CC BY
55
Dr Radun Jeremić,
pukovnik, dipl. inž.
Vojna akademija — Odsek logistike, Beograd
NEKI ASPEKTI PERFORMANSI RAKETNIH GORIVA I PRAVCIRAZVOJA ČVRSTIH RAKETNIH GORIVA
UDC: 621.45.07-66
Rezime:
Radi povecanja korisnog tereta raketnik sistema napori istra'ivača u oblasti raketnik goriva usmereni su, pre svega, na osvajanje novik sastava sa visokim sadr'ajem energije, ko-ji ce obezbediti veci zapreminski specifični impuls. U radu je dat kratak pregled dosadašnjeg razvoja raketnik goriva, sa posebnim osvrtom na najnovija dostignuca u poboljšanju ener-getskik karakteristika postojecik sastava, kao i osvajanje potpuno novik sastava visokoener-getskik čvrstik raketnik goriva.
Ključne reči: visokoenergetska raketna goriva, kidrazin-nitroformat, ultrafini aluminijum.
SOME ASPECTS OF ROCKET PROPELLANT PERFORMANCES AND SOLID ROCKET PROPELLANT DEVELOPMENT TENDENCIES
Summary:
In order to increase payloads in missile systems, researck work in tke domain of rocket propellants concentrates on conquering new, kigk-energy compositions providing a greater volume specific impulse. A skort survey of rocket propellant development up to present days is followed by tke most recent ackievements in enkancing energy ckaracteristics of existing compositions and in conquering completely new compositions of ligk-energy solid rocket propellants.
Key words: kigk-energy rocket propellants, kydrazine-nitroformate, ultra-fine aluminium.
Uvod
Raketna goriva su hemijske smeše goriva i oksidatora, koja sagorevanjem u raketnom motoru proizvode odgovaraju-}u energiju koja obezbe|uje silu potiska neophodnu za let rakete.
Razvoj raketa bio je uslovljen raz-vojem raketnih goriva. Ako se izuzme upotreba crnog baruta kao raketnog goriva (u Kini jo{ u 7. veku, a u Evropi u 18. i 19. veku), onda se može tvrditi da je epoha razvoja i {ire primene raketnih go-
riva zapocela sa Drugim svetskim ratom a1°. U SAD je formiran sastav na bazi ba-listita, poznat pod oznakom JP i JPN, a u SSSR-u je proizvedeno slicno dvobazno gorivo sa dodatkom dinitrotoluena, po-znato kao kordit. U Nemackoj je u toku rata konstruisana prva raketa na tecno gorivo, pod oznakom V-2, koja je kao gorivo koristila 75%-tni metil-alkohol sa tecnim kiseonikom kao oksidatorom a2°.
Veliki napredak ostvaren je osvaja-njem proizvodnje kompozitnih goriva tehnologijom livenja, cime su se mogla
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1/2004.
67
proizvesti pogonska punjenja željenih precnika. Prva kompozitna goriva bila su na bazi asfalta, kao vezivne komponente, koga je ubrzo zamenio polisulfid, zatim polivinil-hlorid, a pedesetih i {ezdesetih godina 20. veka proizvedena su termo-stabilna veziva na bazi poliuretana i poli-butadiena sa znatno boljim karakteristi-kama od prethodnih. Kao oksidator naj-pre je kori{}en kalijum-perhlorat koji je kasnije zamenjen mnogo boljim amoni-jum-perhloratom, koji i danas ima naj{iru primenu. Za pobolj{anje energetskih svojstava, kao gorivna komponenta, do-davani su metalni prahovi od kojih naj-ve}u primenu ima aluminijum u prahu.
Prema svom agregatnom stanju ra-ketna goriva mogu biti tecna, cvrsta i hi-bridna.
Tecna raketna goriva
Kod raketa na tecno gorivo oksidator i goriva komponenta sme{teni su u odvojenim rezervoarima i doziraju se po-mo}u sistema cevi, ventila i turbopumpi u komoru za sagorevanje, gde se me{aju i sagorevaju. Motori na tecno gorivo slo-ženije su konstrukcije u odnosu na moto-re na cvrsto gorivo, ali imaju i mnogo prednosti. Njihova osnovna prednost je {to omogu}uju kontrolu doziranja goriva u komoru, cime je mogu}e menjati poti-sak u toku leta, iskljucivanje i ponovno startovanje raketnog motora. S druge strane, tecna raketna goriva imaju manju gustinu od cvrstih, {to zahteva ve}e re-zervoare za njihov sme{taj, cime se po-ve}ava ukupna masa raketnog sistema.
