Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "solid propellant" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-22 z 22
    Tytuł:
    Regularities of Spheroidization of HMX Extracted from Solid Propellant Disposal Products
    Autorzy:
    Cheltonov, Maksym
    Zakusylo, Roman
    Ustymenko, Ievhen
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1062839.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid propellant
    octogen
    spheroidization
    dimethyl sulfoxide
    Opis:
    Nitramines of high quality for manufacturing high-energy composites, such as oсtogen (HMX) and hexogen, have received much attention by researchers worldwide. Mixed formulations containing fillers in the form of spheroidal dispersed particles of explosives are homogenized at lower energy consumption. They are characterized by stable rheological characteristics, which guarantee the quality of the products obtained on the basis thereof. Methods for obtaining spherical nitramine particles by means of ultrasonic and hydromechanical rounding using commercial HMX were evaluated. It was found that under similar conditions, rounding by the hydromechanical process in a vortex device is more efficient and less energy-consuming than that of the ultrasonic method. It was confirmed that spheroidization of commercial HMX in an aqueous dimethyl sulfoxide (DMSO) medium by hydromechanical rounding occurs due to erosion of crystals of large size (70 μm or more). Based on the experimental results with spheroidization of commercial nitramine, the mass fraction content below 50 μm versus time was plotted for hydromechanical rounding. The method of hydromechanical rounding in aqueous DMSO to obtain spheroidized HMX, extracted from solid propellant using DMSO, was found to be the most suitable. Spheroidized modified HMX with specific characteristics (density and crystals of near-spherical shape) was obtained, which could be used for the manufacture of high-energy composites.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2020, 17, 4; 523-534
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Certain Ballistic Performance and Thermal Properties Evaluation for Extruded Modified Double-base Propellants
    Autorzy:
    Fahd, A.
    Mostafa, H. E.
    Elbasuney, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358144.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid propellant
    modified double-base propellant
    combustion
    burning rate
    ballistic performance
    thermal properties
    Opis:
    The main advantages of modified double-base (MDB) propellants are wide range of burning rates, high energy output, as well as enhanced thrust. This study reports on the effect of potential oxidizers − potassium perchlorate (KP) or ammonium perchlorate (AP), stoichiometric binary mixture of the oxidizer (KP or AP) with metal fuel (Al), and energetic nitramine (HMX) on combustion characteristics of MDB propellants. MDB propellant formulations based on these additives, constituting 10 wt.% of total mass of the MDB formulation, were manufactured by solventless extrusion process. The impact of these additives on ballistic performance particularly the burning rate as well as on the characteristic exhaust velocity of gaseous product (C*), was evaluated using small-scale ballistic evaluation test motor. KP and AP exhibit different effects; KP positively impacts the burning rate, AP positively impacts C*. Stoichiometric binary mixture of AP/Al positively impacts both the burning rate and C*; HMX substantially enhances C*. These energetic additives could alter the combustion mechanism, by thinning the induction zone, allowing the luminous flame zone to be more adjacent to the burning surface. Therefore, the combustion reaction could proceed faster. The developed MDB propellant formulations were found to be more energetic with an increase in calorific value in comparison to reference formulation (using bomb calorimeter); they exhibited similar ignition temperature by means of cook off test. DSC measurements demonstrated similar onset and maximum decomposition temperature of developed MDB propellant formulations to reference DB propellant formulation but with an increase in total heat released (J/g).
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2017, 14, 3; 621-635
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Application of the Energetic Complex [Cu(TNBI)(NH3)2(H2O)] in Heterogeneous Solid Rocket Propellants
    Autorzy:
    Bogusz, R.
    Rećko, J.
    Magnuszewska, P.
