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 rocket propellant" wg kryterium: Wszystkie pola

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 18
Tytuł:
Właściwości cieplno-mechaniczne heterogenicznego stałego paliwa rakietowego
Thermo-mechanical analysis of heterogeneous solid rocket propellant
Autorzy:
Cegła, M.
Zmywaczyk, J.
Koniorczyk, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235359.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
dynamiczna analiza mechaniczna
paliwa rakietowe stałe
właściwości cieplne
dynamic mechanical analysis
solid rocket propellants
thermal properties
Opis:
W artykule przedstawiono wyniki analizy cieplno-mechanicznej heterogenicznego paliwa rakietowego H2, ze szczególnym uwzględnieniem wyznaczenia temperatury zeszklenia i mięknienia. Właściwości mechaniczne, takie jak dynamiczny moduł sprężystości (E’), dynamiczny moduł stratności (E’’) i tan(δ) zostały zmierzone przy użyciu aparatury NETZSCH DMA 242C w zakresie temperatur od -120°C do +80°C przy szybkości ogrzewania 2 K/min przy częstotliwości przyłożonej siły f = 1 Hz. Względną rozszerzalność termiczną oraz współczynnik liniowej rozszerzalności termicznej (CLTE) próbki H2 określono przy użyciu dylatometru NETZSCH DIL 402C w zakresie temperatur od 30°C do 80°C przy szybkości ogrzewania/chłodzenia wynoszącej 1 K/min. Właściwości termofizyczne, w tym przewodność cieplną, dyfuzyjność cieplną i ciepło właściwe, określono w zakresie temperatur od -20°C do +80°C, stosując aparat KD2 Pro.
The article presents results of thermo-mechanical analysis of heterogeneous solid rocket propellant H2, with special attention devoted to determining the glass transition temperature and softening temperature. Mechanical properties such as storage modulus (E’), loss modulus (E’’) and tan(δ) were measured using NETZSCH DMA 242C analyzer within temperature range from -120°C to +80°C at 2 K/min of heating rate and frequency of applied force f = 1 Hz. Relative thermal expansion as well as the Coefficient of Linear Thermal Expansion (CLTE) of H2 sample were determined using NETZSCH DIL 402C dilatometer within temperature range from 30°C to 80°C at 1 K/min of heating/cooling rate. The thermophysical properties including thermal conductivity, thermal diffusivity, and specific heat were determined within temperature range from -20°C to +80°C using KD2 Pro apparatus.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2018, 47, 147; 105-121
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Zastosowanie porozumienia STANAG 4540 w badaniu stałych paliw rakietowych
An application of standardization Agreement 4540 in solid rocket propellant testing
Autorzy:
Borkowski, J.
Cegła, M.
Koniorczyk, P.
Zmywaczyk, J.
Florczak, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235270.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
dwubazowe stałe paliwo rakietowe
paliwo rakietowe
dynamiczna analiza mechaniczna
temperatura zeszklenia
double base solid rocket propellant
rocket propellant
dynamic mechanical analysis
glass transition temperature
Opis:
W artykule przedstawiono sposób badania stałych paliw rakietowych metodą dynamicznej analizy mechanicznej (DMA) w oparciu o porozumienie STANAG 4540. Scharakteryzowano metodę DMA oraz opisano prawidłowe warunki eksperymentu zalecane przez STANAG oraz instrukcje obsługi urządzenia. Próbka stałego dwubazowego paliwa rakietowego została zbadana za pomocą urządzenia Netzsch DMA 242C. Dynamiczne właściwości mechaniczne takie jak moduł zachowaw-czy (E’), moduł stratności (E”) oraz tgδ zostały zmierzone w zakresie temperatury od -120° C do +110° C, przy prędkości ogrzewania wynoszącej 1K/min. Zastosowano trzy częstotliwości uginania próbki wynoszące 0,1 Hz, 1 Hz oraz 10 Hz. Szczególną uwagę poświęcono określeniu temperatury zeszklenia badanego paliwa.
