Yüksek enerjili maddelerin çift bazlı (DB) roket yakıtlarında kullanımı ve performans etkilerinin araştırılması

Abstract

Sunulan tez çalışması ile çift bazlı (DB) katı roket yakıtlarına metalik ilaveler yapmak suretiyle yüksek enerjili yakıt numuneleri üretimi hedeflenmiştir. Yüksek enerjili katı yakıt numunelerinin üretiminde metal esaslı katkı maddeleri olarak; alüminyum (Al), bor temelli maddeler bor karbür (B4C), magnezyum kaplı bor (MgB) maddeleri farklı kütlesel yüzde oranlarda kullanılmıştır. Metalik ilavelerin, katı roket yakıtlarına hangi oranda ve nasıl ilave edilecekleri, hangi tane büyüklükte ve yapıda kullanılabilecekleri literatür araştırmalarından belirlenmiştir. İçerikleri tespit edilmek suretiyle üretilmesi planlanan sekiz farklı numune yakıt için her bir madde ayrı ayrı hassas tartılarak hazırlanmıştır. Katı yakıt numune üretimleri ekstrüzyon yöntemi kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Yakıt numunelerinin her birinin yoğunlukları belirlenmiştir. Yakıt numunelerinin yanma ısıları (enerji seviyeleri) kapalı bomba kalorimetresiyle ölçülmüştür. X1 temel içerikli yakıtın yanma ısısı 883.15 cal/g değerinde ölçülmüştür. % 6 Al ilavesi ile X1-C yakıtının yanma ısısı 994.30 cal/g değerine yükseltilmiştir. X2 yakıt numunesinin yanma ısısı 898.28 cal/g ölçülmüştür. Bu temel X2 yakıt içeriğine yüksek enerjili metalik ilaveler yapılarak üretilen X2-A, X2-B ve X2-C yakıtlarının enerji seviyeleri yükseltilmiş ve çizelge haline getirilmiştir.X1, X1-A ve X1-B yakıtlarının yanma hızı değerleri bilgisayarlı kapalı bomba cihazında 0-90 MPa basınç aralığında ölçülmüştür. % Al ilave artışı ile birlikte yakıt numunelerinin yanma hızlarının arttığı tespit edilmiştir.Her bir yakıt numunesinin kendiliğinden tutuşma (patlama) sıcaklıkları ayrı ayrı ölçülerek tespit edilmiştir. Üretimleri gerçekleştirilen numune yakıtlardan üçünün yanma hızları tespit edilmiştir. % 2 Al ilaveli X1-A yakıtının ortalama yanma hızı, X1 yakıtına göre yaklaşık % 9.5 arttığı tespit edilmiştir. % 4 Al ilaveli X1-B yakıtının ortalama yanma hızı ise X1 yakıtına göre yaklaşık % 31.81 arttığı tespit edilmiştir. Numune üretimleri yapılan her bir katı yakıtın, SEM görüntüleme yöntemi ile mikro yapıları ve ısıl iletkenlikleri ölçülerek ısıl iletkenlik katsayıları (k) tespit edilmiştir. Ayrıca her bir yakıt numunesinin mekanik karakteristikleri; –54℃, 24℃ ve 74℃ sıcaklıklarında 8 saat şartlandırıldıktan sonra farklı çekme hızlarında (5 mm/d, 50 mm/d ve 500 mm/d) belirlenmiştir. Yapılan bu tez çalışması, aynı zamanda Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığı tarafından koordine edilen Sanayi Tezleri (SAN-TEZ) projesi kapsamında, Kırıkkale Üniversitesi- MKE Barutsan Roket ve Patlayıcı Fabrikası işbirliğinde Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığı desteği ile yapılmış bir SAN-TEZ projesidir.

In this thesis study represented, it is aimed to produce high-energy propellant samples by adding metallic additives into Double Base (DB) solid rocket propellant. In production of high energy solid propellant samples, aluminum (Al), boron-based materials boron carbide (B4C) and magnesium covered boron (MgB) were used as metal based additives with different molar percentages. How and in which rate to add the metallic additives into solid rocket propellants and which particle sizes and structures will be used were determined through literature researches.By determining the contents, each of materials was prepared by weighing in precision scales for 8 different sample propellants planned to produce. The production of solid propellant samples was conducted with extrusion method. Densities of each of propellant samples were determined. The burning rates of propellant samples were measured through closed bomb calorimeter. The burning temperature of basic X1 propellant was measured to be 883.15 cal/g. With 6 % Al additive, the burning temperature of X1-C propellant was increased to 994.30 cal/g. The burning temperature of X2 propellant sample was measured to be 898.28 cal/g. By adding high-energy metallic additives into the content of this basic X2 propellant, the energy levels of X2-A, X2-B and X2-C propellants were increased, and the table was prepared.The burning rates of X1, X1-A and X1-B propellants were measured under 0-90 MPa pressure range in computerized closed bomb device. It was determined that the burning rated of propellant samples have increased with % Al addition. The self-ignition (explosion) values of each of propellant samples were determined by measuring separately. The burning rates of 3 of produced propellant samples were determined. It was determined that the average burning rate of X1-A propellant with 2 % Al addition have increased 9.5 % in proportion to that of X1 propellant. Also it was determined that the average burning level of X1-B propellant with 4 % Al addition have increased 31.81 % in proportion to that of X1 propellant. By measuring the micro structures and thermal conductivities of each of propellants samples produced via SEM imaging method, their thermal conductivity coefficients (k) were determined. Also the mechanic characteristics of each of propellant samples were determined in different pulling speeds (5 mm/d, 50 mm/d and 500 mm/d) after conditioning for 8 hours at – 54℃, 24℃ and 74℃. This thesis study is an also a SAN-TEZ project conducted with support of Ministry of Science, Industry and Technology, in cooperation of Kırıkkale University and MKE Barutsan Rocket and Explosive Factory within the scope of project of Industrial Theses Support Program (SAN-TEZ) coordinated by Ministry of Science, Industry and Technology.