    Lewczuk, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358549.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    CuTNO
    RDX
    HTPB
    heterogeneous solid rocket propellant
    Opis:
    This paper presents results from the application of [Cu(TNBI)(NH3)2(H2O)] (CuTNO) to heterogeneous solid rocket propellants based on HTPB/AP, replacing RDX. A series of different compositions of solid heterogeneous rocket propellants based on HTPB and ammonium perchlorate, containing CuTNO or RDX, were prepared and investigated. The ballistic parameters of the examined propellants were determined by combustion in a laboratory rocket motor (LRM). The ballistic properties were evaluated in the pressure range 4-10 MPa and it was found that the linear burning rate at 10 MPa increased by more than 20% for the CuTNO containing propellant, compared to the RDX-based composition. By linear regression of the r = f(p) curves obtained, the burning laws for the investigated propellants were determined. It was found that the CuTNO additive increases the pressure coefficient by over 46%, compared to unmodified propellant. The determination of the sensitivities to friction and impact, the calorific value, hardness and decomposition temperature of the propellants obtained were also investigated.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2018, 15, 2; 391-402
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Assessment of the Shelf Life of Composite Solid Propellants in Air and Nitrogen Atmospheres through Thermal Ageing
    Autorzy:
    Keshavarz, Mohammad Hossein
    Hosseini, Seyyed Hesamodin
    Mehran, Karimi
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/27787850.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    composite solid propellant
    inert atmosphere
    dynamic mechanical thermal analysis
    DMTA
    damping
    ageing
    Opis:
    This work introduces dynamic mechanical thermal analysis (DMTA) as an efficient method for the assessment of the shelf life of solid composite solid propellants in air and nitrogen atmospheres. The samples were aged at three temperatures 323.15, 333.15, and 343.15 K for 60, 120, and 180 days. The two different methods of Arrhenius and Berthelot were used to compare the effects of air and nitrogen atmospheres on the ageing of composite solid propellants. Damping (Tan δ) of composite solid propellants was used to determine the shelf life of the samples based on the loss of half of the physical property Tan δ (50% drop in damping). For the air atmosphere, the calculated activation energy for the degradation reactions of the samples was 86.26 kJ·mol–1. Both models, Arrhenius and Berthelot, confirmed that the shelf lives of the samples under the nitrogen atmosphere are more than four times those in an air atmosphere.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2021, 18, 1; 25--45
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Synthesis and Characterization of a High Energy Combustion Agent (BHN) and Its Effects on the Combustion Properties of Fuel Rich Solid Rocket Propellants
    Autorzy:
    Pang, W.-Q.
    Zhao, F.-Q.
    Xue, Y.-N.
    Xu, H.-X.
    Fan, X.-Z.
    Xie, W.-X.
    Zhang, W.
    Lv, J.
    Deluca, L. T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358474.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    fuel rich solid propellant
    BHN
    DSC
    TG-DTG
    burning rate
    combustion properties
    Opis:
    A high energy combustion agent (tetraethylammonium decahydrodecaborate, BHN) was prepared by means of an ion exchange reaction (IER), and the prepared samples were characterized by the advanced diagnostic techniques of Scanning Electron Microscopy (SEM), X-ray diffraction (XRD), Thermogravimetric Analysis (TGA), and Differential Scanning Calorimetry (DSC) etc. The effects of BHN particles on the hazard and combustion properties of fuel rich solid propellants were investigated. The results showed that the BHN samples and fuel rich propellants containing BHN particles can be prepared successfully and solidified safely. The peak temperature of thermal decomposition and the heat of decomposition of the BHN samples prepared were 305.8 °C and 210.9 J•g-1 at a heating rate of 10 K•min-1, respectively. The burning rate and pressure exponent of fuel rich solid propellants decreases with increases in the fraction of BHN particles in the propellant formulation. Compared with the reference formulation (sample BP-1), the burning rate of the propellant with 10% mass fraction of BHN particles (sample BP-4) had decreased 30% at 3.0 MPa, and the pressure exponent had dropped from 0.44 to 0.41.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 3; 537-552
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Ageing Behaviour of HTPB Based Rocket Propellant Formulations
    Autorzy:
    Cerri, S.
    Bohn, M. A.
    Menke, K.
    Galfetti, L.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358902.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid rocket propellant
    HTPB
    nanoAl
    ageing
    mechanical properties
    Opis:
    The ageing of HTPB propellant formulations containing nanoAl is investigated. During natural ageing the material undergoes a series of slow physico-chemical degradation reactions. By using accelerated ageing conditions it is possible to simulate the material behaviour at different time-temperature conditions especially focused on the in-service conditions. The mechanical and ageing behaviour of aluminised solid rocket propellants were investigated in terms of uniaxial tensile strength, DMA measurements, impact and friction sensitivity tests, SEM analyses.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2009, 6, 2; 149-165
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Study of the Effect of Nitrated Hydroxyl-terminated Polybutadiene (NHTPB) on the Properties of Heterogeneous Rocket Propellants
    Autorzy:
    Florczak, B.