The article describes dynamic mechanical analysis (DMA) test procedure of solid rocket propellants on the basis of STANAG Agreement 4540. DMA principle of operation and proper experimental conditions recommended by the STANAG and DMA manual are described. A sample of solid rocket propellant was tested by using Netzsch DMA 242C analyzer. Dynamic mechanical properties such as the storage modulus (E’), loss modulus (E”) and tanδ were measured within temperature range from -120° C to +110° C at heating rate of 1K/min. The sample was tested at three bending frequencies of 0.1, 1.0 and 10.0 Hz. Special attention was paid to the determination of tested propellant glass transition temperature.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2015, 44, 133; 7-19
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania właściwości wybranego homogenicznego paliwa rakietowego przed i po przyspieszonym starzeniu
Research of homogeneous solid rocket propellant properties before and after accelerated ageing
Autorzy:
Czerwińska, M.
Żmuda-Gołębiewska, A.
Prasuła, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235401.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
homogeniczne paliwo rakietowe
DSC
GPC
DMA
starzenie przyspieszone
homogeneous rocket propellants
accelerated ageing
Opis:
W procesie przechowywania znaczący wpływ na prawidłowe zadziałanie ziarna paliwa rakietowego oraz całego silnika rakietowego mają zachodzące w nim reakcje chemiczne i procesy fizyczne, takie jak ubytek stabilizatora, migracja i parowanie nitrogliceryny, rozkład łańcuchów nitroglicerynowych i nitrocelulozowych itp. Właściwości termiczne i mechaniczne stałych materiałów rakietowych badano za pomocą dynamicznej analizy mechanicznej (DMA). Jest to skuteczna i bezpieczna technika, która umożliwia uzyskanie wielu informacji o badanej próbce w jednym cyklu pomiarowym. Szczególną uwagę zwrócono na wyznaczenie temperatury zeszklenia badanego paliwa rakietowego. Ponadto zastosowano różnicową kalorymetrię skaningową (DSC) i termograwimetrię (TG). Określono energię aktywacji. W obliczeniach kinetycznych zastosowano metody Kissingera i Ozawy. Średnią masę cząsteczkową nitrocelulozy i jej rozkład przed i po przyspieszonym starzeniu mierzono techniką chromatografii żelowej (GPC). Badania właściwości mechanicznych, termicznych i fizycznych paliwa rakietowego mogą pomóc w jego lepszym projektowaniu, w opracowywaniu bardziej wydajnych procesów produkcyjnych,w dostosowaniu poszczególnych etapów produkcji w celu ulepszenia właściwości produktu końcowego lub nawet mogą zostać wykorzystane do przeprojektowania całego procesu produkcji.
Chemical reactions and physical processes such as stabilizer depletion, migration and evaporation of nitroglycerine, decomposition of nitroglycerine and nitrocellulose chains, etc. have a significant impact on the proper reaction of rocket propellant grains and operation of rocket motors over the storage time. Thermal and mechanical properties of solid rocket propellants were studied with the use of Dynamic Mechanical Analysis (DMA) method. It is an effective and safe technique providing information about the sample in a single run. Special attention was paid to determination of glass transition temperature of tested rocket propellant. Moreover the differential scanning calorimetry (DSC) and thermogravimetry (TG) were used. Energy of activation was determined. Kissinger and Ozawa methods were applied in kinetic calculations. The average molecular weights of nitrocellulose and its distribution before and after acceler-ated ageing were measured with the gel permeation chromatography technique (GPC). Studies of mechanical, thermal and physical properties can help to improve rocket propellant designing process and to redesign or develop more efficient manu-facturing processes for tailoring final product properties.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2018, 47, 148; 101-113
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania właściwości termiczno-mechanicznych homogenicznego paliwa rakietowego poddanego starzeniu zgodnie z wymaganiami STANAG
Study of thermo-mechanical properties of aged homogeneous solid rocket propellant according to STANAG requirements
Autorzy:
Prasuła, P.
