《FirePhysChem》：Combined Effects of Zirconium and RDX on Combustion Performance and Combustion Product Formation in Reduced-Toxicity HTPB-Based Solid Propellant Formulations
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本研究探讨了锆(Zr)与环三亚甲基三硝胺(RDX)对独特三峰AP制备的低毒性端羟基聚丁二烯(HTPB)基固体推进剂性能、燃烧特性及有毒气体排放的影响。研究人员考察了三种配方：基准配方(FP-10)、含5%Zr的FP-11以及同时含5%Zr和5%RDX的FP-1
本研究探讨了锆(Zr)与环三亚甲基三硝胺(RDX)对独特三峰AP制备的低毒性端羟基聚丁二烯(HTPB)基固体推进剂性能、燃烧特性及有毒气体排放的影响。研究人员考察了三种配方：基准配方(FP-10)、含5%Zr的FP-11以及同时含5%Zr和5%RDX的FP-12。力学测试表明，Zr和RDX的添加使拉伸强度提高4%、模量提高8%、硬度提高1.5%、粘度提高1.3%，同时伸长率(-9.3%)和流动速率(-3%)略有降低。燃速仪测试显示，FP-11的燃速较FP-10提高3.04%，推力增大10%，工作压力(+3.5%)和最大压力(+5.64%)显著增加，这归因于Zr的高放热性。FP-12仅获得有限的性能增益，但有毒气体排放(Al?O?、HCl、HNO)降低了5%，展现出更绿色的燃烧特性。ANSYS FLUENT数值模拟与实验结果高度吻合，验证了模型的稳健性。总体而言，Zr增强型推进剂在燃速和峰值压力方面为高推力应用提供了显著优势，而Zr-RDX复合配方则在性能与环境效益之间实现了平衡。这些发现凸显了定制化HTPB基推进剂在新兴空间技术先进推进系统中的潜力。
**锆与RDX对低毒性HTPB基固体推进剂燃烧性能与燃烧产物形成的协同效应——论文解读**
**一、研究背景与问题提出**
固体火箭发动机(SRM)因其可靠性高、结构简单、脉冲密度大且成本低廉，被广泛应用于小型战术导弹和航天运载器。SRM通常采用复合固体推进剂(CSP)，其中端羟基聚丁二烯(HTPB)基复合固体推进剂由氧化剂、金属燃料粉末、聚合物粘合剂、增塑剂、固化剂和交联剂等组成，经充分混合形成非均质物理结构。高氯酸铵(AP)是CSP中最常用的氧化剂。
传统上，铝(Al)粉作为金属燃料被广泛用于提升SRM性能，通过增加系统焓并降低气相产物的分子量来实现。然而，Al颗粒在燃烧过程中倾向于团聚成直径从数十到数百微米的球形颗粒，导致喷管两相损失、熔渣形成和喷管侵蚀等问题。锆(Zr)因其优异的力学性能和高燃温燃烧能力成为Al的潜在替代品。此外，硝胺类物质如环三亚甲基三硝胺(RDX)具有高能量含量、无氯配方和无烟排气等特性，被认为是替代部分AP的候选材料。
然而，现有研究存在明显的知识空白：此前关于RDX和Zr的研究大多仅关注推进剂性能，未深入探讨其对燃烧气体排放的影响。特别是，将AP/Al/Zr/RDX组合在同一研究中考察其燃烧性能和物种生成的工作极为缺乏。此外，固体推进剂燃烧过程中产生的有害排放物问题日益受到关注，但往往被忽视。因此，本研究旨在阐明HTPB基固体推进剂中Zr和RDX的添加对推进剂性能与燃烧产物形成之间的关联，以填补这一知识空白。
**二、研究内容与主要结论**
研究人员制备了三种HTPB/Al/AP基固体推进剂配方：基准配方FP-10、含5wt.%Zr的FP-11以及同时含5wt.%Zr和5wt.%RDX的FP-12。研究分为实验和计算两个阶段。实验阶段包括燃速仪测试、亚尺度反推火箭弹道评估、力学性能测试、粘度和流动速率测试；计算阶段采用ANSYS CFD平台对固体火箭发动机内的燃烧过程进行数值模拟。
研究得出以下主要结论：Zr和RDX的添加使推进剂拉伸强度提高4%、模量提高8%、硬度提高1.5%、粘度提高1.3%，同时伸长率(-9.3%)和流动速率(-3%)略有降低。FP-11的燃速较FP-10提高3.04%，推力增大10%，工作压力和最大压力分别增加3.5%和5.64%。FP-12仅获得有限的性能增益，但Al?O?、HCl和HNO等有毒气体排放降低了5%。数值模拟与实验结果误差小于0.5%，验证了模型的稳健性。该研究发表在《FirePhysChem》期刊上。