    Bogusz, R.
    Skupiński, W.
    Chmielarek, M.
    Dzik, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358481.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    NHTPB
    HTPB
    heterogeneous solid rocket propellant
    linear burning rate
    Opis:
    This paper presents results from research concerning the effect of nitrated hydroxyl-terminated polybutadiene (NHTPB), content up to 3%, on the physicochemical, physico-mechanical and ballistic properties of heterogeneous rocket propellants based on hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB), ammonium perchlorate (AP) and aluminium powder. The results of research on the rheological and thermal properties of the tested solid rocket propellants are also presented. These studies have shown that 2% rubber NHTPB, contained within a composite solid propellant, increases the energy and ballistic parameters of the propellant.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 4; 841-854
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Viscosity Testing of HTPB Rubber Based Pre-binders
    Autorzy:
    Florczak, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358706.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    pre-binder
    HTPB rubber
    viscosity
    heterogeneous solid rocket propellant
    Opis:
    This paper presents the test results of viscosity changes, versus time and temperature, for the HTPB rubber based pre-binders used in the manufacture of heterogeneous solid rocket propellants (HSRP). A Brookfield HADV-II+PRO viscometer with a small sample adapter (SSA) and SC4-18 spindle, including a TC-550SD water bath, was used for the tests. The components of the prebinders tested were: HTPB-K domestic liquid synthetic rubber, R45M rubber, dioctyl adipate as the plasticizer, diisocyanate curing agents (DDI, IPDI) and various additives: triethanolamine (TEA), iron compounds, lecithin, glycerine and a solution of oxalic acid in glycerine, and difunctional aziridine amide. As a result of these tests, it was found that the additives have an influence on the viscosity versus time dependence. Moreover, the influence of temperature on the viscosity changes with time were compared for HTPB-K domestic rubber and R45M rubber based pre-binders. The experimental equations describing these changes were also determined.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2014, 11, 4; 625-637
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Energetic Performances of Solid Composite Propellants
    Autorzy:
    Lempert, D.
    Nechiporenko, G.
    Manelis, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/357962.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid composite propellant
    specific impulse
    density
    combustion temperature
    formation enthalpy
    Opis:
    Different kinds of solid composite propellant (SCP) are described. All ways to increase energetic potential of SCP are considered as well as pro et contra of each of these ways. Different kinds of oxidizer (perchlorates of ammonium, hydroxylammonium, and hydrazinium; ammonium salt of dinitramine; other saltlike and molecular oxidizers) are under consideration. The main principles creation of SCP formulation with optimal characteristics in the context of their concrete purpose are discussed, e.g. for rockets with considerably low ratio propellant volume/empty construction mass (V/M lower than 1 Litr/kg or so) the ballistic effectiveness may be increased with the replacement of aluminum by high-dense zirconium or zirconium hydride. Possibilities for creation of special SCP formulations for application at the far space, e.g. for Mars exploration are discussed as well.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2011, 8, 1; 25-38
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Various Methods for the Determination of the Burning Rates of Solid Propellants : an Overview
    Autorzy:
    Gupta, G.
    Jawale, L.
    Mehilal, D.
    Bhattacharya, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358413.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    burning rate
    composite solid rocket propellant
    acoustic emission system
    erosive burning
    Opis:
    The burning rate of propellants plays a vital role among the parameters controlling the operation of solid rocket motors, therefore, it is crucial to precisely measure the burning rate in the successful design of a solid rocket motor. In the present review, a brief description of the methods for the determination of the burning rate of solid rocket propellants is presented. The effects of various parameters on the burning rate of solid propellants are discussed and reviewed. This review also assesses the merits and limitations of the existing different methods for the evaluation of the burning rate of solid rocket propellants.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 3; 593-620
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The Influence of Magnetic Fields on the Combustion Processes of Heterogeneous Solid Rocket Propellants
    Autorzy:
    Wolszakiewicz, T.