Temperatura skladi{tenja takođe je vrlo bitna. Goriva sa niskom temperatu-
rom skladi{tenja, tzv. kriogena goriva, zahtevaju termicku izolaciju, cime se ma-sa sistema pove}ava. Pojedina tecna goriva su vrlo agresivna, {to zahteva primenu specijalnih otpornih materijala u kon-strukciji rezervoara i sistema za doziranje.
Nacelno, tecna goriva mogu se po-deliti na tri grupe: goriva na bazi naftinih derivata, kriogena goriva i hipergoli.
Od naftinih derivata kao gorivo kori-sti se visokorafinisani kerozin koji pred-stavlja sme{u složenih ugljovodonika. On se najce{}e primenjuje u kombinaciji sa tecnim kiseonikom kao oksidatorom. Spe-cificni impuls ovih goriva znatno je manji u odnosu na kriogena goriva.
Kriogena goriva najce{}e predstavlja-ju kombinaciju tecnog vodonika i tecnog kiseonika koji se skladi{te na vrlo niskim temperaturama (vodonik prelazi u tecno stanje na -253°C, a kiseonik na -183°C).
Zbog niske temperature kriogenih goriva vrlo je te{ko da se cuvaju duže vreme, pa nisu pogodna za primenu u ra-ketnim sistemima namenjenim za vojne svrhe. Uz to, tecni vodonik ima vrlo ma-lu specificnu masu, {to iziskuje znatno ve}e rezervoare u odnosu na druga goriva. Bez obzira na to, zbog visoke efika-snosti ovih goriva (imaju 40% ve}i spe-cificni impuls u odnosu na ostala raketna goriva) ona uvek imaju prednost kada problem skladi{tenja nije izražen i kada faktor vremena nije bitan.
Tecni vodonik i tecni kiseonik naj-ce{}e se primenjuju u visokoefikasnim raketnim motorima kosmickih raketa no-saca (tabela 1).
Kod hipergolnog goriva dolazi do spontanog pripaljivanja pri kontaktu ok-sidatora i gorivne komponente, tako da
68
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1/2004.
Tabela 1
Prikaz neMh raketnik sistema i njihovik goriva a3°
Raketa Stepen Raketno gorivo Specificni impuls (s)
Atlas/Kentaur 0 tecni O2/rafinisani kerozin 259/292 (vak.)
1 tecni O2/rafinisani kerozin 220/309 (vak.)
2 tecni O2/tecni H2 444 (vak.)
Titan II 1 N2O4/Aerozine 50* 259
2 N2O4/Aerozine 50 312 (vak.)
Saturn V 1 tecni O2/rafinisani kerozin 260
2 tecni O2/tecni H2 424 (vak.)
3 tecni O2/tecni H2 414 (vak.)
Spejs Satl 0 cvrsto 242/269 (vak.)
1 tecni O2/tecni H2 455 (vak.)
OMS** N2O4/monometil-hidrazin 313 (vak.)
RCS*** N2O4/monometil-hidrazin 260-280 s (vak.)
* smesa hidrazina i dimetil-hidrazina (50: 50)
** sistem za orbitalno manevrisanje (orbital maneuvering system) *** reaktivni kontrolni sistem (reaction control system)
ne zahtevaju izvor pripaljivanja. Lako startovanje i mogu}nost ponovnog starta ~ini ova goriva idealnim za sisteme koji služe za manevrisanje vasionskim brodo-vima (npr. Spejs Satl). Takođe, hipergoli se nalaze u tecnom stanju i na obicnoj temperaturi, tako da nisu izraženi proble-mi njihovog skladistenja. Hipergolna goriva obicno cine hidrazin, monometil-hi-drazin ili nesimetricni dimetil-hidrazin. Oksidator je najces}e azottetraoksid (N2O4) ili azotna kiselina (HNO3).
Hibridna raketna goriva
Raketni motori sa hibridnim gorivi-ma predstavljaju kombinaciju motora sa cvrstim i tecnim gorivom, mada postoje i kombinacije cvrsto-cvrsto i cvrsto-gaso-vito, koje se tesko mogu primeniti kod zemaljskih raketa. Jedna komponenta je u cvrstom stanju, obicno gorivna, dok je druga, najces}e oksidator, u tecnom ili gasovitom stanju. Oksidator se pomo}u brizgaljki direktno ubrizgava u produkte sagorevanja cvrste komponente, cime se efikasnost sagorevanja izrazito pove}ava.