Czerwińska, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/234533.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
stałe paliwo rakietowe
DMA
DSC
starzenie przyspieszone
solid rocket propellant
accelerated ageing
Opis:
Znaczący wpływ na prawidłowe działanie silnika rakietowego mają właściwości termiczno-mechaniczne zastosowanego w nim paliwa rakietowego. Stąd też ważne jest opracowanie obszernej charakterystyki danego paliwa w funkcji czasu i temperatury w celu oceny jego zachowania w różnych warunkach eksploatacji. W ramach niniejszej pracy przeprowadzono badania wpływu procesu starzenia na właściwości termiczno-mechaniczne homogenicznego paliwa rakietowego. Wybrane paliwo rakietowe poddano przyspieszonemu starzeniu w warunkach określonych w dokumencie AOP-48, a następnie wyznaczano jego parametry termiczne i mechaniczne (m.in. temperaturę zeszklenia, temperaturę rozkładu). Starzenie miotających materiałów wybuchowych powoduje ubytek stabilizatora, który ma wpływ na właściwości termiczno-mechaniczne paliwa, dlatego wykonano również oznaczania ilości efektywnego stabilizatora i jego ubytku stosując chromatografię cieczową HPLC. Do badania właściwości termicznych zastosowano różnicową kalorymetrię skaningową (DSC). Analizy termiczne prowadzono zgodnie ze STANAG 4515. Badania właściwości mechanicznych przeprowadzano za pomocą dynamicznej analizy mechanicznej (DMA) w oparciu o porozumienie STANAG 4540.
Proper operation of rocket motor depends significantly on thermo-mechanical properties of propellant used. For this reason it is important that characteristics of a particular propellant versus the time and temperature pass a thorough investigation to assess its operation at different conditions. The paper illustrates investigations of ageing process influencing thermo-mechanical properties of homogeneous rocket propellant. A selected type of rocket propellant was subjected to accelerated ageing in conditions specified in AOP-48 document to establish in the next step its thermal and mechanical characteristics (between all the temperature of glass transition and decomposition). The ageing of propelling explosives causes the reduction of stabiliser content deciding about thermo-mechanical properties of propellant and for that the percentage of effective stabiliser and its loss were identified by liquid chromatography HPLC. Thermal properties were investigated by differential scanning calorimetry. Thermal analyses were carried out according to STANAG 4515. Mechanical characteristics were tested by dynamic mechanical analysis (DMA) in line with STANAG 4540.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2018, 47, 145; 47-63
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Metody wyznaczania własności mechanicznych stałych paliw rakietowych w warunkach dynamicznych. Metoda kafarowa
Methods on determination of mechanical properties of solid rocket propellants under the dynamic conditions. Drop weight impact method
Autorzy:
Nowicki, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/234946.pdf
Data publikacji:
2012
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
własności mechaniczne
stałe paliwo rakietowe
metoda kafarowa
warunki dynamiczne
mechanical properties
solid rocket propellant
drop weight impact method
dynamic conditions
Opis:
Artykuł jest kontynuacją rozważań dotyczących problemu wytrzymałości mechanicznej rakietowych ładunków napędowych [1, 2]. W [2] podano niektóre dostępne w literaturze oraz uzyskane podczas własnych badań dane dotyczące własności mechanicznych stałych paliw rakietowych określonych w warunkach statycznych (maszyna wytrzymałościowa). W artykule przedstawiono metody wyznaczania charakterystyk wytrzymałościowych paliwa rakietowego w warunkach dynamicznych tj. w warunkach zbliżonych do rzeczywistego startu i lotu pocisku rakietowego. W sposób szczegółowy przedstawiono wyniki kompleksowych badań paliwa rakietowego metodą kafarową polegającą na uderzeniu walcowej próbki paliwa rakietowego opadającym obciążnikiem (jednoosiowe obciążenie ściskające).
This paper is continuation of discussion dealing with the problem on mechanical strength of solid rocket propellant charge [1, 2]. In [1] there were given data accessible in literature and obtained from own tests. These data deal with mechanical properties of solid rocket propellants determined under static conditions (strength machine). In the paper, these are also presented methods on determination of strength characteristics of solid rocket propellant under dynamic conditions, i.e. under conditions being close to conditions of real start and flight of the missile. In detailed way, there are presented results of complex tests of solid rocket propellant by means of drop weight impact method based on impact cylindrical solid rocket propellant specimen by freely falling weight (uniaxial compression load).