    Gawor, T.
    Zalewski, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358568.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    magnetic field
    solid heterogeneous propellant
    magnetorheo-logical (MR) fluid
    burning rate
    Opis:
    The measured variations in burning pressure with time for a heterogeneous solid propellant with added ferromagnetic particles of size 0.2-0.5 mm are presented. The laboratory tests were conducted with and without an applied external magnetic field generated by a neodymium magnet. The magnetic induction inside the ballistic chamber in which the experiments were performed, was calculated. Variations in the recorded operating pressure reached up to 60%. At the same time it was noticed that the linear burning rate increased by 7%.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 3; 791-803
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Studies on the High Performance Characteristics of an Aluminized Ammonium Perchlorate Composite Solid Propellant Based on Nitrile Butadiene Rubber
    Autorzy:
    Sudhir, Singh
    Sidharth, Raveendran
    Dhirendra, Kshirsagar R.
    Gupta, Manoj
    Chetan, Bhongale
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/27787902.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    composite solid propellant
    dibutyl phthalate
    high density specific impulse
    nitrile-butadiene rubber
    pot life
    spreadibility
    yield stress
    Opis:
    n the present study, a high performance composite solid propellant formulation was prepared based on nitrile butadiene rubber (NBR) and dibutyl phthalate (DBP) plasticizer, which has a longer pot life and high density specific impulse. The developed cost effective novel binder system was prepared with readily available raw materials (NBR and DBP). The formulation of the composition was performed by varying the content of the NBR/DBP binder in the range of 14-20%. The rocket performance characteristics were determined theoretically using PROPEP and compared with those of an HTPB based propellant. The rheological, mechanical, physical, ballistic and thermal properties of the NBR/DBP propellant were studied and compared with literature data for similar compositions based on an HTPB/dioctyl adipate (DOA) binder. The yield stress was determined by spreadibilty measurements, and indicated the superiority of this binder based propellant over existing composite propellants. It was concluded that following decreasing the content of the NBR/DBP binder in the propellant from 20 to 14%: in the range 58.83-78.45 bar (5.883-7.845 MPa), the pressure index increased from 0.159 to 0.371, – at 68.64 bar (6.864 MPa), the burning rate increased from 4.10 to 6.54 mm/s, but the theoretical specific impulse value did not change significantly (258.0259.8 s), – the tensile strength and E-modulus increased from 6.03 to 9.88 (0.591-0.969) to and from 18.00 to 75.00 kgf/cm2 (1.765 to 7.355 MPa), respectively. Moreover, a DSC and TGA study indicated a lower decomposition temperature for the NBR/DBP propellant compared to the HTPB propellant. The NBR/DBP propellant exhibited a pot life more than double that of a conventional HTPB/ DOA based propellant.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2021, 18, 4; 492--511
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Development trends in artillery ammunition propellants
    Analiza możliwości eliminacji nitrocelulozy z materiałów wybuchowych miotających
    Autorzy:
    Szala, Mateusz
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1075862.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    nitrocellulose
    energetic polymer
    propellant
    solid rocket propellant
    nitroceluloza
    polimery energetyczne
    materiał miotający
    stałe paliwo rakietowe
    Opis:
    Przedstawiono krótki rys historyczny stosowania nitrocelulozy (NC) w materiałach miotających. Przedyskutowano wady i zalety NC jako półsyntetycznego składnika prochów i paliw rakietowych. Następnie stosując klasyczny podział materiałów wybuchowych miotających szczegółowo przedyskutowano możliwości eliminacji nitrocelulozy z poszczególnych rodzajów prochów i paliw rakietowych. Na podstawie przeprowadzonych analiz zauważono, że w perspektywie najbliższych lat eliminacja NC z prochów jedno- i dwubazowych jest bardzo mało prawdopodobna. Obserwowane tendencje w rozwoju prochów trójbazowych również nie wskazują na eliminację NC a jedynie na zastępowanie nitroguanidyny za pomocą cyklicznych nitroamin. Prawdopodobna jest eliminacja NC z prochów kompozytowych typu LOVA. Jedynie stałe heterogeniczne paliwa rakietowe na bazie kauczuków syntetycznych oraz chloranu(VII) amonu, jako utleniacza, zostały uniezależnione od NC.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 2; 5-16
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Determination of the Internal Ballistic Properties of Solid Heterogeneous Rocket Propellants
    Autorzy:
    Florczak, B.