**三、关键技术方法**
本研究采用的主要技术方法包括：(1)燃速仪测试，依据MIL-STD-286C标准在3、5和7MPa三种压力下测定推进剂线性燃速；(2)亚尺度反推火箭弹道评估，依据ASTM-D2508-93和MIL-STD-292C标准，采用约2kg推进剂装药进行点火试验获取压力-时间曲线；(3)扫描电子显微镜(SEM)分析，观察推进剂样品的微观结构和形貌；(4)Brookfield粘度计测量推进剂浆料粘度；(5)万能试验机评价力学性能；(6)ANSYS CFD数值模拟，采用二维轴对称非稳态Navier-Stokes方程耦合动网格技术和k-ε湍流模型，结合自定义燃料热解模型和化学反应机理(15-17个反应、18-20个组分)模拟燃烧流场和产物输运。样本来源为马来西亚理科大学航空航天工程学院。
**四、研究结果**
**4.1 推进剂样品特性**
扫描电子显微镜分析确认了三种配方中三峰AP粒径分布的存在，表明粗、中、细颗粒AP的级配有效提高了堆积密度并降低了孔隙率。FP-12呈现出更细碎颗粒形态，可能归因于RDX含量较高，有助于增强反应传播和热性能。粘度测试表明FP-12粘度最高，流动性最低；与基准相比，FP-12和FP-11的流动速率分别降低约3%和1.5%。力学性能方面，FP-11和FP-12的UTS分别较基准提高约2%和4%，硬度提高约1.5%，但伸长率分别降低6.3%和9.3%，表明刚性颗粒降低了基体变形能力。
**4.2 固体推进剂样品燃速**
三种压力条件下，含Zr和RDX的配方燃速均高于基准，其中FP-11燃速最高。31Zr的氧化反应高度放热，提高了整体火焰温度。FP-12燃速低于FP-11，因为RDX与HTPB结合时增加了燃料/氧化剂比，导致富燃料燃烧产生较低温度的产物。所有配方的压力指数(n)均低于0.6，表明燃烧稳定性良好。FP-11的压力指数最低(0.329)，说明Zr的添加在提高燃速的同时降低了对压力的敏感性。
**4.3 固体推进剂样品压力曲线**
亚尺度反推火箭测试显示，FP-11的总燃烧时间和有效燃烧时间分别较FP-10缩短5.47%和5.38%，燃速提高3.04%，平均工作压力和最大压力分别增加3.5%和5.64%。FP-12与FP-10性能相近。两种改性配方的比冲(Isp)均略有降低，归因于较快的燃速和较高的质量流率。
**4.4 燃烧特性**
温度分布模拟显示，点火后后燃烧室温度可达约3400K。FP-12由于RDX的存在，在点火后0.7秒时火焰温度较低。Al?O?质量分数方面，FP-10产量最高，源于其高Al含量。CO?方面，FP-12因RDX分解产生较高CO?质量分数。HCl方面，FP-12因AP含量较低而显著降低了HCl生成。HNO分布与HCl类似，FP-12产量最低。ZrO?方面，FP-11在燃烧中期(1.39秒)ZrO?质量分数略高(0.028)，表明Zr氧化转化率较高；FP-12中RDX与Zr的共同存在影响了氧化路径，使ZrO?生成量相对降低。
**4.5 燃速与性能分析**
模拟结果显示FP-11推力较FP-10提高10%，特征速度提高3.2%；FP-12仅提高2.5%。模拟与实验燃速误差小于0.5%。FP-11的C*效率为93.98%，Isp效率为94.50%；FP-12的C*效率最高(94.11%)，Isp效率达96.80%，表明RDX的添加虽未显著提升推力性能，但有效改善了推进剂的热力学效率。
**五、讨论与结论**
研究表明，Zr的加入通过其高氧化热和强放热反应显著增强了燃烧性能，提高了火焰温度并加速了推进剂基体分解速率。RDX的添加则表现出燃烧压力稳定化效应，虽未带来显著的推力增益，但有效降低了Al?O?、HCl和HNO等有害燃烧产物的生成。FP-11在燃速和峰值压力方面表现最优，适合优先考虑推力的应用场景；FP-12则提供了平衡的性能特征，兼具与基准相当的效率和更清洁燃烧带来的维护优势。这些发现表明，本研究所测试的推进剂配方在先进推进应用中具有广阔潜力，特别是在新兴空间技术和不断发展的军事需求背景下，得益于其良好的燃烧动力学特性和稳健的力学性能。