Ova goriva imaju visoke performan-se, a glavna prednost im je sto se brzina sagorevanja može podesavati u određe-nim granicama, pa cak i zaustaviti i po-novo startovati.
Cvrsta goriva
Raketni motori na cvrsta goriva naj-jednostavnije su konstrukcije. Za razliku od motora na tecno gorivo, raketni motori na cvrsto gorivo se ne mogu gasiti i ponovo startovati. Postoje dve osnovne vrste cvrstih goriva - homogena i kompozitna. I jedna i druga imaju relativno veliku gustinu, stabil-na su na normalnoj temperaturi i ne zahte-vaju posebne uslove skladistenja.
Homogena goriva najces}e su dvo-bazna, sadrže dve osnovne komponente; nitrocelulozu i nitroglicerin, a mogu biti i jednobazna (sadrže samo jednu osnovnu komponentu - nitrocelulozu). Pored osnovnih komponenti goriva sadrže, u manjim kolicinama, i razlicite dodatke (plastifikatore, stabilizatore, balisticke modifikatore, itd.).
VOJNOTEHNICKI GLASNIK 1/2004.
69
Specificni impuls homogenih goriva obicno se kreće do 210 s u standardnim uslovima. Njihovi produkti sagorevanja ne sadrže dimove, pa su pogodna za ra-kete takticne namene. Cesto se primenju-ju i za izradu bustera vodenih i visestepe-nih raketnih sistema.
Savremena kompozitna goriva najce-sće su na bazi poliuretana ili polubutadie-na, kao vezivne komponente, amonijum--perhlorata, kao oksidansa, i metalnih pra-hova, najcesće aluminijuma, koji sagoreva-njem oslobađaju veliku kolicinu toplote i time podižu temperaturu sagorevanja. Ima-ju bolje mehanicke i energetske karakteri-stike od homogenih goriva (tabela 2), pa se
uglavnom upotrebljavaju za izradu pogon-skih punjenja marsevskih motora kod ra-ketnih sistema takticke namene, kao i za izradu buster motora velikih raketnih siste-ma (npr. za nosac rakete Titan).
Tendencije u razvoju cvrstih raketnih goriva
Većina raketnih goriva koja se i danas primenjuju razvijena je pedesetih i sezdesetih godina 20. veka. U tabeli 3 prikazani su najcesći tipovi cvrstih raket-nih goriva koji se primenjuju u svetu i kod nas.
Tabela 2
Uporedni pregled osnovnog sastava i specificnog impulsa razlicitih vrsta raketnih goriva
Gorivo Osnovni sastav Isp (s)
Crni barut kalijum-nitrat, sumpor, drveni ugalj ~ 125
Dvobazno nitroceluloza, nitroglicerin = 200
asfalt, amonijum-perhlorat = 180
polisulfid, amonijum-perhlorat ~ 200
poliuretan, amonijum-perhlorat ~ 225-230
polibutadien, amonijum-perhlorat ~ 230-235
Kompozitno poliuretan, aluminijum, amonijum-perhlorat ~ 240
polibutadien, aluminijum, amonijum-perhlorat ~ 245
polibutadien akrilonitril, aluminijum, amonijum-perhlorat ~ 250
kompozitno modifikovana dvobazna goriva (NC, NGL, HMX, Al) ~ 275
PBAA, aluminijum, amonijum-perhlorat ~ 275
Tecno kerozin, tecni kiseonik ~ 300
tecni vodonik, tecni kiseonik ~ 450
Tabela 3
Sastavi nekih karakteristicnih tipova cvrstih raketnih goriva
Gorivo Tip Sastav
J.P.N., Balistit (SAD) homogeno dvobazno nitroceluloza (51,5%), nitroglicerin (43%), diefilftalat (3%), ostali dodaci (2,5%)
Cordit (Rusija) homogeno dvobazno nitroceluloza (56,5%), nitroglicerin (28%), etilcentralit (4,5%), dinitrotoluen (11%)
SRB gorivo (SAD) kompozitno polibutadien akrilonitril (12%), amonijum-perhlorat (70%), aluminijum prah (16%), ostali dodaci (2%)
NGR gorivo (SCG) homogeno dvobazno nitroceluloza (), nitroglicerin (), plastifikator (), ostali dodaci ()
PU gorivo (SCG) kompozitno amonijum-perhlorat (65%), poliuretan (21%), aluminijum prah (12%), ostali dodaci (2%)
70
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1/2004.