    Białek, M.
    Cholewiak, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358111.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid heterogeneous rocket propellant (SHRP)
    internal ballistic properties
    laboratory rocket motor (LRM)
    Opis:
    This paper describes the determination of the internal ballistic properties of tubular, solid heterogeneous rocket propellant (SHRP) charges based on hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB) binder. The SHRP charges were screened (inhibited) on their external cylindrical surfaces and inserted into a laboratory rocket motor (LRM). These determinations originated from theoretical considerations and were developed using experimental measurements from static firings of SHRP charges in an LRM. Due to the design of the SHRP charge, its burning process began from the inner cylindrical surface and from both ends of the ring surfaces. The initial temperatures (Tp) of the SHRP charges tested were 233, 288 or 323 K in single static firing runs. On the basis of the pressure (p) of the combustion products of the SHRP vs. time (t) of the LRM operation, the dependence of the burning rates (rb) of the SHRP charges on (p) and on (Tp), and also the (rb) sensitivity to changes in (p) and (Tp), were determined by means of the indirect method.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2014, 11, 4; 589-601
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Studies of the Influence of Nano Iron(III) Oxide on Selected Properties of Solid Heterogeneous Propellants Based on HTPB
    Autorzy:
    Bogusz, R.
    Magnuszewska, P.
    Florczak, B.
    Maranda, A.
    Drożdżewska, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358189.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    combustion rate modifier
    nano iron(III) oxide
    solid heterogeneous rocket propellant
    HTPB
    LRM
    Opis:
    This paper presents the results of investigations into the use of 56 nm nano iron(III) oxide as a combustion rate modifier in a solid heterogeneous rocket propellant (SHRP). A series of solid heterogeneous rocket propellants based on HTPB and ammonium perchlorate with different nano iron(III) oxide contents in the propellant composition were prepared and investigated. The ballistic parameters of the examined propellants were determined by combustion in a laboratory rocket motor (LRM). The ballistic properties were evaluated in the pressure range 5-10 MPa. It was found that the linear burning rate at 7 MPa was increased by 15% for 1% nano iron(III) oxide content in comparison to 0.2% content. Determination of the sensitivity to friction and impact, the calorific value, hardness and decomposition temperature of the derived propellants were also investigated.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 4; 1051-1063
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania stałego heterogenicznego paliwa rakietowego zawierającego Butacen®
    Studies under heterogeneous solid rocket propellant containing Butacene®
    Autorzy:
    Bogusz, R.
    Florczak, B.
    Skupiński, W.
    Chmielarek, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/92630.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    HTPB
    stałe heterogeniczne paliwa rakietowe
    Butacen®
    laboratoryjny silnik rakietowy
    heterogeneous solid rocket propellant
    Butacene®
    laboratory rocket motor
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań wybranych właściwości stałego heterogenicznego paliwa rakietowego (SHPR) na bazie kauczuku HTPB zawierającego Butacen®. Oba powyższe składniki SHPR zostały wykonane w kraju. W ramach prowadzonych prac wykonano serię paliw o zmiennej zawartości Butacenu® jako modyfikatora szybkości spalania w składzie paliwa w zakresie 1-4% wagowych. Dla uzyskanych próbek paliw oznaczono takie parametry jak twardość, wrażliwość na bodźce mechaniczne oraz kaloryczność. Wykorzystując laboratoryjny silnik rakietowy (LSR) dokonano spalenia uzyskanych paliw i wyznaczenia liniowej szybkości spalania w zakresie ciśnień 3-11 MPa. Ponadto dokonano analizy termicznej wpływu Butacenu® na proces rozkładu SHPR.