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2012, 41, 121; 33-44
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badanie wpływu dodatków energetycznych na wybrane właściwości heterogenicznego stałego paliwa rakietowego o zmniejszonej zawartości HCL w produktach spalania
Studies of the influence of energetic additives on selected properties of heterogeneous solid rocket propellant with low content of HCL in combustion products
Autorzy:
Magnuszewska, P.
Bogusz, R.
Florczak, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235821.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
HSRP
HTPB
LSR
szybkość spalania
LRM
burning rate
Opis:
W pracy przedstawiono wpływ takich dodatków jak: glin, magnez, pył aluminiowo-magnezowy (PAM) i boru na właściwości heterogenicznego stałego paliwa rakietowego (HSPR) na bazie HTPB, w którym chloran(VII) amonu został częściowo zastąpiony azotanem(V) sodu. Wprowadzając w skład paliw azotan(V) sodu zawartość chorowodoru (HCl) w produktach spalania zmniejszyła się. Za pomocą programu ICT-Code wyznaczono teoretyczne wartości właściwości termochemicznych i termodynamicznych takie jak izochoryczne ciepło spalania (Q), impuls specyficzny (Isp) i produkty spalania w komorze i dyszy silnika. W celu wyznaczenia właściwości balistycznych otrzymane paliwa spalono w laboratoryjnym silniku rakietowym (LSR). Zbadano właściwości reologiczne (lepkość pozorną) zawiesiny paliwa podczas procesu utwardzania, wrażliwość na bodźce mechaniczne (uderzenie, tarcie), temperaturę rozkładu, ciepło spalania i twardość.
The paper presents influence of additives like aluminium, magnesium, AMD (aluminium-magnesium dust) and boron on selected properties of heterogeneous solid rocket propellants (HSRP) based on HTPB in which ammonium (VII) chlorate was partly replaced by sodium(V) nitrate. The presence of sodium(V) nitrate reduces the content of hydrogen chloride (HCl) in combustion products. Theoretical values of thermochemical and thermodynamical properties like isochoric heat of combustion (Q), specific impulse (Isp) and combustion products in motor chamber and nozzle were identified by ICT-Code program. A laboratory rocket motor (LRM) was used to examine ballistic properties for prepared samples of propellants. Their temperature of decomposition, heat of combustion and hardness were tested both with sensitivity to mechanical stimuli (impact, friction) and rheological properties at curing.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2017, 46, 144; 15-30
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Odtajnione wynalazki z technologii ekranowania ładunków stałych, homogenicznych paliw rakietowych
Disclosed inventions on technologies screening solid, homogeneous rocket propellant charges
Autorzy:
Miszczak, Maciej
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/2134915.pdf
Data publikacji:
2022
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
stałe
homogeniczne paliwa rakietowe
technologia ekranowania
polskie odtajnione patenty
solid
homogeneous rocket propellants
screening technology
Polish declassified patents
Opis:
W artykule przedstawiono rezultaty poszukiwań i analiz odtajnionych opisów patentowych polskich wynalazków z zakresu technologii ekranowania (inhibitowania) powierzchni ładunków stałych, homogenicznych paliw rakietowych. W wyniku poszukiwań w przedmiotowym zakresie znaleziono siedem opisów patentowych, z których zdjęto klauzulę tajności i ogłoszono o tym w Wiadomościach Urzędu Patentowego RP w latach 2007-2008. Wynalazki te w latach 1968- 1980 zostały zgłoszone przez Instytut Przemysłu Organicznego do Urzędu Patentowego.