Razvoj i usavrsavanje raketnih gori-va odvija se u dva pravca. Jedan je poboljsanje performansi postoje}ih vrsta goriva dodavanjem novih komponenti, primena efikasnijih balisti~kih modifika-tora ili, osvajanje novih oksidatora i vezi-va. Na drugoj strani vrse se istraživanja radi osvajanja potpuno novih goriva koja bi imala mnogo bolje performanse od po-stoje}ih.
Poboljsanje performansi
postojećih goriva
S obzirom na relativno mali speci-ficni impuls, težista istraživanja u pod-rucju cvrstih raketnih goriva su usmere-na, pre svega, na poboljsanje energetskih svojstava, zatim zakonitosti brzine sago-revanja, smanjenje osetljivosti na spoljne impulse, poboljsanje mehanickih karak-teristika, itd.
Za poboljsanje energetskih svojsta-va dvobaznih goriva najpre su dodavani amonijum-perhlorat i aluminijum, cime su dobijena tzv. kompozitnomodifikova-na dvobazna goriva (CMDB). Ova vrsta goriva koris}ena je npr. za pogon tre}eg stepena rakete „Minitmen“. Dalje poboljsanje energetskih svojstava ove vrste go-riva postignuto je dodatkom nitramina, heksogena ili oktogena, koji imaju veliku specificnu masu i energiju, sto se naroci-to pozitivno odrazilo na poboljsanje za-preminskog specificnog impulsa. Goriva sa dodatkom HMX-a nasla su primenu kod raketnih sistema „Trident“, „MX“ i drugih. Medutim, dodatkom HMX-a po-ve}ana je i njihova osetljivost, sto one-mogu}ava da se koriste za raketne siste-me ve}ih gabarita.
Sto se tice kompozitnih raketnih goriva, istraživanja su usmerena na poboljsanje energetskih svojstava postoje}ih sastava dodatkom energetskih kompo-nenti, na razvoju novih veziva, oksidato-ra, kao i metalnih prahova.
Kao veziva i danas se najcesce kori-ste polimeri na bazi poliuretana i polibu-tadiena (CTPB - karboksi terminirani polibutadien, HTPB - hidroksiterminira-ni polibutadien, PBAN - polibutadien akrilonitril i PBAA - kopolimer butadie-na i akrilne kiseline), koji su razvijeni se-zdesetih godina 20. veka. Usavrsavanje veziva usmereno je, pre svega, u pravcu pove}anja njihove energetske moci, po-boljsanja reoloskih karakteristika i sma-njenja toksicnosti produkata sagorevanja.
U tom smislu proizvedena su nova energetska veziva tipa nitropolimera, od kojih je primenu nasao nitrouretan (NU), zatim polimeri na bazi fluora i ugljenika (fluorougljenici), poliglicidilazid (GAP), poli 3,3 bisaazidomethyl° oxetane (BA-MO), poly 3-nitrometoxy-metil oxetane (PLN) poliglicidil-nitrate (PGN) i druga. Pored toga, za povecanje energetske mo-}i standardnim sastavima kompozitnih goriva u odredenom odnosu dodaju se i nitraminski eksplozivi NMX i RDX, a vrse se i ispitivanja goriva sa najnovijim nitraminskim eksplozivom HNIW (hek-sanitro-heksaazoizovurcitan).
Sto se tice gorivnih komponenti pri-menu su nasli metalni hidridi kao sto su LiH i LiAlH, MgH2, LiBH4, ili, pak, AlH3 i BeH2, koji su nestabilni, pa se moraju vezati u komplekse sa organskim molekulima da bi bili stabilni. Sastavi na bazi berilijuma daju najveci specificni impuls, ali pri sago-revanju stvaraju otrovne produkte. Od me-talnih prahova, pored aluminijuma, magne-
VOJNOTEHNICKI GLASNIK 1/2004.
71
zijuma, bora, berilijuma, perspektivu ima gorivo na bazi cirkonijuma, jer ima visoku temperaturu sagorevanja i veliku specificnu masu (6,49.), pa se dobija veliki zapremin-ski specificni impuls.