    The paper presents the results of studies of the properties of heterogeneous solid rocket propellant (HSPR) based on HTPB rubber containing Butacene®. Both of these HSPR ingredients were made domestically. As part of the work, a series of propellants with a variable content of Butacene®, as a combustion rate modifier in the range of 1-4%, were prepared. For these propellant samples, parameters such as hardness, mechanical sensitivity and calorific values were determined. Using a laboratory rocket motor (LRM), the propellants were combusted and the linear combustion rate determined at a pressure range of 3-11 MPa. In addition, the effect of Butacene® on the HSPR decomposition process was investigated by thermal analysis.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2017, T. 9; 179-187
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analiza procesu zapłonu ładunku napędowego silnika rakietowego inteligentnego antypocisku
    Analysis of the ignition process of the solid rocket propellant charge of a smart counter-projectile rocket motor
    Autorzy:
    Leciejewski, Z.
    Surma, Z.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/92755.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    układ napędowy
    antypocisk
    paliwo rakietowe
    system zapłonowy
    propulsion system
    smart counter-projectile
    solid rocket propellant
    ignition system
    Opis:
    W artykule zaprezentowano wybrane wyniki realizowanego w Wojskowej Akademii Technicznej od 2013 r. projektu badawczego, którego celem jest wykonanie demonstratora technologii inteligentnego antypocisku służącego do zwalczania pocisków przeciwpancernych w ustalonej odległości od ochranianego obiektu. Przyjęto, że układem napędowym antypocisku będzie silnik rakietowy na paliwo stałe. W [1, 2] przedstawiono koncepcję oraz badania układu napędowego antypocisku dla przyszłościowego systemu ochrony aktywnej. W projektowanym układzie napędowym do zapalenia ładunku stałego paliwa rakietowego zostanie wykorzystany ładunek zapłonowy, w skład którego wchodzić będzie określona masa prochu czarnego. Ładunek ten będzie zamknięty w gnieździe znajdującym się w przednim dnie komory spalania. Pod wpływem gazów powstałych ze spalania ładunku zapłonowego nastąpi rozerwanie pokrywy zamykającej i uwolnienie (transfer) gazów zapłonowych do komory spalania. Z kolei zainicjowanie spalania prochu czarnego będzie dokonane wskutek impulsu cieplnego powstałego w wyniku przepływu prądu w zapłonniku elektrycznym (spłonce). W niniejszym artykule skoncentrowano się na analizach teoretycznych związanych z określeniem czasu trwania zapłonu paliwa rakietowego oraz czasem działania silnika rakietowego w kontekście wymaganych parametrów eksploatacyjnych antypocisku oraz na prezentacji wyników badań laboratoryjnego układu napędowego antypocisku polegających na obserwacji (wraz z rejestracją czasu) efektów działania układu: zapłonnik – ładunek prochu czarnego – ładunek paliwa rakietowego po podaniu impulsu prądowego na zapłonnik.
    The paper presents indicative results of a research project carried out at the Military University of Technology (Warsaw, Poland), whose aim was to prepare a technology demonstrator of an active protection system against anti-armour missiles. One of the elements of this system is a smart counterprojectile designed to combat anti-tank missiles at a pre-determined distance from their intended target. The counter-projectile war-head includes electronic components sensitive to high launch loads. With this in mind, it was decided to use a solid propellant rocket motor as the propulsion system. The design concept of the counter-projectile and its propulsion system were developed on the basis of assessed requirements [1]. In the proposed propulsion system, a defined mass of black powder (ignition charge) ignites the solid rocket propellant. This ignition charge is enclosed in a pocket situated at the forward base of the combustion chamber. The igniter gases rupture the protective cover enabling the remaining gases to enter combustion chamber and ignite the main charge. The paper focuses on the theoretical analysis related to determining the duration of the ignition of rocket propellant and rocket motor operation time with regard to the required parameters. The paper presents the results of laboratory scale trials into the operation of the system: igniter – charge of black powder – a charge of solid rocket propellant after supply of an electrical pulse to the igniter.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2016, T. 8; 47-55
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Teoretyczno-doświadczalne badania rakietowego układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej pojazdów
    Theoretical and experimental investigations on rocket propulsion system of projectile intended for vehicle active protection system
    Autorzy:
    Surma, Z.
    Leciejewski, Z.
    Dzik, A.
