Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
446459		A study on hydroxyl terminated polyether based composite propellants / Hidroksil sonlu polieter bazlı kompozit yakıtlar üzerine bir çalışma Yazar:HACI EŞİYOK Danışman: PROF. DR. ÜLKÜ YILMAZER Yer Bilgisi: Orta Doğu Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Kimya Mühendisliği Ana Bilim Dalı Konu:Kimya Mühendisliği = Chemical Engineering Dizin:	Onaylandı Doktora İngilizce 2016 234 s.
Bu çalışmada, kür ajanı, zincir uzatıcı ve kür katalizörü tiplerinin, hidroksil sonlu polieter (HTPE) bazlı polimerik yapıların mekanik, yapısal ve termal özelliklerine olan etkileri ile oksitleyici, enerjik plastikleştirici ve balistik düzenleyici tiplerinin, yakıt numunelerinin balistik ve termal özelliklerine olan etkilerinin incelenmesi amaçlandı. HTPE bazlı poliüretan yapılar el karışımı ve elde edilen karışımlara vakum uygulanarak elde edildi. Kürleşmeden sonra, bu yapılar, mekanik (Tek eksenli çekme testi, sertlik testi), yapısal (Şişme testi, X-ışını kırınımı) ve termal (DSC, TGA ve vakum kararlılık) özellikler açısından karakterize edildi. Yakıt numuneleri, oksitleyici, enerjik plastikleştirici ve yanma hızı katalizörü gibi enerjik bileşenlerin HTPE bazlı elastomer yapılara 1-pint boyutlu dikey mikserde eklenmesi ile hazırlandı. Yakıt numunelerinin basınca bağlı doğrusal yanma hızları Crawford bomb cihazıyla ölçüldü. Yakıt numunelerinin termal özellikleri ayrıca DSC, TGA ve vakum stabilite test cihazı yardımıyla karakterize edildi. Darbe ve sürtünme hassasiyeti testleri ile yakıtların tehlike sınıflandırması yapıldı. STANAG 6016'a göre yakıtların duman sınıflandırması gerçekleştirildi. Yakıt 091 adlı büyük ölçekli aday yakıt formülasyonu, APV BAKER 1 galon karıştırıcıda hazırlandı. Mekanik, balistik, termal ve güvenlik özellikleri, yakıt ve poliüretan numuneler için uygulanan metotlarla belirlendi. 25oC'de maksimum çekme kuvveti, kopma anında uzama ve Young's modülüs değerleri sırasıyla 0.80 MPa, 41.2% ve 0.76 MPa olarak elde edildi. Camsı geçiş sıcaklığı -61oC olarak belirlendi. Yakıt iki kademeli olarak 240 oC ve 320oC'de ekzotermik tepkime vererek bozunmuştur. 6.89 MPa'da yakıt yanma hızı 15 mm/s, 6.9-13.8 MPa basınç aralığında basınç üssü ise 0.5'den düşük olarak hesaplandı. Yakıt raf ömrü, mikrokalorimetre ile tahmin edildi. 25oC'de 10 yıl boyunca yakıtın kararlı olduğu söylenebilir.
The present study was aimed at investigating the effects of isocyanate, chain extender and curing catalyst types on the mechanical, structural and thermal properties of Hydroxyl Terminated Polyether (HTPE) based gumstock samples and the effects of oxidizer, energetic plasticizer, and ballistic modifier types on the ballistic and thermal properties of propellant samples. HTPE based polyurethane networks were synthesized by hand mixing and applying vacuum for degassing of resulting mixtures. After curing, they were characterized in terms of mechanical (Uniaxial tensile test, hardness test), structural (Swelling test, X-ray diffraction) and thermal (Differential scanning calorimeter (DSC), thermal gravimetric analysis (TGA), vacuum stability) properties. Propellant samples were prepared by incorporating energetic components like oxidizer, energetic plasticizer, burning rate catalyst to HTPE based elastomers in a 1-pint size vertical mixer. The linear burning rates of the propellant samples were measured by a Crawford bomb with respect to pressure. They were also characterized by DSC, TGA, and vacuum stability tester for thermal properties. Hazard classifications were made by impact and friction sensitivity tests. The smoke classification of propellants was carried out according to the STANAG 6016. A larger scale candidate propellant namely propellant 091 was prepared in an APV BAKER 1 galon mixer. The mechanical, ballistic, thermal and safety properties were determined by procedures as in the case of polyurethane and propellant samples. The ultimate tensile strength, elongation at break and Young's modulus were obtained as 0.80 MPa, 41.2% and 0.76 MPa, respectively, at 25oC. Glass transition temperature was determined as about -61oC. The propellant showed two stages decomposition pattern with exothermic peaks at about 240 oC and 320oC. The burning rate was calculated as 15 mm/s at 6.89 MPa with a pressure exponent below 0.5 between the 6.9-13.8 MPa pressure range. The shelf life of propellant developed was estimated by means of a microcalorimeter. It was said to be chemically stable for 10 years at 25oC.