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"Chargea explosives à base de nitrocellulose traitées sans solvant et comprenant des composés de plomb."
La présente invention se rapporte à des charges produisant des gaz, plus particulièrement à des charges propulsives à double base et dont la performance ne dépend que très faiblement de variations de température.
Un facteur principal dans le développement de charges propulsives pour fusées estl'inclinaison n, ou l'exposant de pression, de la courbe logarithmique qui représente la vites- .se de combustion de la charge propulsive en fonction de la pression. Ce facteur est particulièrement important dans la zone de pressions utiles pour fusée, c'est-à-dire approxj mativement entre 700 à 3000 p.s.i. absolu, La relation entre la pression à laquelle la charge propulsive brûle et la vitesse
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de combustion est mathématiquement exprimée par la formule 91.(...-,.tll';
r=opn ou par la formule log r=nlog p+log cp danizquelles for- -m4io mules r est la vitesse de combustion, p est la pression à laquelle la vitesse de combustion est mesurée, et o et n sont des constantes caractéristiques pour une charge propulsive donnée: La courbe représentant log r en fonction de log p est une droite dont l'inclinaison est égale à n: en d'autres termes, la vitesse de combustion augmente progressivement pour chaque augmentation de pression.
La susdite caractéristique est désavantageuse lors- qu'il s'agit de charges propulsives destinées à des disposi- tifs propulsés par réaction, dans lesquels il est hautement désirable d'avoir une valeur de n aussi faible que possible et certainement en dessous de 7 dans la zone des pressions utiles pour fusée. Par exemple, les variations de performance dues à des variations de température, de vitesses de combus- tion et de pressions d'opération des charges propulsives con- nues dans la zone des pressions de fusée utiles, nécessitaient un appareillage coûteux pour le contrôle de la mise à feu, cet appareillage ayant pour but de corriger ces résultats indési- rables.
En outre, des moteurs de fusée à parois épaisses étaient requis afin de pouvoir résister aux très hautes pres- sions développées à des températures de mise à feu très grandes lorsque des charges propulsives connues étaient utilisées, et les charges propulsives étaient très inefficientes, par suite des faibles pression et poussée qu'elles produisaient à de fai- bles températures de mise à'feu.
Des recherches entamées pour éliminer ces difficultés ont conduit au développement de charges propulsives du type pla- teau, dans lesquelles l'exposant de pression était égal à zéro dans une certaine zone de pression. Ces charges propulsives étaient réalisées par l'addition de certains modifiants aux
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oharges propulsives du type à double base conventionnelle, Quoique ce type de charge propulsive constituait une amélioration importante par rapport aux charges propulsives connues, il était encore sujet à des variations de per ormances lors. qu'il y avait des changements dans la température initiale de la poudre.
Ces charges propulsives étaient également limitées par l'exigence qu'elles devaient avoir une valeur calorifique ou une énergie d'explosion assez faible, Cela donnait lieu à la production de charges propulsives ayant une impulsion spécifique de 20 ou 30 % plus faible que celle des charges propulsives connues. Les charges propulsives brillaient égalument plus lentement que les charges propulsives connues, ce qui était dû à leur énergie plus faible. Malgré cela, l'avantage-de l'exposant de pression zéro rendait réalisable le développement de fusées ayant une performance générale un peu meilleure que les fusées limitées à l'utilisation des charges propulsives connues.
La présente invention se rapporte à aes charges propul.- sives présentant le phénomène mesa. Ces charges propulsives du type mesa sont caractérisées par le fait que l'inclinaison n de la courbe, représentant leur vitesse de combustion en fonction de la pression, devient zéro à un certain point et atteint ensuite une valeur négative dans la région des pressions utiles de fusée c'est-à-dire que dans cette région d'inclinaison négative, la vitesse de combustion diminue lorsque la pression augmente.
Le susdit phénomène donne lieu à un nombre d'avantages.