Od oksidanasa je razvijeno nekoliko novih jedinjenja sa znatno ve}om energijom od amonijum-perhlorata, kao {to su nitronijum-perhlorat NP (NO2ClO4), litijum-perhlorat, LiClO4, hi-drazinijumdiperhlorat, N2H6(ClO4)2. Me-|utim, zbog izuzetno velike osetljivosti na spoljne impulse, nemaju znacajniju primenu u raketnim gorivima.
Nova dostignuća u razvoju cvrstih
raketnih goriva
Do sada se kao oksidator u kom-pozitnim raketnim gorivima uglavnom koristio amonijum-perhlorat. Me|u-tim, nedavno je Holandska agencija za svemirska istraživanja, u okviru Evropske svemirske agencije (ESA), razvila energetski jaci oksidator, hi-drazin/nitroformat (N2H5C(NO2)3) a4°. U kombinaciji sa savremenim vezivi-ma, kao {to su glicidil azid polimer (GAP), BAMO (poly 3,3 bisaazido-methyl° oxetane), PLN (poly 3-nitro-methoxy-methy oxetane) ili PGN (poly glycidyl nitrate), ovaj oksidans ne samo da pove}ava performanse raketnih motora na cvrsto gorivo ve} i sa ekolo{kog aspekta ne utice na zagale-nje okoline, jer pri sagorevanju ne oslobala otrovni hlorovodonik.
Glavni produkti sagorevanja su azot, voda, ugljen-dioksid, azotovi oksidi i, ako je gorivu dodat aluminijum, alumi-nijum-oksid.
U pocetku proizvodnje glavni problem je bio kristalografske prirode, odno-sno tendencija hidrazin-nitroformata
(HNF) da formira iglicastu kristalnu formu razlicitih velicina i oblika. To je onemogu-}avalo proizvodnju goriva sa visokim ude-lom cvrste fTakcije, za koja je poželjan sfe-ricni oblik oksidatora. Dalja istraživanja bila su usmerena na re{avanje ovog proble-ma (primenom razlicitih postupaka kristali-zacije i rekristalizacije) koji je ublažen ali jo{ uvek nije potpuno re{en.
U toku razvoja posebna pažnja po-sve}ena je definisanju pogodnog umreži-vaca, katalizatora polimerizacije i po-stupka polimerizacije. Iako postupak jo{ uvek nije optimizovan ve} se proizvode goriva za potrebe eksperimentalnih bali-stickih ispitivanja.
Istraživanja ovih goriva fokusirana su na kombinaciju HNF sa GAP i alumi-nijumom. Pokazalo se da ovo gorivo ima veliku brzinu sagorevanja, ali i tendenci-ju znatnog pove}anja brzine sagorevanja sa pritiskom (eksponent brzine sagoreva-nja je ~ 0,8).
Daljim istraživanjem identifikovani su balisticki modifikatori kojima je eks-ponent brzine sagorevanja snižen na 0,59, a istraživanja se nastavljaju radi njegovog daljeg smanjenja.
Istraživanja su pokazala da, iako je HNF visokoenergetski oksidans, njegova termicka dekompozicija odvija se umere-no, cak i na temperaturama iznad 260°C. To je vrlo važno za prakticnu upotrebu ovih goriva u raketnim motorima.
Teorijski proracuni i balisticka ispitivanja goriva na bazi GAP/A1/HNF u eksperimentalnom motoru pokazala su da pri istim uslovima daju do 10% ve}i specificni impuls u odnosu na najbolja konvencionalna goriva na bazi HTPB/AL/AP (slike 1 i 2).
72
VOJNOTEHNICKI GLASNIK 1/2004.
Sl. 1 — Uporedne teorijske performanse nekih sasta-va RG (ADN — amonijumdinitrid)
Sl. 2 — Teorijske i eksperimentalne vrednosti karak-teristicne brzine HTPB goriva na bazi AMP i HNF
Na slici 2 prikazani su uporedni re-zultati merenja karakteristicne brzine (ona daje direktne informacije o sagore-vanju i performansama goriva, a množe-njem sa koeficijentom potiska dobija se specificni impuls).
Ocekuje se da će se ovim gorivom postići jos veći specificni impuls, jer jos uvek nije postignuta potpuna optimizaci-ja sastava. U poslednjih nekoliko godina vrse se intenzivna istraživanja dvobaznih i kompozitnih goriva sa dodatkom ultra-finog aluminijuma u prahu (ciji je kom-ercijalni naziv „Alex“), cija je granulaci-ja reda velicine 50 do 200 nanometara.
