，其特征在于，包括以下质量百分比的原料组分：硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系：19.92％～28.56％，硝胺炸药：40％～50％，氧化剂：20％～25％，燃速催化剂：3％～5％，功能助剂：0.61％～0.94％，固化剂：余量。2.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，所述燃速催化剂为炭黑与氧化锡二者的组合物。3.根据权利要求2所述的推进剂，其特征在于，所述炭黑可以选择N330、N550、N375、N339、N351、N539、N880规格中的任意一种或其组合；和/或所述氧化锡的质量纯度≥98％，中值粒径D50为2.0μm～3.5μm；和/或所述炭黑与氧化锡的质量比例范围为1/2～3/1。4.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系中粘合剂为聚叠氮缩水甘油醚，聚叠氮缩水甘油醚羟基官能度≥2，分子量为8000～12000；和/或硝酸酯增塑聚叠氮缩水甘油醚粘合剂体系中含能增塑剂选自硝化甘油、丁三醇三硝酸酯、三羟甲基乙烷三硝酸酯或二缩三乙二醇二硝酸酯中的至少一种。5.根据权利要求4所述的推进剂，其特征在于，含能增塑剂与粘合剂的质量比例为1.0～2.5。6.根据权利要求1所述的推进剂，其特征在于，硝胺炸药选自奥克托今、黑索今或六硝基六氮杂异伍尔兹烷中的任意一种或其组合。7.根据权利要求7所述的推进剂，其特征在于，奥克托今的...

【专利技术属性】
技术研发人员：尹必文，李洋，钱勖，吴京汉，汪越，徐海元，项丽，宋琴，廖海东，刘宇俊，王艳萍，
申请(专利权)人：湖北航天化学技术研究所，
类型：发明
国别省市：