Par exemple, l'exposant de pression négatif sert de soupape de sécurité dans le cas de changements importants et soudains dans la surface de combustion, lors du fonctionnement d'une fusée. tels que ceux produits par le cracking de la poudre, Lora de l'utilisation de charges propulsives connues, un tel défaut ae la poudre aurait généralement cornue résultat la. destruction du
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moteur de fusée, cependant qu'aveo les charges propulsives du présent type on observe seulement une faible augmentation de la pression, En outre, les relations vitesse-pression se recouvrent, par une tendance inhérente, à différentes températures, comme illustré par les courbes logarithmiques de ces relations, c'est-à-dire que, dans certaines régions de pression,
la vitesse de combustion d'une charge propulsive pour des mises à feu à faible température peut être plus grande que la vitesse de com- bustion pour des mises à feu à haute température, En outre, la variation de performance, en fonction de changements de température, est négligeable pour des charges propulsives du type mesa et, dans certains cas, il n'y en a pas du tout. Cet avantage est particulièrement appréciable, considérant le contrôle de mise à feu dans le développement de fusées pour avions, ces fusées devant être lancées contre des objectifs mobiles.
En outre, la vitesse de combustion et la quantité d'énergie des charges propulsives selon l'invention sont plus grandes que celles des charges propulsives connues et peuvent être contrôlées à volonté, dans des limites assez grandes.
En plus des propriétés susmentionnées, qui sont caractéristiques pour les charges de propulsion du type mesa en général et désirables pour une charge propulsive destinée à des dispositifs propulsés par réaction, une charge propulsive convenable doit encore posséder d'autres propriétés. Par exemple, elle doit posséder des caractéristiques de surveillance excellentes; elle doit facilement se prêter à un procédé adéquat de fabrica- tion en masse ; doit pouvoir être reproduite facilement et posséder des propriétés physiques permettant un fonctionnement satisfaisant dans une zone de température très large, par exemple de -65F à 165 F.
Pour cette raison, l'invention a pour but de procurer une charge propulsive à double base du type mesa dans laquelle
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la relation pression-vitesse de combustion est telle que les vitesses de combustion restent substantiellement constates dans des zones de température et de pression larges, entre 700 et 3000 p.s.i. absolu.
Un autre but de la présente invention eut de procurer une charge propulsive ayant un coefficient ue pression d'équi- libre à basse température dans la zone des pressions et températures utiles des fusées.
Un autre but encore de la présente invention est de procurer une charge propulsive dont la performance ne change pratiquement pas dans une zone de température de -30 F à 130 F et dont la performance ne change pas plus d'environ 0.1% par degré Fahrenheit dans toute la zone de température de service de -65 F à 165 F.
Un autre but encore de la présente invention est de proourer une charge propulsive ayant de bonnes caractéristiques de surveillance et pouvant être fabriquée en masse avec des caractéristiques reproduisibles.
Il a été trouvé que ces buts, et d'autres encore ,peuvent être atteints par une charge propulsive à double base nitrocellulose -nitroglycérine à laquelle a été ajouté, outre les plastifiants et stabilisants usuels, un modifiant balistique comprenant du salicylate de plomb, de l'acétylsalicylate de plomb, ou du 2,4 dihydroxybenzoate de plomb ou des mélanges de ceux-ci, séparément ou en combinaison, avec un sel de plomb d'un acide organique autre que l'aoide salicylique, Des sels de plomb secondaires préférés sont le 2-éthylhexoate de plomb et le stéarate de plomb. Ces sels de plomb et les quantités dans lesquelles ils sont présents sont critiques. La zone du pourcentage critique de ces catalyseurs est d'environ 2 à 5%, séparément ou en combinaison.
En d'autres termes la quantité totale du composé de plomb doit au moins être égale à 2% pour
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obtenir les meilleurs résultats et il n'y a aucun avantage à utiliser plus de 5% de composés de plomb.
En plus des modifiants catalyseurs susmentionnée, la composition, de la charge propulsive à'double base doit comprendre,comme ingrédients de base, environ 44 à 60 % de nitrocellulose, environ 28 à 47% de nitroglycérine ou un équivalent de celle-ci, environ 1 à 5% d'un stabilisant tel que l'u- rée diéthyle diphénile symétrique ou le 2-nitrodiphénylamine, et environ 3 à 15 % d'un plastifiant non-explosif tel que le diéthylephthalate, le triaoétine, le dipropyladipate, le diméthylsébacate, le dibutylephthalate. Il est extrêmement important que les composants soient substantiellement non-volatils puisqu'une caractéristique importante de l'invention est que la composition de la charge propulsive est pratiquement libre de matière organique volatile.
Un point oritique est que la chaleur d'explosion de la charge propulsive ne soit pas plus grande qu'environ 1100 calories par gramme afin qu'elle possède des caractéristiques mesa.
