RU2637007C1 - Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации - Google Patents
Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2637007C1 RU2637007C1 RU2016114444A RU2016114444A RU2637007C1 RU 2637007 C1 RU2637007 C1 RU 2637007C1 RU 2016114444 A RU2016114444 A RU 2016114444A RU 2016114444 A RU2016114444 A RU 2016114444A RU 2637007 C1 RU2637007 C1 RU 2637007C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- parts
- aluminum
- iii
- pyrotechnic composition
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C06—EXPLOSIVES; MATCHES
- C06B—EXPLOSIVES OR THERMIC COMPOSITIONS; MANUFACTURE THEREOF; USE OF SINGLE SUBSTANCES AS EXPLOSIVES
- C06B33/00—Compositions containing particulate metal, alloy, boron, silicon, selenium or tellurium with at least one oxygen supplying material which is either a metal oxide or a salt, organic or inorganic, capable of yielding a metal oxide
Landscapes
- Catching Or Destruction (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала. Для разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида металла, способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг. Пиротехническим составом термитного типа заполняют цилиндрический стакан из титанового сплава, который закрепляют на поверхности деталей космических аппаратов. Для обеспечения поджатия пиротехнического состава к поверхности материала внутри цилиндрического стакана установлен упругий теплоизолирующий вкладыш. Способ и устройство обеспечивают высокую безопасность, стабильность и надежность и позволяют перфорировать тугоплавкие детали отработавших космических аппаратов на стадии их неконтролируемого спуска в плотных слоях атмосферы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для исключения падения на Землю трудно сгораемых фрагментов космических аппаратов, отработавших свой ресурс, а именно деталей, изготовленных из тугоплавкого конструкционного материала.
Предполагается, что отработавшие на низкой околоземной орбите спутники (или их части) неконтролируемо падают, попадают в плотные слои атмосферы и сгорают. Известно, что детали из алюминия и магния интенсивно разрушаются и сгорают на высоте 78 км. Однако существует риск того, что отдельные части спутников не сгорают или сгорают не полностью, что нежелательно как с точки зрения безопасности, так и по экологическим причинам. Так, упавшие на Землю в штате Техас США обломки частично разрушенного топливного бака второй ступени Delta II из нержавеющей стали в 1979 г., тугоплавкие детали спутника Космос в 1978 г. и титановый корпус двигателя третьей ступени весом около 70 кг в Саудовской Аравии в 2001 г. показали, что, хотя космический летательный аппарат значительно разрушается при входе в плотные слои атмосферы, однако заметное число обломков деталей спутников, имеющих обтекаемую форму и изготовленных из материалов с высокой температурой плавления - нержавеющая сталь, титан, бериллий - могут уцелеть и долететь до Земли. В частности, металлические баки из титанового сплава, например ВТ-6, для жидких топлив и газов под давлением (гидразин или Не) не плавятся и не разрушаются при входе в плотные слои атмосферы.
Известен способ очистки околоземного космического пространства от космических объектов и мелких частиц путем их разрушения (патент РФ 2092409, B64G 9/00, 10.10.1997), включающий выведение на орбиту, встречную по отношению к орбите засоряющих космических объектов, тонкой пленки, развертывание и натяжение этой пленки и введение ее в ударное взаимодействие с засоряющими космическими объектами посредством ориентации поверхности пленки поперечно указанной орбите. При соударении объекта и пленки происходит разрушение объекта на мелкие частицы с образованием в пленке при каждом соударении бреши. Образовавшиеся частицы тормозятся гораздо интенсивнее, чем первоначальный объект, за счет резкого увеличения их баллистического коэффициента. Это обеспечивает быстрое вхождение их в плотные слои атмосферы и сгорание. Недостатком способа является недостаточная надежность, так как при столкновении засоряющего объекта с пленкой происходит нарушение ее целостности, и в дальнейшем она не оказывает воздействия на пролетающие сквозь бреши фрагменты космического мусора. Данный способ является дорогостоящим, так как для его вывода на орбиту требуется специальная ракета.