Results of search and analysis of Polish disclosed secret patents on screening (inhibiting) technology of solid, homogeneous rocket propellants, were presented. Due to search on this subject, seven inventions applied by Institute of Organic Chemistry as secret ones to the Polish Patent Office in years 1968-1980, were found. Pieces of information on their disclosure, i.e. about removing secrecy, were published in the News of the Patent Office issued in years 2007-2008.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2022, 51, 160; 61--78
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Zwiększenie energetyczności α, ω- dihydroksypolibutadienu (HTPB) wykorzystywanego w stałych heterogenicznych paliwach rakietowych
Increasing the energy of α, ω - dihydroxypolibutadiene (HTPB) used in solid heterogeneous rocket propellant
Autorzy:
Prasuła, Piotr
Sztejter, Beata
Kasprzak, Piotr
Chmielarek, Michał
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/2200776.pdf
Data publikacji:
2022
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
HTPB
energetyczne lepiszcze
grupy azydkowe
energetic binder
azide groups
Opis:
Stałe heterogeniczne paliwa rakietowe (SHPR) cieszące się dużą popularnością oraz szerokim zastosowaniem w przemyśle zbrojeniowym (silniki napędowe pocisków kierowanych oraz przeciwlotnicze rakiety dalekiego, bliskiego i średniego zasięgu) posiadają inertne lepiszcza, które znacząco wpływają na końcowe parametry użytkowe ładunków napędowych. W pracy przeprowadzono modyfikację popularnego lepiszcza HTPB polegającą na wprowadzeniu grup azydkowych do łańcucha polimeru podczas trzech różnych syntez. Otrzymano związki o różnej zawartości grup eksplozoforowych, które zostały poddane ocenie kompatybilności z podstawowymi składnikami SHPR: chloranem(VII) amonu i adypinianem dioktylu. Następnie przeprowadzono wstępne badania aplikacyjne otrzymanej pochodnej HTPB, wykazując potencjał otrzymanego energetycznego polimeru oraz możliwości jego zastosowania jako lepiszcza w stałych heterogenicznych paliwach rakietowych.
Solid heterogeneous rocket propellants (SHRP), which are very popular and widely used in the armaments industry (guided missile propulsion engines and long-range, short-range and medium-range anti-aircraft rockets) have inert binders that significantly affect the final performance parameters of propulsion charges. In this study, the popular HTPB binder was modified by introducing azide groups into the polymer chain during three different syntheses. Compounds with different content of explosive groups were obtained and tested for compatibility with the essential SHRP components: ammonium chlorate(VII) and dioctyl adipate. Then, preliminary application tests of the obtained HTPB derivative were carried out, showing the potential of the obtained energetic polymer and the possibility of its use as a binder in solid heterogeneous rocket fuels.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2022, 51, 161; 37--59
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Praktyczne określanie parametrów balistycznych silnika rakietowego na paliwo stałe
Practical assessment of solid propellant rocket motor ballistic characteristics
Autorzy:
Nowicki, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235885.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
silniki rakietowe
paliwo stałe
rocket engines
solid propellant
Opis:
W artykule przedstawiono metodę praktycznego obliczania parametrów balistycznych silnika rakietowego na paliwo stałe tj. ciśnienia roboczego w komorze spalania, ciągu, czasu pracy oraz impulsu całkowitego i jednostkowego. Przedstawiono metodę, która dzięki przyjęciu szeregu uproszczeń, pozwala na szybkie określenie tych parametrów z dostateczną dla praktyki dokładnością. Metoda ta łącznie z zasadami określania parametrów konstrukcyjnych silnika (parametry ładunku, komory spalania i zespołu dyszy) podanymi w [1÷4] umożliwia znaczne skrócenie etapu wstępnego projektowania silnika i szybkie przejście do etapu badań stacjonarnych modeli silnika na hamowni, które weryfikują konstrukcję silnika pod względem spełnienia postawionych wymagań balistycznych. Pokazano praktyczne zastosowanie tej metody. Na przykładzie silnika startowego imitatora celu powietrznego ICP-G, przeznaczonego do prowadzenia badań strzelaniem rakiet przeciwlotniczych, pokazano sposób obliczania parametrów balistycznych silnika. Przedstawiono kryteria, przesłanki i zależności umożliwiające, na wstępnym etapie projektowania silnika napędowego imitatora, określenie bardzo zbliżonych do docelowych, parametrów balistycznych silnika. Przedstawiono także wyniki badań stacjonarnych silnika na hamowni potwierdzające praktyczną przydatność tej metody przy balistycznym projektowaniu silników rakietowych na paliwo stałe.