Une condition fondamentale pour satisfaire à l'invention est qu'un procédé sans solvant soit utilisé pour fabriquer la charge propulsive, afin d'être certain qu'il n'y ait pas de solvant dans la charge propulsive obtenue et, ce qui est encore plus important, que le produit soit pratiquement homogène.
Le procédé de fabrication préféré de la charge propulsive est comme suit, la nitrocellulose est mélangée de fa- çon à former une bouillie mince,, à environ 10 fois son poids en eau chaude et du 2-nitro diphénylamine finement divisé est ajoutée lentement. Une solution de 2-éthylhexoate de plomb dans deux à trois fois son poids en diéthylephthalate chaud est mélangée à la bouillie.
Une solution de nitroglyoérine dans le reste du diéthylephthalate à utiliser est lentement
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ajoutée à la bouillie, Ensuite la bouillie est filtrée ou centrifugée dans le but d'éliminer la plus grande partie de l'eau et la pâte résultante est vieillie pendant une période de 1 à 5 jours ou plus, à une température d'environ 130 F, Cette pâte est ensuite séchée jusqu'à un degré hygrométrique de 8 à 15%, le salicylate de plomb est ajouté à la pâte partiellement séchée et le mélange est traité de façon à former un colloïde homogène dans une presse chauffée.
Le procédé de mélange n'est pas critique, pourvu que la distribution de tous les ingrédients soit uniforme et qu'il n'y ait pas de pertes d'ingrédients, La charge propulsive en forme de feuil.. le peut être extrudée dans la forme désirés d'une colonne ou d'un tube, dans une presse chaude. Le susdit procédé a été appliqué pour réaliser les charges propulsives des exemples donnés dans le tableau I annexé, les ingrédients substitués dans certains de ces exemples n'ayant auoun effet sur l'appli-. cation du procédé. L'opération de mélange peut également être effectuée par un processus gazeux dans des mélangeurs conven- tionnels du type Schroeder, Sigma ou Talley.
Dans ce cas, le salicylate de plomb est préférablement ajouté à la nitrocellulose gazeuse avant les autres ingrédients. Le but est d'obtenir une homogénéité optimum, On a démontré que des processus légèrement modifiés sont équivalents, pourvu qu'ils ne produisent pas de mauvaise distribution d'aucun des ingrédients,
Les avantages de l'invention apparaîtront de la lescription ci-après avec référence aux dessins annexés qui constituent une partie de la présente spécification et dans lesquels les figures 1 à 11 sont des courbes représentant la pression en fonction de la vitesse de combustion pour les chargea propulsives données dans le susait tableau I, et dans lesquels les figures 12 à 15 sont des courbes représentant séparément la pression moyenne, la vitesse de combustion,
la vitesse maximum
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et le temps observé pour atteindre l'objectif (1000 yards) en fonction de la température de mise à feu de la charge de propulsion préférée de la présente invention et la charge de propulsion N-4, à des fins de comparaison. La charge de propulsion N-4 est une charge de propulsion conventionnelle ayant la composition suivantes
EMI8.1
<tb>
<tb> Nitrocellulose <SEP> (pourcent <SEP> N <SEP> : <SEP> 12.6) <SEP> 50.75 <SEP> . <SEP>
<tb>
Nitroglycérine <SEP> 34.28
<tb>
EMI8.2
Diéthyiphthaiate 11.24 2-nitrodiphényiamine 1.84
EMI8.3
<tb>
<tb> Sulphate <SEP> de <SEP> potassium <SEP> 1.55
<tb> Poudre <SEP> noire <SEP> 0.11
<tb> Stéarate <SEP> de <SEP> plomb <SEP> .52
<tb>
Dans le tableau I annexé est indiquée la composition, en pourcentage, d'un nombre de charges propulsives choisies afin d'illustrer l'invention; dans le tableau II sont renseig- nées les chaleurs d'explosion calculées et mesurées des char. ges propulsives et dans le tableau III, la valeur n des pseudo.. inclinaisons, c'est-à-dire aussi la relation pression-vitesse de combustion des dites charges propulsives.
Les exemples sont classés suivant les numéros des figures qui sont évidemment des courbes représentant les résultats obtenus pour les charges pro- pulsives correspondantes, @
La valeur d'explosion calculée à été obtenue par des calcula bien connus dans ce domaine de la technique et qui sont comme s'élit: les pourcentages de chacun des ingrédients sont multipliés par une valeur respective Qi pour chaque ingrédient, Ces valeurs ont été déterminées par des essais calorimétriques répétés sur les substances pures et ont été contr8lées par des méthodes thermodynamiques.