Известен способ разрушения фрагментов космического мусора (патент РФ 2204508, B64G 9/00, B64G 1/56, 20.05.2003), заключающийся в том, что на пути следования фрагментов космических аппаратов устанавливается препятствие в виде искусственного облака, состоящего из мелкодисперсных частиц взрывчатого вещества. Недостатками способа являются недостаточная надежность, так как не гарантируется получение фрагментов, способных полностью сгореть в атмосфере, и высокая стоимость.
Известен способ разрушения фрагментов космического мусора (RU 2572283, B64G 1/10, B64G 99/00, 10.01.2016), в котором используют запускаемый с Земли к фрагменту космического мусора космический перехватчик, содержащий гелеобразное взрывчатое вещество. При поражении космическим перехватчиком фрагмента мусора носовая часть перехватчика разрушается, гелеобразное взрывчатое вещество распределяется по поверхности объекта разрушения и затем затвердевает. С пульта управления на Земле или космическом корабле осуществляют подрыв взрывчатого вещества. Ударные волны, вызванные взрывом, взаимодействуют между собой и разрушают фрагмент космического мусора. Недостатками способа являются сложность и высокая стоимость.
Известна полезная модель, в которой предложено устройство для разрушения крупногабаритных космических аппаратов (патент РФ 116466, B64G 99/00, 27.05.12), характеризующееся тем, что на внутренней поверхности корпуса космического аппарата в заданных местах установлен детонирующий удлиненный заряд кумулятивного типа с детонатором, воспламенителем и механизмом предохранения от несанкционированного срабатывания, связанными с системой задействования. Способ разрушения космических аппаратов, использующий данное устройство, заключается в следующем: по команде от системы задействования отключается механизм предохранения от несанкционированного срабатывания, при последующей команде на воспламенитель срабатывает детонатор, инициируя взрыв заряда, и за счет кумулятивного эффекта материал корпуса космического аппарата, находящийся под зарядом, разрушается и происходит разделение корпуса на фрагменты.
Недостатками решения по полезной модели RU 116466 являются повышенная опасность из-за наличия взрывчатого вещества и детонатора на борту космического аппарата и недостаточная надежность из-за невозможности обеспечения стабильных характеристик взрывчатого вещества в течение всего срока службы космического аппарата. Недостатком является также сложность устройства из-за необходимости установки в нем системы задействования.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа разрушения деталей отработавших космических аппаратов, который будет отличаться высокой безопасностью и надежностью.
Задачей изобретения является также создание устройства для реализации предлагаемого способа, которое будет отличаться высокой надежностью и стабильностью характеристик при термических и механических нагрузках в течение всего срока эксплуатации космического аппарата и обеспечит существенное упрощение конструкции.
Решение поставленной задачи достигается предлагаемым способом разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, для чего на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта(II, III), способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг.
Для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата можно использовать пиротехнический состав термитного типа, содержащий порошки алюминия, оксида кобальта(II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:
алюминий | 18-20 |
оксид кобальта(II, III) (Co3O4) | 78-80 |
неорганическое связующее | 2-4 |
Решение поставленной задачи достигается также устройством для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей отработавшего космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, представляющим собой цилиндрический стакан из титанового сплава, закрепляемый на поверхности деталей космических аппаратов, заполненный пиротехническим составом термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта(II, III), способным к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающим экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг, при этом для обеспечения поджатая пиротехнического состава к поверхности тугоплавкого конструкционного материала внутри цилиндрического стакана из титанового сплава установлен упругий теплоизолирующий вкладыш.
Пиротехнический состав термитного типа может содержать порошки алюминия, оксида кобальта(II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:
алюминий | 18-20 |
оксид кобальта(II, III) | 78-80 |
неорганическое связующее | 2-4 |
Пиротехнический состав перед помещением в цилиндрический стакан из титанового сплава прессуется.
Упругий теплоизолирующий вкладыш для обеспечения поджатая пиротехнического состава к поверхности тугоплавкого конструкционного материала может быть выполнен из каолиновой ваты (рабочая температура до 1350°С).
Заявляемый интервал значений соотношения компонентов используемого пиротехнического состава термитного типа является допустимой массовой погрешностью работоспособного состава.