Dokazano je da ultrafini aluminijum povećava brzinu sagorevanja kompozit-nih goriva za 70%, a dvobaznih goriva i do 100% u odnosu na sastave sa stan-dardnim aluminijumom, uz istovremeno smanjenje eksponenta brzine sagorevanja pri visokim pritiscima (280 MPa) sa 0,8 na 0,66, kao i povećanje stabilnosti sagorevanja (slika 3) a5, 6°.
Zbog izuzetno efikasnog sagorevanja ultrafini aluminijum povećava zapre-minski specificni impuls, kako kod cvr-stih goriva, tako i kod tecnih i hibridnih.
S obzirom na veliku brzinu sagorevanja (100 do 400 mm/s), goriva sa ultra-finim aluminijumom pogodna su za izra-du dodatnih punjenja koja služe kao ak-celerator klasicnih projektila, zatim kao buster ili pripala kod raketnih motora ko-ji rade pri visokim pritiscima.
Hipoteticka goriva
Ratno vazduhoplovstvo SAD ne-davno je pokrenulo ambiciozan program ciji je cilj smanjenje mase kosmickih le-telica. Jedan od nacina za to je sinteza novih hemijskih jedinjenja koja bi se
Sl. 3 — Zavisnost brzine sagorevanja CTPB goriva od pritiska sa standardnim i ultrafinim aluminiju-mom
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1/2004.
73
upotrebljavala kao raketna goriva, a koja bi imala mnogo veću gustinu, veći speci-ficni impuls i bila jeftinija. Istraživanja se sprovode u Superkompjuterskom cen-tru Arktickog regiona (ARSC) gde se uz pomoć moćnih racunara obavlja modeli-ranje i definisanje kompleksnih hemij-skih jedinjenja visoke energije i gustine, koja bi se mogla upotrebiti kao raketna goriva a7°.
Kao rezultat ovih istraživanja dobi-jena je teorijska struktura jednog jona, kao potencijalne osnove za sintezu polia-zotnih jedinjenja koja se mogu upotrebiti u visokoenergetskim raketnim gorivima (slika 4). Znacajniji rezultati tek se oce-kuju u budućnosti.
Sl. 4 — Teorijski model strukture trifenilmetildiazoni-jum jona
Zaključak
Cilj istraživanja u oblasti cvrstih goriva usmeren je na dobijanje goriva sa sto većom energijom, odnosno sto većim za-preminskim specificnim impulsom. Zato
se istraživanja odvijaju paralelno u dva pravca. S jedne strane, napori su usmere-ni na poboljsanje i optimizaciju sastava postojećih goriva dodatkom novih, ener-getski jacih komponenti, a s druge strane intenzivno se radi na sintezi potpuno no-vih hemijskih jedinjenja za dobijanje vi-sokoenergetskih goriva. Jedan od posled-njih znacajnijih napredaka ostvaren je sintezom novog, energetski jakog oksida-tora, hidrazin-nitroformata, koji je u kombinaciji sa poliglicidil-azidom, kao vezivom, doprineo povećanju specific-nog impulsa za oko 10%.
Znacajno poboljsanje balistickih performansi, pre svega brzine sagoreva-nja, ostvareno je zamenom standardnog aluminijuma u prahu sa ultrafinim alumi-nijumom. Na taj nacin kod dvobaznih ra-ketnih goriva ostvareno je povećanje br-zine sagorevanja za vise od dva puta.
Literatura:
a1° Bedard, A.: Solid Rocket Propellants, Encyclopedia Astro-nautica, www.astronautix.com, 2003. a2° Aolakovi}, M.: Goriva za raketni pogon, Vojnoizdava~ki zavod, Beograd, 2002.
a3° Braeunig, R. A.: Rocket and Space Technology,
www.users.commkey, net, 2003. a4° Schoyer, H.F.R.: ESA’s New Solid Propellant based on Hydrazium Nitroformate, Propulsion and Aerother-modynamics Division, ESTEC, European Space Agency. www.esa.int, 2003.
a5° Baschung, B. i dr.: Combustion Phenomena of a Solid Propellant based on Aluminium Powder, www.argonide.com, 2003. a6° M. M. Mench, C. L. Yeh, and K. K. Kuo: Propellant burning rate enhacement and thermal behavior of ultra-fine aluminum powders (Alex), 29h International Annual Conference of ICT, Karlsruhe, Federal Republic of Germany, 1998. a7° J. Boatz: Designing New Materials-Advanced Rocket Propellants, www.arsc.edu, 2003.
74
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 1/2004.