Par exemple, les valeurs Qi pour la 12,6% N nitrocellulose et la nitroglycérine sont respectivement + 956 cal/g et 1785 cal/g. Celles pour le diéthylphthalate, le
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2-nitrodiphénilamine et le salicylate de plomb sont négatives et respectivement égales à -1500 cal/g, -1813 cal/g et -752 cal/g. 'La somme algébrique des produits desvaleurs Qi et le pourcentage de chaque ingrédient est égale à la chaleur d'explosion calculée,
La chaleur d'explosion des charges propulsives a été mesurée dans un calorimètre standard de la Instrument Company par des techniques calorimétriques standard bien connues.
Cependant dans cet essai, de l'hélium substantiellement pur en forme de gaz et à une pression de 25 atmosphères est utilisé au lieu d'oxygène qui est utilisé pour déterminer les chaleurs de combustion. La combustion sous hélium est similaire à la combustion dans un moteur de usée dans lequel il n'y a pas d'oxygène ajouté. En d'autres termes, les produits de combustion sont constitués par du nitrogène, de l'hydrogène, du monoxide carbonique,du dioxyde carbonique et de l'eau dans une composition eau-gaz en équilibre plutôt que par des gaz complè- tement oxydés comme c'est le cas dans un essai servant à déterminer la chaleur de combustion.
Les données pour les courbes qui donnent la pression en fonction de la vitesse de combustion et qui sont représen-. tées aux figures 1-11 ont été obtenues suivant la procédure suivante: des torons de charge propulsive ayant un diamètre de 0.1 inch et une longueur de 7.5 inches ont été enduits par des laques de vinyl et bien séchés. Un fil en chromel a été inséré dans un bout de chaque toron, perpendiculairement à l'axe, et des fils fusibles de 0.5 ampère ont été insérés dans des trous forés à des distances précises de 2 inches dans ohaque toron.
Les torons ont été individuellement reliés à des circuits de mise à feu et à un mécanisme d'horlogerie appropriés et ont été brûlés, à la façon d'une cigarette, de haut en bas dans des bombes du type Crawford, à des pressions et des .
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températures substantiellement constantes. Des données ont été obtenues par le changement de la pression du nitrogène gazeux ou de la température chaque fois qu'un nouveau toron était mis à feu. Des vitesses de combustion calculées à partir des temps enregistrés et des longueurs connues des torons ont été représentées sur du papier log-log en fonction de la pression moyenne du nitrogène.
L'exposant de pression "n"a été mesuré simplement par un protracteur, puisque n est la tangente de l'angle de l'isotherme vitesse-pression avec l'horizontale. La pseudo-incluinaison "n" de 800 à 1800 p.s.i. a été calculée par la méthode des moindres carrés à partir de la meilleure droite entre les différents points de 800 à 1800 p.s.i.
On se réfère maintenant aux figures 1 à 3 qui sont des oourbes représentant la pression en fonction de la vitesse de combustion de trois compositions propulsives préférées. Les échantillons ont été prélevés de lots de production. La figure
1 montre des données balistiques obtenues par la combustion de torons extrudés dans une bombe fermée. Le diagramme re- présente une courbe logarithmique de la vitesse de combustion en inches par seconde en fonction de la pression dans la bombe; cette pression restait substantiellement constante pendant la combustion de .chaque toron.
Par l'examen de cette figure il devient clair que, dans la zone de pression d'approximativement
1000 lbs à 1300 lbs par inch carré, la vitesse de combustion est une fonction inverse de la température, c'est-à-dire que la vitesse de combustion pour les mises à feu à 10 F est légè- rement plus grande que la vitesse de combustion pour les mises à feu à une température plus élevée.