При создании предлагаемого изобретения предварительно были проведены термодинамические расчеты, по результатам которых отобраны термитные составы из доступных компонентов с достаточно высокой температурой сгорания, способной обеспечивать протекание термитной реакции в режиме самоподдерживающегося горения, и при этом образующие максимальное количество конденсированных продуктов реакции, необходимых для поддержания теплового контакта между горящим составом и нагреваемой целевой поверхностью.
Затем были проведены экспериментальные исследования влияния качественного состава выбранных пиротехнических термитных составов на температуру их самовоспламенения при давлении 60 Па. Были исследованы близкие к стехиометрическим составы на основе алюминия или титана и оксида металла (ванадия, железа, хрома и кобальта). Полученные результаты представлены в таблице, где приведены также известные данные по экзотермическому эффекту реакции сгорания (Q) (S.H. Fisher, М.С.Grubelich, Theoretical Energy Release of Thermites. Intermetallics, and Combustible Metals, Proceedings of 24th International Pyrotechnics Seminar, 27-31 July 1998, California, pp. 231-286).
При неконтролируемом спуске отработавшего спутника в плотных слоях атмосферы до достижения высоты 70-80 км от Земли происходит сгорание всех элементов конструкции космического аппарата за исключением топливных баков, изготовленных из титанового сплава. При дальнейшем падении поверхность тугоплавкого бака продолжает разогреваться и достигает температуры ~1000-1100°С, достаточной для пассивного воспламенения пиротехнических термитных составов на основе алюминия и оксида ванадия, железа или кобальта (см. таблицу). На рис. 1 в качестве иллюстрации приведена кинетическая кривая нагревания пиротехнического термитного состава на основе алюминия и Co3O4 (Al - 18±1%, Co3O4 - 79±1%, связующее (каолин 25%, силикат натрия 75%) - 3±1%) при давлении 60 Па вплоть до самовоспламенения.
Дальнейшие испытания проводились с указанными составами на основе алюминия и оксида ванадия, железа или кобальта.
Испытуемый состав помещался в предлагаемое устройство, которое закреплялось на поверхности материала из титанового сплава и нагревалось. На рис. 2 показано предлагаемое устройство до срабатывания - а) и после срабатывания - б).
При испытаниях в атмосферных условиях все три выбранных состава - на основе алюминия и оксида либо железа, либо кобальта, либо ванадия - расплавляли и перфорировали материал из титанового сплава, но в испытаниях при давлении 60 Па, соответствующем давлению воздуха на высоте ~80 км от Земли, успешный результат (см. рис. 2) достигался только при использовании состава на основе алюминия и оксида кобальта(II, III), обладающего высоким экзотермическим эффектом (Q=4237 кДж/кг). Состав на основе алюминия и оксида ванадия, несмотря на еще более высокое значение теплоты сгорания (Q=4572 кДж/кг), не привел к расплавлению и перфорации тугоплавкого материала при давлении 60 Па, что объясняется недостаточным прогревом пластины к моменту воспламенения состава (658±5°С) и плохим тепловым контактом между целевой поверхностью и продуктами сгорания вследствие значительного количества газофазных продуктов реакции.
Таким образом, проведенные испытания позволили определить критерии выбора используемого в предлагаемых способе и устройстве пиротехнического состава термитного типа на основе алюминия и оксида металла.
Стандартные условия пребывания спутника на околоземной орбите: средний срок службы 25 лет при температуре не выше 125°С. На рис. 3 приведены результаты термокинетического моделирования процесса старения пиротехнического термитного состава при его долговременном хранении при различной температуре. При изотермической выдержке используемого состава при 125°С в течение 35 лет степень превращения составляет менее 0,1%.
На рис. 4 представлена схема предлагаемого устройства для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космических аппаратов.
Устройство содержит цилиндрический стакан из титанового сплава 1, в который помещены упругий теплоизолирующий вкладыш 2 и предварительно спрессованный (в виде таблетки) пиротехнический состав термитного типа 3. Заполненный титановый стакан 1 закрепляется на поверхности детали космического аппарата из тугоплавкого материала 4. Упругий теплоизолирующий вкладыш 2 прижимает пиротехнический состав 3 к поверхности тугоплавкой детали 4.