    Białek, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/92768.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    układ napędowy
    antypocisk
    stałe paliwo rakietowe
    system ochrony aktywnej
    propulsion system
    counterprojectile
    solid rocket propellant
    active protection system
    Opis:
    W artykule zaprezentowano wybrane wyniki realizowanego w Wojskowej Akademii Technicznej projektu badawczego, którego celem jest wykonanie demonstratora technologii systemu ochrony aktywnej pojazdów oraz jego elementu w postaci inteligentnego antypocisku służącego do zwalczania pocisków przeciwpancernych w ustalonej odległości od ochranianego obiektu. Ze względu na specyfikę konstrukcji głowicy antypocisku zawierającej elementy elektroniczne, wrażliwe na duże przeciążenia, zdecydowano się zastosować jako układ napędowy antypocisku silnik rakietowy na paliwo stałe. Na podstawie określonych wymagań (założeń) w stosunku do układu napędowego antypocisku wyznaczono wymiary ładunku napędowego oraz bloku dyszowego, a następnie przeprowadzono obliczenia charakterystyk pracy projektowanego układu (ciśnienie gazów w komorze spalania i ciąg silnika w funkcji czasu, impuls całkowity ciągu). Analizy i badania przeprowadzono przyjmując znane właściwości homogenicznych stałych paliw rakietowych produkcji krajowej. W celu weryfikacji wyników analizy teoretycznej zrealizowano we współpracy z ZPS „GAMRAT” Sp. z o. o. w Jaśle doświadczalne badania na hamowni, które potwierdziły prawidłowość doboru paliwa oraz postawione na wstępie założenia dotyczące działania układu napędowego projektowanego antypocisku.
    The paper presents selected results of a research project carried out at the Military University of Technology (Warsaw, Poland), whose aim is to perform the technology demonstrator of active protection system for vehicles. One of the elements of this system is a smart counterprojectile which is designed to combat anti-tank missiles at a fixed distance from the protected object. Counterprojectile head design includes electronic components sensitive to high overload. For this reason, it was decided to use a solid propellant rocket motor as a propulsion system. On the basis of specific requirements (assumptions), design concept of counterprojectile and its propulsion system have been developed. Based on the energy-ballistic properties of homogeneous solid rocket propellant domestic production, adopted dimensions of the propellant charge and nozzle block, were carried out calculations of ballistic characteristics of the proposed propulsion system (gas pressure in the combustion chamber and motor thrust as a function of time, a total impulse). In order to verify the results of the theoretical analysis, was carried out experimental study in collaboration with the ZPS “GAMRAT” Sp. z o. o. (Jasło, Poland), which confirmed the correctness of the solid propellant selection, and posed at the outset assumptions as to the operation of the propulsion system of designed counterprojectile.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2015, T. 7; 44-52
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Theoretical and experimental investigations on a rocket propulsion system of projectiles intended for vehicle active protection system
    Teoretyczno-doświadczalne badania rakietowego układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej pojazdów
    Autorzy:
    Surma, Zbigniew
    Leciejewski, Zbigniew
    Dzik, Arkadiusz
    Białek, Marek
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1065644.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    propulsion system
    counter-projectile
    solid rocket propellant
    active protection system
    układ napędowy
    antypocisk
    stałe paliwo rakietowe
    system ochrony aktywnej
    Opis:
    W artykule zaprezentowano wybrane wyniki realizowanego w Wojskowej Akademii Technicznej projektu badawczego, którego celem jest wykonanie demonstratora technologii systemu ochrony aktywnej pojazdów oraz jego elementu w postaci inteligentnego antypocisku służącego do zwalczania pocisków przeciwpancernych w ustalonej odległości od ochranianego obiektu. Ze względu na specyfikę konstrukcji głowicy antypocisku zawierającej elementy elektroniczne, wrażliwe na duże przeciążenia, zdecydowano się zastosować jako układ napędowy antypocisku silnik rakietowy na paliwo stałe. Na podstawie określonych wymagań (założeń) w stosunku do układu napędowego antypocisku wyznaczono wymiary ładunku napędowego oraz bloku dyszowego, a następnie przeprowadzono obliczenia charakterystyk pracy projektowanego układu (ciśnienie gazów w komorze spalania i ciąg silnika w funkcji czasu, impuls całkowity ciągu). Analizy i badania przeprowadzono przyjmując znane właściwości homogenicznych stałych paliw NX rakietowych produkcji krajowej. W celu weryfikacji wyników analizy teoretycznej zrealizowano we współpracy z ZPS „GAMRAT” Sp. z o.o. w Jaśle doświadczalne badania na hamowni, które potwierdziły prawidłowość doboru paliwa oraz postawione na wstępie założenia dotyczące działania układu napędowego projektowanego antypocisku.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 1; 133-143