A practical method to calculate ballistic characteristics of solid propellant rocket motors such as burning chamber working pressure, thrust, time of operation, total and specific impulse, was presented in the paper. Presented method due to admission of some simplifications allows for fast determination of above mentioned characteristics and provides an accuracy which is sufficient for practical usage. This method together with principles for determination of motor designing characteristics such as load capacity and specifications of burning chamber and the nozzle, given in [1-4], enables to shorten the motor’s initial designing stage to start experiments on the testing bed and verify the fulfilment of earlier set ballistic requirements. The application of this method is illustrated in the paper on the example of a booster motor of the aerial target imitator ICP-G used to test accuracy of antiaircraft missile self-guided heads at live firings. Some formulations enabling at the initial designing stage the specification of motor ballistic characteristics which comply with the final performance of the motor are included in the paper. Presented experimental results of tests can serve as a confirmation of practical usefulness for proposed method.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2009, R. 38, z. 112; 25-33
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Projektowanie i badania zespołu dyszy silnika rakietowego na paliwo stałe
Solid propellant rocket motor nozzle design and test
Autorzy:
Nowicki, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235173.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
silniki rakietowe
dysza silnika rakietowego
rocket engines
Opis:
Artykuł jest kontynuacją rozważań dotyczących zagadnień związanych z projektowaniem silnika napędowego na paliwo stałe pocisku rakietowego [1],[2]. W [1] przedstawiono praktyczną metodę projektowania ładunku napędowego silnika, a w [2] pokazano sposób oceny wytrzymałości komory spalania. Natomiast poniżej podano prosty sposób projektowania kolejnego ważnego elementu silnika tj. zespołu dyszy. Również na przykładzie silnika startowego imitatora celu powietrznego ICP-G [1] pokazano kolejne etapy projektowania (obliczania) dyszy. Przedstawiono także wyniki badań stacjonarnych silnika na hamowni potwierdzające praktyczną przydatność tej metody.
The paper is a continuation of considerations linked with the designing of a solid propellant rocket motor [1], [2]. A practical designing method for motor propelling charge is presented in [1] and a way for assessment of burning chamber is included in [2]. A simple designing method for the nozzle unit is presented in the hereby paper. Particular stages of nozzle designing process are referred to the example of the starting motor of the aerial target imitator ICP-G [1]. The results of tests carried out on a motor testing bed confirm the suitability of proposed method.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2009, R. 38, z. 111; 141-148
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania i analiza pewnych aspektów termo-mechanicznej odporności dysz grafitowych na erozyjne działanie produktów spalania ładunku marszowego stałego paliwa rakietowego stosowanego w układzie napędowym pocisku GROM
Investigations, analysis and assessment of certain aspects of thermo-mechanical and chemical resistance of graphite nozzles to action of combustion products of sustaining solid rocket propellant charges applied in propulsion systems of GROM missiles
Autorzy:
Miszczak, M.
Brzyski, A.
Drwal, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235680.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
pociski rakietowe GROM
paliwa rakietowe
GROM missiles
rocket propellants
Opis:
W artykule przedstawiono pewne aspekty badania, analizy i oceny odporności termomechanicznej i chemicznej dysz grafitowych zbudowanych z wkładki pirografitowej oraz korpusu z grafitu polikrystalicznego, na działanie produktów spalania marszowego ładunku przeciwlotniczego pocisku rakietowego GROM. We wstępnej fazie badań wykonano analizę modelu spalania heterogenicznego paliwa rakietowego tworzącego ładunek marszowy układu napędowego pocisku GROM, w określonych warunkach pracy silnika rakietowego. Rzeczywistą odporność dysz na erozyjne działanie strumienia produktów spalania określano za pomocą diagnostycznego systemu radioskopowego czasu rzeczywistego poprzez porównanie zmian profilu przekroju kanału przelotowego dyszy, a zwłaszcza średnicy krytycznej kanału przed oraz po stacjonarnych badaniach spalaniem ładunków marszowych pocisku GROM w grubościennych komorach spalania.