Предлагаемое устройство работает следующим образом. При падении отработавшего космического аппарата на высоте ~80 км от Земли несгоревшими остаются только детали, изготовленные из тугоплавких материалов, например топливные баки из титанового сплава, на поверхности которых (4) закреплено заявляемое устройство. При дальнейшем спуске поверхность тугоплавкого бака (4) разогревается до температуры ~1000°С, обеспечивающей пассивное воспламенение внутри титанового стакана (1) пиротехнического термитного состава (3), прижатого к поверхности топливного бака (4) упругим теплоизолирующим вкладышем (2). Температура воспламенения термитного состава на основе алюминия и оксида кобальта(II, III) составляет 971±15°С. Благодаря высокому значению теплоты сгорания используемого термитного состава (4230 кДж/кг) за счет теплоотдачи от разогретой конденсированной фазы продуктов сгорания происходит расплавление и перфорация тугоплавкой детали космического аппарата, как показано на рис. 2. Вследствие нарушения обтекаемой формы детали в местах перфорации резко увеличиваются тепловые потоки за счет аэродинамического нагрева, что приводит к быстрому разрушению и сгоранию перфорированной детали космического аппарата.
Таким образом, предлагаемый способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов отличается высокой безопасностью и надежностью. Способ позволяет перфорировать тугоплавкие детали отработавших космических аппаратов на стадии их неконтролируемого спуска в плотных слоях атмосферы путем пассивного воспламенения пиротехнического состава. Предлагаемое устройство отличается высокой надежностью и стабильностью характеристик при термических (до 250°С) и механических нагрузках в течение всего срока эксплуатации космического аппарата и обеспечивает существенное упрощение конструкции. При этом обеспечиваются малые габариты и масса, низкая стоимость и высокая надежность срабатывания устройства.
Claims (8)
1. Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов путем перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, для чего на поверхности деталей космического аппарата располагают пиротехнический состав термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта (II, III), способный к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающий экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей космического аппарата используют пиротехнический состав термитного типа, содержащий порошки алюминия, оксида кобальта (II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:
3. Устройство для перфорации тугоплавкого конструкционного материала деталей отработавшего космического аппарата при его падении в плотных слоях атмосферы, представляющее собой цилиндрический стакан из титанового сплава, закрепляемый на поверхности деталей космических аппаратов, заполненный пиротехническим составом термитного типа на основе алюминия и оксида кобальта (II, III), способным к самовоспламенению при температуре 900-1000°С и обладающим экзотермическим эффектом не менее 4200 кДж/кг, при этом для обеспечения поджатая пиротехнического состава к поверхности тугоплавкого конструкционного материала внутри цилиндрического стакана из титанового сплава установлен упругий теплоизолирующий вкладыш.
4. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что пиротехнический состав термитного типа содержит порошки алюминия, оксида кобальта (II, III) и дополнительно неорганического связующего - каолин 25-30%, силикат натрия 70-75% при следующем соотношении компонентов, мас. %:
5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что содержит прессованный пиротехнический состав.
6. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что упругий теплоизолирующий вкладыш выполнен из каолиновой ваты.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016114444A RU2637007C1 (ru) | 2016-04-14 | 2016-04-14 | Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016114444A RU2637007C1 (ru) | 2016-04-14 | 2016-04-14 | Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2637007C1 true RU2637007C1 (ru) | 2017-11-29 |
Family
ID=60581283
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016114444A RU2637007C1 (ru) | 2016-04-14 | 2016-04-14 | Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2637007C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2708407C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-12-06 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ ликвидации космических аппаратов, уведенных с рабочих орбит в плотные слои атмосферы, и устройство для фрагментации космических аппаратов в плотных слоях атмосферы |
EP3604143A1 (en) * | 2018-07-30 | 2020-02-05 | European Space Agency | Exothermic reaction aided spacecraft demise during re-entry |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2040449C1 (ru) * | 1992-03-13 | 1995-07-25 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Аппарат для очистки космоса от мусора |
WO1997043080A1 (en) * | 1996-05-09 | 1997-11-20 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Cutting device |
RU2204508C1 (ru) * | 2002-04-22 | 2003-05-20 | Денисов Иван Васильевич | Способ разрушения фрагментов космического мусора |
RU116466U1 (ru) * | 2011-12-01 | 2012-05-27 | Иван Дмитриевич Бадьин | Устройство для разрушения крупногабаритных космических аппаратов |
RU2457328C1 (ru) * | 2011-01-12 | 2012-07-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технологический университет" (ФГБОУ ВПО "КНИТУ") | Способ разрушения твердых тел |
RU145068U1 (ru) * | 2014-04-01 | 2014-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Новосибирский государственный технический университет" | Устройство для разрушения фрагментов космического мусора |
CN104859870A (zh) * | 2014-10-09 | 2015-08-26 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种一体化设计的星箭分离机构 |
-
2016
- 2016-04-14 RU RU2016114444A patent/RU2637007C1/ru active
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2040449C1 (ru) * | 1992-03-13 | 1995-07-25 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Аппарат для очистки космоса от мусора |
WO1997043080A1 (en) * | 1996-05-09 | 1997-11-20 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Cutting device |
RU2204508C1 (ru) * | 2002-04-22 | 2003-05-20 | Денисов Иван Васильевич | Способ разрушения фрагментов космического мусора |
RU2457328C1 (ru) * | 2011-01-12 | 2012-07-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технологический университет" (ФГБОУ ВПО "КНИТУ") | Способ разрушения твердых тел |
RU116466U1 (ru) * | 2011-12-01 | 2012-05-27 | Иван Дмитриевич Бадьин | Устройство для разрушения крупногабаритных космических аппаратов |
RU145068U1 (ru) * | 2014-04-01 | 2014-09-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Новосибирский государственный технический университет" | Устройство для разрушения фрагментов космического мусора |
CN104859870A (zh) * | 2014-10-09 | 2015-08-26 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种一体化设计的星箭分离机构 |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2708407C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-12-06 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ ликвидации космических аппаратов, уведенных с рабочих орбит в плотные слои атмосферы, и устройство для фрагментации космических аппаратов в плотных слоях атмосферы |
EP3604143A1 (en) * | 2018-07-30 | 2020-02-05 | European Space Agency | Exothermic reaction aided spacecraft demise during re-entry |
US11498706B2 (en) * | 2018-07-30 | 2022-11-15 | European Space Agency | Exothermic reaction aided spacecraft demise during re-entry |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
AU754110B2 (en) | Hard target incendiary projectile | |
US9182199B2 (en) | Mine defeat system and pyrotechnic dart for same | |
US7341113B2 (en) | Apparatus and method for fire suppression | |
US5129326A (en) | Ordnance device with explosion protection | |
US11644291B1 (en) | Autoignition material capsule | |
RU2637007C1 (ru) | Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации | |
US6945175B1 (en) | Biological and chemical agent defeat system | |
US3351017A (en) | Air-arming impact fuze | |
US5347931A (en) | Combustible flare ignition system | |
EP3377844B1 (en) | Munition having penetrator casing with fuel-oxidizer mixture therein | |
Bose | Military Pyrotechnics: Principles and Practices | |
Baker | Insensitive munitions, requirements, technology, and testing | |
US4140059A (en) | Safety device for projectiles | |
Hubbard et al. | Explosiveness and shock-induced deflagration studies of large confined explosive charges | |
Lee | Hazard assessment of explosives and propellants | |
GB1112260A (en) | A frangible high-altitude propulsion motor | |
Leininger et al. | IHE Material and IHE Subassembly Qualification Test Description and Criteria (v. 14.7) | |
Skidmore et al. | The Essential Role of Science in Explosives Safety | |
Leininger et al. | IHE Material and IHE Subassembly Qualification Test Description and Criteria | |
AN | THIOKOL/ELKTON DIVISION | |
Bailey | Demonstration of all-solid impulse control concepts using state-of-the-art solid propellants | |
Keller | ENVIRONMENTS FROM INTERNAL DETONATION OF WARHEADS | |
MacDougall et al. | Toward New Horizons. Volume 10. Explosives and Terminal Ballistics | |
MCGRGOR et al. | Qualification Testing for PBXN-113 Containing Reclaimed HMX | |
Day et al. | freepyroinfo. com |