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    An analysis of the mechanical properties of HTPB-propellants using DMA
    Analiza właściwości mechanicznych paliwa na bazie HTPB z wykorzystaniem metody DMA
    Autorzy:
    Gańczyk-Specjalska, Katarzyna
    Magnuszewska, Paulina
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1075876.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    dynamic mechanical analysis
    solid rocket propellant
    glass transition temperature
    compressive strength
    dynamiczna analiza mechaniczna
    stałe paliwo rakietowe
    temperatura zeszklenia
    wytrzymałość na ściskanie
    Opis:
    W pracy przedstawiono właściwości termomechaniczne stałego paliwa rakietowego zawierającego polibutadien zakończony grupami hydroksylowymi. Do analizy właściwości mechanicznych wykorzystano dynamiczną analizę mechaniczną (DMA) dla dwóch różnych geometrii próbek (prostopadłościennej i walcowej). Przeprowadzono badania nieizotermiczne i izotermiczne w dwóch uchwytach: podwójny wspornik i ściskający. Na podstawie przeprowadzonych badań określono: – temperaturę zeszklenia miękkich i twardych segmentów w paliwie, – wpływ siły dynamicznej na odkształcenie próbki, – proces pełzania-relaksacji (na podstawie którego obliczono parametry w modelu Burgersa).
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 2; 81-91
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Temperature sensitivity of solid heterogeneous rocket propellant AP/HTPB/AI
    Wrażliwość temperaturowa stałego heterogenicznego paliwa rakietowego AP/HTPB/Al
    Autorzy:
    Florczak, Bogdan
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1063113.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid heterogeneous rocket propellant
    HTPB
    laboratory rocket motor
    temperature sensitivity
    stałe heterogeniczne paliwa rakietowe
    laboratoryjny silnik rakietowy
    wrażliwość termiczna
    Opis:
    Przedstawiono wyniki z badań stałego heterogenicznego paliwa rakietowego (SHPR) zawierającego jako główne składniki: chloran(VII) amonu (AP) jako utleniacz, lepiszcze na bazie ciekłego syntetycznego kauczuku (HTPB), glin (Al) oraz dodatki technologiczne w laboratoryjnym silniku rakietowym (LSR) pozwalające na wyznaczenie wrażliwości termicznej paliwa.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2019, 11, 2; 83-88
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Development of a Composite Propellant Formulation with a High Performance Index Using a Pressure Casting Technique
    Autorzy:
    Ramesh, K.
    Jawalkar, S. N.
    Sachdeva, S.
    Bhattacharya, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358322.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    composite propellant
    high density
    high performance index
    pressure casting
    solid loading
    Opis:
    There is a continuous demand for high performance composite propellant formulations to meet future requirements. The performance of composite propellant formulations can be enhanced by the addition of energetic oxidizers, like ADN/HNF as well as an energetic binder & a plasticizer. However, on incorporation of energetic ingredients, the composition becomes sensitive, and thus processing, handling and transportation pose a greater threat. Therefore, a moderately high burn rate composition having a burn rate ~ 13-14 mmźs -1 at 7000 kPa was tailored by increasing the solid loading of the propellant from 85.15% to 87.27% with the help of ammonium perchlorate and process aids without affecting the burn rate and mechanical properties. The tailored composition was studied for different properties such as end of mix viscosity, density, mechanical & ballistic properties. The evaluated data reveal that the end of mix viscosity of the tailored composition is higher than the base composition, i.e., 672 Paźs and 2340 Paźs at the same temperature; however, this viscosity was castable using a pressure casting technique. The properties of the cured propellant reveal that there is an enhancement of density from 1.74 gźcm -3 to 1.79 gźcm -3 with no other changes in mechanical properties. The performance index of the tailored composition has been increased from 416 to 437, well supported by results of ballistic evaluation motors of 2 kg.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2012, 9, 1; 49-58
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-22 z 22

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies