فهرست مطالب

تحقیق و توسعه مواد پرانرژی - سال هشتم شماره 1 (پیاپی 16، بهار و تابستان 1391)
  • سال هشتم شماره 1 (پیاپی 16، بهار و تابستان 1391)
  • تاریخ انتشار: 1391/12/07
  • تعداد عناوین: 8
|
  • مقالات
  • محمود گرجی صفحه 3
    یکی از مشکلات سوخت های مایع نگهداری طولانی مدت آن ها است، زیرا این سوخت ها نیز همانند سایر مواد شیمیایی به علت تمایل به انجام واکنش های مخرب، پس از گذشت مدت زمانی ویژگی های خود را از دست می دهند. این تغییر خصوصیات سوخت، بر خواص شیمی فیزیکی و در نتیجه عملکرد احتراقی آن تاثیرگذار است. این موضوع در انبار داری طولانی مدت سوخت، حائز اهمیت است. به همین دلیل لازم است تا عوامل موثر بر ماندگاری و انبارداری هر سوخت تعیین شود و با کنترل و یا کاهش این عوامل، زمان ماندگاری سوخت افزایش یابد. از سوخت های مهم مورد استفاده در موشک ها، سوخت دی متیل هیدرازین نامتقارن می باشد. مطالعات نشان می دهد که اکسیژن، دما و جنس مخزن نگهداری سوخت، از جمله عوامل موثر بر ماندگاری آن می باشند. با توجه به شرایط انبارداری، اکسیژن مهم ترین عامل موثر بر ماندگاری این سوخت می باشد. به همین دلیل تاثیر اکسیژن بر ماندگاری این سوخت به صورت تجربی بررسی شده است. نتایج نشان می دهد که ماندگاری این سوخت به شدت تابع اکسیژن است. محصولات عمده واکنش اکسیداسیون، شامل فرمالدئید دی متیل هیدرازون، دی متیل آمین، آمونیاک و آب می باشد. با فرض واکنش های مرتبه صفر و مرتبه اول برای اکسیداسیون این سوخت، ثوابت سرعت واکنش های مذکور در دمای انبارداری (25 درجه سانتی گراد) به ترتیب mol.lit-1.min-111./. و min-1 23. .. /. به دست آمد.
    کلیدواژگان: ماندگاری، دی متیل هیدرازین نامتقارن، اکسیژن، واکنش اکسیداسیون
  • علی صابری مقدم، مجید شیخی نارانی، نگار ذکری، مهدی عادلی نسب صفحه 11
    پیشرانه های ژل، پیشرانه های جدیدی هستند که دارای مزایای پیشرانه های متعارف موشکی جامد و مایع می باشند. اکسیدکننده ی اسید نیتریک دودکننده ی قرمز حفاظت شده5، به علت نقطه ی جوش خوب، نقطه ی انجماد مطلوب و چگالی بالا، اکسیدکننده ی مناسبی جهت ژل سازی می باشد. در این مقاله، ژل کننده های مختلفی که برای ساخت ژل IRFNA مورد استفاده قرار گرفته اند، معرفی شده، روش های ساخت این ژل مورد بررسی قرار گرفته و افزودنی هایی که جهت بهبود خواص به آن اضافه شده ارائه شده اند. در بین ژل کننده های مختلف، فیوم سیلیکا مناسب ترین عامل ژل کننده جهت ساخت ژل IRFNA می باشد. مکانیزم ژل شدن از طریق ایجاد پیوند هیدروژنی بین ژل کننده و IRFNA صورت می گیرد.
    کلیدواژگان: اکسیدکننده ی ژل، IRFNA، ژل IRFNA، فیوم سیلیکا، کربن بلک
  • یدالله بیات، احسان نریمانی، هاتف ایروانی صفحه 19
    فرمولاسیون پیشرانه های کامپوزیت دارای ذرات جامد آمونیوم پرکلرات و سوخت های فلزی همچون ذرات آلومینیوم می-باشند که در ماتریس بایندری پیشرانه به طور یکنواخت توزیع شده است. وجود این ذرات جامد، مکانیسم احتراق پیشرانه کامپوزیت را تحت تاثیر قرار داده و باعث بهبود پارامترهای عملکردی راکت از جمله: افزایش ایمپالس ویژه و زمان سوختن طولانی تر می شود. در این مقاله سعی شده تا اثر شتاب و پدیده های ناشی از آن (شامل کلوخه ای شدن و تشکیل حفره توسط ذرات جامد درون ماتریس پیشرانه، بازخورد گرمایی و انتقال حرارت ناشی از کلوخه ها به سطح در حال سوزش پیشرانه) بر روی مکانیسم احتراق سوخت های جامد کامپوزیت، که منجر به افزایش سرعت سوزش پیشرانه می-شود، مورد بررسی قرار گیرد. در ادامه تاثیر عوامل مختلفی مانند فشار، نرخ سوزش در حالت ایستا و محتوای آلومینیوم را بر روی افزایش سرعت سوزش پیشرانه تحت شتاب مورد ارزیابی قرار می گیرد.
    کلیدواژگان: پیشرانه جامد کامپوزیت، سرعت سوزش، سطح سوزش، کلوخه ای شدن، بازخورد گرمایی، حفره دار شدن، مکانیسم احتراق
  • علی موسوی آذر، عباس قاسم پور، عباس زالی، یونس موسائی اسکوئی، مهران حیاتی صفحه 27
    آلودگی زیست محیطی ناشی از به کارگیری سرب در صنایع نظامی و اثرات نامطلوب آن بر روی کارکنان تولید کننده مهمات حاوی سرب و همچنین کاربران و مصرف کنندگان مهمات مشکل جدی صنایع نظامی است. ترکیبات منفجره اولیه مانند آزید سرب و استفینات سرب که جزء اصلی آغازگر ها و ترکیب پر مصرف در صنایع نظامی تولید کننده چاشنی، آتشزنه و دتوناتور هستند حاوی سرب بوده و از جمله موادی هستند که در فهرست جایگزین ها قرار دارند. این مقاله مروری است بر مواد منفجره اولیه سبز که با طبیعت سازگار بوده و جایگزین مناسبی برای ترکیباب سرب دار در آغازگر ها هستند.
    کلیدواژگان: مواد منفجره اولیه، ترکیبات حاوی سرب، استیفنات سرب، آزید سرب، شیمی سبز
  • شهرام قنبری پاکدهی، سحر اژدری، علی اکبر هاشمی پور رفسنجانی، علی سیف الله زاده صفحه 39
    یکی از عوامل موثر در انتخاب یک ترکیب پیشرانه در صنایع موشکی، خیر در احتراق است. در برنامه های کاربردی پیشرانش، بهینه سازی زمان خیر در احتراق بسیار مهم است. در موشکی با پیشرانه مایع، احتراق خودبهدی یا هایپرگولیتی خاصیت بسیار مفیدی است که باعث روشن نمودن مطمئن موتور می شود. خیر زیاد در احتراق سبب تجمع پیشرانه ای می شود که در محفظه احتراق واکنش نداده است و این امر موجب ناپایداری احتراق می شود که نتیجه آن اعمال تنشی مکانیکی بر بدنه و سخت افزار موشک می باشد. از طرف دیگر، زمان خیر در احتراق خیلی کوتاه می تواند موجب آسیب به انژکتور شود. از اینو، در این مقاله ضمن تعریف خیر در احتراق و محدوده و ارتباط آن با سوخت های هایپرگول، به بیان اهمیت بررسی و روش های اندازهی آن پرداخته می شود و در نهایت پارامترهای موثر بر خیر در احتراق مورد تحلیل قرار می گیرد.
    کلیدواژگان: خیر در احتراق، روش های اندازه گیری، پارامترهای موثر، هایپرگولیتی
  • ابراهیم بلاغی اینالو، محمدعلی دهنوی، اسماعیل بلاغی اینالو، مجتبی سمنانی رهبر صفحه 53
    در این مقاله استفاده از نانوذرات آلومینیوم در پیشرانه های جامد بر پایه آمونیوم پرکلرات (AP) مورد بررسی قرار گرفته است که شامل بررسی تاثیر افزایش نانوذرات آلومینیوم به عنوان سوخت فلزی به پیشرانه های جامد بر عملکرد و کارایی آنها از قبیل سرعت سوزش، دمای شروع احتراق و کاهش اندازه ذرات خاکستر باقیمانده می باشد. مطالعات اخیر نشان می دهد که اضافه کردن نانوذرات آلومینیوم به فرمولاسیون های سوخت جامد مرکب موجب افزایش قابل توجهی در نرخ سوزش، کوتاه تر شدن زمان تاخیر اشتعال و زمان سوختن کلوخه های ذرات آلومینیوم در پیشرانه می گردد. با کاهش اندازه ذرات آلومینیوم، احتراق به سطح سوزش پیشرانه نزدیک تر شده و موجب افزایش نرخ سوزش می گردد.
    کلیدواژگان: نانو ذرات آلومینیوم، پیشرانه های جامد مرکب، مکانیسم احتراق، سرعت سوزش، آمونیوم پرکلرات
  • سید عبدالمهدی هاشمی، مصطفی محمودی صفحه 61
    در مقاله حاضر، روشی به منظور بررسی امکان وقوع تراک در جریان های با سرعت زیاد مبتنی بر داده های تجربی موجود ارائه می‎شود. به این منظور جنبه های مختلفی از مسئله که با استفاده از شرایط مورد نیاز برای وقوع موج تراک بدست می آیند مورد ارزیابی قرار گرفت. این موارد عبارتند از: محدوده تراک پذیری مخلوط و اثر افزودنی های خنثی، نوع انسداد، هندسه و ابعاد، نوع آغازش شامل آغازش مستقیم و آغازش آرام، و ویژگی های خاص مخلوط نظیر فشار، دما و سرعت. نمونه اطلاعات موجود در هر یک از موارد فوق و نحوه استفاده از آن ها برای تحلیل مساله مورد نظر ارائه شد. این روش به طور خاص در تخلیه یک جت مافوق صوت حاوی هیدروژن، در اتمسفر هوا در سه حالت مختلف کارکرد اعمال شد. در هر سه حالت مشخص شد که محدوده خطر از نظر نسبت هوا به سوخت در ناحیه 2 الی 8 متری دهانه خروجی قرار دارد. از طرفی در روند بررسی داده های تجربی موجود مشخص شد که وجود بخار آب (افزودنی موجود در مخلوط) باعث کاسته شدن احتمال وقوع تراک می شود و طبق نتایج موجود بیشترین درصد بخار آب مجاز برای تراک پذیر بودن مخلوط 30% تعیین شده است. با توجه به درصد بالای بخار آب موجود در محدوده خطر مشخص شد که این ناحیه تراک پذیر نیست.
    کلیدواژگان: تراک، محدوده تراک پذیری، قطر لوله بحرانی، طول تشکیل، گذار از شعله به تراک
  • صفحه 71
|
  • Mahmoud Gorji Page 3
    One of the difficulties in the liquid fuels is theirs shelf life. These fuels, like other chemicals, dont meet the military specifications after a period of time due to their destructive reactions. This variation from the specifications, changes the chemical and physical properties of the fuel and its combustion performance. This subject is significant because of the fuel long time storage requirements. Thus, it is necessary to specify, control, and decrease the effective parameters and increase the fuel shelf life. One of the important fuels used in aerospace industries, is unsymmetrical dimethyl hydrazine. Studies show that oxygen, temperature, and storage material of construction are parameters affecting the fuel shelf life. Regarding shelf life conditions, presence of oxygen is the most important parameter affecting the storage shelf life of the fuel. Thus, the effect of oxygen on shelf life of unsymmetrical dimethyl hydrazine was investigated empirically. Results show that the shelf life of this fuel strongly depends on the molecular oxygen. The major products of this oxidation are formaldehyde dimethyl hydrazine, dimethyl amine, ammonia, and water. Assuming the zero and first order reactions, the oxidation rate constants were determined at storage temperature (25 °C) to be 0.021mol.lit-1.min-1 and 0.00023 min-1, respectively.
    Keywords: Shelf life, Unsymmetrical dimethyl hydrazine, Oxygen, Oxidation reaction
  • A.Saberi Moghadam, M.Sheykhi Narani, N.Zekri, M.Adelinasab Page 11
    Gel propellant are new ones that have the same properties as solid and liquid propellants. Inhibited red fumed nitric acid is a common oxidizer that because of acceptable properties like high density and acceptable boiling and freezing points is a good oxidizer for gel formation. Different kind of gallant have been used for gellation of IRFNA among which, the fumed silica has most application. Hydrocarbon bonds between IRFNA and the gallant is known as the principal factor of gel formation. In this paper the different kind of gallant for gellation of IRFNA and also suitable additives for improving the gel properties are investigated.