La composition de cette charge propulsive est représentative et oomporte la combinai- son préférée de salicylate de plomb et de 2-éthylhexoate de ¯plomb. La composition de la charge propulsive représentée à
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la figure 2 diffère essentiellement de celle de la figure 1 par le fait qu'elle ne comporte pas de la cire de oandelilla, qui est ajoutée pour améliorer les propriétés d'extrusion, On peut constater que cette composition propulsive a subatan- tiellement produit les mêmes caractéristiques de combustion d'un toron que celles de la figure 1,
La composition de la char- ge propulsive de la figure 3 diffère de oelle selon la figure 1 par le fait qu'elle comprend une plus grande quantité du catalyseur vital qu'est le salicylate de plomb et d'où résulte une vitesse de combustion appréciablement plus grande, la vitesse de combustion maximum étant de 0.6 inch par seconde dans la région mesa comparée à une vitesse de combustion d'approximatif vement 0.45 inch par seconde pour celle de la charge propulsive de,la figure 1, Un avantage de cette charge propulsive par rapport à celle de la figure 1 est que, pour les mêmes dimensions, des fusées armées par cette charge propulsive nécessi- tent un temps plus court pour atteindre l'objectif.
Il est évident et il a été montré que des vitesses de combustion de 0.45 à 0.6 inch par seconde peuvent être obtenues en variant simplement la quantité de salicylate de plomb.
La figure 4 représente une modification de l'invention dans laquelle une plus grande quantité de nitroglycérine est utilisée, produisant ainsi une plus grande chaleur d'explosion et, par conséquent, une plus grande impulsion spécifique, comme montré dans le tableau III, Cette figure illustre également l'incorporation de la combinaison favorable des plastifiants diéthylphthalate et di-n-propyladipate, dans une charge propulsive, La combinaison donne lieu à des propriétés physiques améliorées dans la charge propulsive aussi bien qu'à de plua grandes chaleurs d'explosion,
La figure 5 montre les résultats obtenu s au moyen d'une charge propulsive d'une composition produisant une chaleur ' d'explosion ayant une valeur située près de la limite su-
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périeure pour avoir une charge propulsive satisfaisante. On peut constater que la charge propulsive a donné lieu à une courbe pression-vitesse de propulsion ayant des caractéris- tiques plateau ou semi-mesa acceptables, mais que la caracté- ristique mesa a appréciablement.diminué avec l'augmentation de la chaleur d'explosion,
La figure 6 représente une composition dans laquelle la nitroglycérine a été remplacée, comme plastifiant explo- sif,par du trinitrate de méthriol (méthyltriméthylol métha- netrinitrate).
Les avantages principaux de ce plastifiant sont sa moindre sensibilité et sa meilleure stabilité par rap- port à celles de la nitroglycérine,
La figure 7 montre les résultats obtenus avec une char- ge propulsive ayant une composition réalisée pour donner une chaleur d'explosion de plus de 1100 calories par gramme. On peut observer que l'effet mesa a complètement disparu et qu'une tendance plateau apparaît seulement pour des mises à feu à faible pression. Cette charge de propulsion peut être utili- sée dans des applications à basse pression, due à sa grande cha- leur d'explosion.
Les figures 8 et 9 montrent les caractéristiques balis- tiques de charges propulsives qui contiennent la combinaison catalytique formée de salicylate de plomb et de 2,4-dihdyroxy- benzoate de plomb, la charge propulsive de la figure 9 ayant des concentrations de ces catalyseurs plus grandes que celles de la figure 8. L'examen des courbes montre que les caracté- ristiques mesa désirables ont été obtenues dans une région de plus grande vitesse de combustion et de pression qu'auparavant.
Par exemple, dans la figure 9 qui représente la plus grande concentration de catalyseur, la performance désirable est atteinte à des pressions situées entre 1200 et 2000 p.'s,i..
Les charges propulsives des figures 8 et 9 sont particulière-
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ment utiles dans des fusées destinées à être mises à feu dans des dispositifs de lancement à canon fermé dans lesquels la pression de fonctionnement doit être voisine ou supérieure à 2000 p.s.i.
Dans la figure 10 sont représentés les résultats obtenus au moyen d'une composition propulsive dans laquelle le salicylate de plomb est utilisé, seul, comme catalyseur, Cet exemple est représenté à des fins de comparaison. La zone de pression da fonctionnement utile de ce type de charge propulsive est située entre 1000 et 1700 p.s.i.
La charge propulsive représentée à la figure 11 est une modification dans laquelle l'acétylsalicylate de plomb est substitué au salicylate de plomb comme catalyseur. Ce oomposé est constitué par du litharge et de l'aspirine. La performance de cette charge propulsive est comparable à celle de la figure 10 dans laquelle le salicylate de plomb était utilisé seul, Comme montré à la figure 11, des effets balistiques du type mesa ont été obtenus à une chaleur d'explosion de 929 calories par gramme, L'avantage principal de ce catalyseur, pour cette utilisation, réside dans le fait qu'il est soluble dans le colloïd propulsif.
Il est utile dans des applications dans lesquelles il est désirable d'avoir une charge propulsive claire pour faciliter l'inspection et, là, où un dérivatif soluble de salicylate de plomb est désirable dû au fait que le traitement de la charge propulsive est nécessairement limité, Le plastifiant inerte triacétine utilisé dans cet exemple est un plastifiant communément utilisé dans des systèmes à double base et constitue une variante du diéthylphthalate utilisé dans la plupart des exemples.
Les figures 12 à 15 sont des représentations comparatives des performances caractéristiques d'une des compositions préférées et de il-4, une des meilleures charges propulsives de @
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service précédemment disponibles, dans un système de fusée réel c'est-à-dire dans la fusée d'avion de 2.75 inch et à ailettes déployables.
Ces courbes montrent, comme conclusion, que les caractéristiques de performance de la charge propulsive selon la présente invention ne sont pas du tout affectées par des changements de température dans la zone de -30 F à 130 F, et dans la zone des températures de service de -65 F à 165 F la variation de performance avec la température est d'environ un quart de celle de N-4.
On peut constater par ces exemples que la limite supé- rieure de la chaleur d'explosion d'une charge propulsive satis- faisante qui présente la caractéristique mesa se trouve dans le voisinage d'environ 1100 calories par gramme. Comme mentionné précédemment, ceci est considéré comme une limitation critique,
Des essais de routine et de vieillissement accéléré ont prouvé que la charge propulsive n'était pas dangereusement af- fectée par un stockage prolongé . La charge propulsive accusait une bonne stabilité Taliani, ne produisait pas de fumées rouges ou d'explosion lors de l'essai au methyl violet à 120 C après
5 heures et ne présentait pas de fissures apparentes après un stockage de 90 jours à 80 C.
Des essais de traction, de cisail- lement et de compression dans une zone de température large ont prouvé que la charge propulsive était satisfaisante quant à ces propriétés. Lors des essais étendus d'une composition préférée dans une fusée d'avion de 2.75 inch et à ailettes déployables, populairement connue sous le nom de "Mighty-Mouse" un cyclage à température de choc entre -65 F et 165 F et pendant 14 cycles ne produisait pas de ratés de mise à feu. Des fusées mises à feu après 100 jours de stockage à 130 F ou 20 jours de stockage à 165 F présentaient substantiellement la même performance que des fusées non stockées.
De nombreuses modifications et des variantes de la pré- @ sente invention sont évidemment possibles, à la lumière de ce qui
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précède. Pour cette raison il est clair que tout en respectant la portée des revendications qui accompagnent la spécification, l'invention peut être mise en pratique autrement que spécifiquement décrit ci-dessus.
.REVENDICATIONS.
1.- Une composition propulsive traitée sans solvant et comprenant environ 44 à 66 poncent de nitrooellulose;' environ 1 à 5 pourcent d'au moins un composé de la classe constituée par le salicylate de plomb, l'acétylsalicylate de plomb, et le
2,4-dihydroxybenzoate, et environ 1 à 2 pouroent d'au moins un composé de la classe constituée par le 2-éthylhexoate de plomb et le stéarate de plomb,
2, - Une composition propulsive traitée sans solvant comprenant environ 44 à 53 pourcent de nitrocellulose;
environ 28 à 47 pourcent d'au moins un composé de la classe constituée
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par la nitroglycérine et le méthyltriméthyloi méthanefrinitrate, et environ 2 à 5.0 pouroent d'au moins un composé de la classe constituée par le salicylate de plomb, l'aoétylsalycilate de plomb, et le 2,4 dihydroxybenzoate de plomb.
3,- Une composition propulsive traitée sans uolvant comprenant environ 44 à 53 pourcent de nitrocellulose, environ 32 à 47 Pourcent d'au moins un composé de la classe constituée . par la nitroglycérine et le méthyltriméthylolméthane trinitrate; environ 1 à 5. pourcent d'au moins un composé de la classe constituée par le salicylate de plomb, l'acétylsalicylate ae plomb
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et le 2,.-dihydroxybenzoate de plomb, et environ 1 à 2 pouroent d'au moins un composé de la classe constituée par le 2-éthylhexoate de plomb et le stéarate de plomb.
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