    Keywords: Gel Oxidizer, IRFNA, IRFNA Gel, Fumed Silica, Carbon Black
  • Y. Bayat, E. Narimani, H. Iravani Page 19
    The formulation of the composite propellant is constituted of solid particles of (ammonium perchlorate) as well as metal fuel such as aluminum particles which are all dispersed homogenously within the Binder matrix. The availability of these solid particles affects the combustion mechanism of the composite propellant and causes the betterment in the performance parameters of rocket such as: increasing in specific impulse and burning time. The very accentuation of this paper is upon the acceleration effect and the derived phenomena of its (including agglomeration, pit formation by means of solid particles within propellant matrix, heat feedback, heat transferring -made of agglomerates- unto the surface of propellant which is being burnt) on the combustion mechanism of composite solid fuels which is conducive to increase in the burning rate of propellant. The rest of the paper is devoted to effects of miscellanies of factors such as pressure, static burning rate, and Al content upon increasing the burning rate of propellant.
    Keywords: composite solid propellant, burning rate, burning surface, agglomeration, heat feedback, pit formation, combustion mechanism
  • A.Mosaviazar, A.Ghasempour, A.Zali, Y.Mosai Oskoi, M.Hayati Page 27
    Environmental pollution from the use of lead compounds and their adverse effects on employees, users and consumers of ammunitions is a serious problem in the military industries. Primary explosives such as lead azide and lead styphnate are essential portions of initiators and have wide consumption in military industries for producing initiators, tinder and detonators. These leaded compounds have been listed to replace with other alternatives. This article is reviews of the green primary explosives that are compatible with the nature and are suitable replacements for leaded compounds.
    Keywords: Primary explosives, lead compounds, lead styphnate, lead azide, Green chemistry
  • S.Ghanbari Pakdehi, S.Ajdari, A.A.Hashemi Pour Rafsanjani, A.Seyfollahzade Page 39
    One of the effective factors in choosing a combination of rocket propulsion is ignition delay. In propulsion applications, optimizing the ignition delay time is very important. In liquid rocket, spontaneous combustion or hypergolic ignition is a very useful property to makes sure that the engine is turned on. Excessive delay leads the accumulation of non-reacted propellant in the combustion chamber before ignition and caused combustion instability which results in mechanical stresses imposed on the body and rocket hardware. On the other hand, the short ignition delay can damage the injector. In this paper, after definition of the ignition delay, its range and relation with hypergolic propellants, the importance of ignition delay and its measuring methods is investigated and the parameters affecting the ignition delay is presented.
    Keywords: Ignition delay, Measuring methods, Effective parameters, Hypergolic ignition
  • Eb.Blaghi Inaloo, M.A.Dehnavi, Es. Blaghi Inaloo, M. Semnani Rahbar Page 53
    In this Article the use of nanoaluminum particles in solid propellant based on ammonium perchlorate (AP) have been reviewed. The effect of aluminum nanoparticles as metallic fuels in solid propellants on performance parameter such as burning rate, initiation temperature combustion and residual ash particle size reduction are investigated. Significant increases in propellant burning rates, shorter ignition delays and shorter agglomerates burning times were recently obtained for composite solid propellant formulations containing nanoaluminum particles. As Al particle size is decreased, the Al combustion takes place closer to the propellant burning surface, with a corresponding large increase in burning rate.
    Keywords: Aluminum nanoparticles, Solid composite propellant, Combustion mechanism, Burning rate
  • S.A.M.Hashemi, M.Mahmoodi Page 61
    In the present study a method for investigation of possibility of detonation in high speed flows based on available experimental data have been described. For this purpose, different kind of important parameters that were needed for possibility of detonation were evaluated. These parameters are included; detonability limit of the mixture and effect of neutral additives, kind of confinement, geometry and dimensions, type of initiation including direct and DDT initiation and special properties of the mixture like; pressure, temperature and velocity. The information and how to use these parameters for analysis of problem was presented. This method is specifically used in discharging of a supersonic jet containing hydrogen in three different modes of operation. the results show the limit area of danger is located 2 to 8 meters in area outlet. On the other hand, considering of experimental data was demonstrated that the presence of water vapor can decrease the possibility of detonation and The maximum permitted percentage of water vapor has been determined about 30% for detonability of the mixture. With considering high percentage of water wapor in the area of danger it is determined that this region is not detonable.
    Keywords: Detonation, Detonability limit, Critical tube diameter, Run, up distance, Deflagration to detonation transition