In this paper there are presented certain aspects of investigations, analyses and assessments dealing with thermo-mechanical and chemical resistance of nozzles composed of pyrographite insert and body made from polycrystalline graphite. The nozzles were considered in terms of their thermo-mechanical and chemical resistance against combustion products of sustaining propellant charge applied in propulsion system of antiaircraft missile GROM. In initial stage of investigations, it was conducted analysis of combustion model of heterogeneous rocket propellant of composition corresponding to composition of real sustaining propulsive charge of missile GROM, under assumed conditions of rocket motor operation. Real resistance of graphite nozzles against action of combustion products, was determined by means of real time radiography (RTR) on the basis of comparison of nozzle duct section profile changes before and after static firing tests with usage of GROM missile sustaining propellant charges inserted in thick-walled combustion chamber.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2008, R. 37, z. 107; 105-111
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Ocena wytrzymałości komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe
Evaluation of the solid propellant rocket motor burning chamber resistance
Autorzy:
Nowicki, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/234733.pdf
Data publikacji:
2006
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
silniki rakietowe
komory spalania
rocket engines
combustion chamber
Opis:
W artykule przedstawiono analizę wytrzymałości mechanicznej komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe. Podano obciążenia na jakie narażona jest komora w czasie pracy silnika rakietowego oraz związane z nimi naprężenia powstające w ściance komory. Przedstawiono zależności na podstawie, ktorych oblicza się te naprężenia. Podano uproszczony sposob sprawdzenia wytrzymałości komory. W oparciu o tę metodę przedstawiono ocenę wytrzymałości komory spalania pocisku rakietowego M-21OF.
The analysis of mechanical resistance for the solid propellant rocket motor burning chamber is presented in the paper. The loads and stresses the chamber wall has to withstand at the rocket motor operation are described. The formulas to calculate the stresses and a simplified way to check the chamber’s resistance are given. The mentioned tools were used to evaluate the burning chamber resistance of the missile M-21OF.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2006, R. 35, z. 100; 99-107
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Nagrzewanie się ścianek komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe
Heating of combustion chamber sides of solid propellant rocket motors
Autorzy:
Nowicki, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/234803.pdf
Data publikacji:
2007
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
gazy spalinowe
silniki rakietowe
combustion gases
rocket engines
Opis:
W artykule pokazano mechanizm procesu przekazywania ciepła od gorących gazów spalinowych do ścianki metalowej silnika rakietowego na paliwo stałe, w wyniku którego następuje intensywne nagrzewanie się ścianki. Podano związane z tym zagrożenia dla wytrzymałości elementów silnika. Przedstawiono praktyczny sposób określania rozkładu temperatury na grubości ścianki silnika i określania średniej temperatury ścianki. Umożliwia to uwzględnienie procesu nagrzewania się ścianek silnika rakietowego przy obliczeniach wytrzymałości silnika.
The problem is heating the sides of rocket motor during which constructor can not disregard is presented in the paper. The lowering mechanical properties are exist in heating effect (most often steel) and forming thermal stresses in the side. Both these phenomena should give consideration to calculation strength of motor. This reduces to definition of temperature distribution on thickness of the side, and first of all to calculation average temperature of the side. Moreover this temperature fined using simple method to uniform side i.e. not covered heat-insulating layer. The equation to calculation of convective hest-transfer coefficient for rocket motor and at these assumptions differential equation describe temperature distribution in the side of combustion chamber depending on time and position of examine point on thickness side are presented in the paper. Solution of this equation for definite of boundary conditions and dependence on this basis of this is defined average temperature of the side also are presented. The calculations of temperature distribution on thickness side of hypothetical rocket motors for illustrated this method are shown.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2007, R. 36, z. 104; 79-85
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badanie homogenicznego stałego paliwa rakietowego zawierającego dodatki modyfikujące szybkość spalania
Testing of homogeneous rocket solid propellant including components to modify the rate of burning
Autorzy:
Florczak, B.
Wolszakiewicz, T.
Gawor, T.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/236241.pdf
Data publikacji:
2007
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
paliwa rakietowe
proces spalania
rocket propellants
combustion process
Opis:
Przedstawiono wyniki badań homogenicznego stałego paliwa rakietowego składającego się z nitrocelulozy, nitrogliceryny i dodatków modyfikujących szybkość spalania. Zastosowanie dodatków modyfikujących proces spalenia, pozwoliło uzyskać paliwo o właściwych charakterystykach i parametrach eksploatacyjnych wyrażonych odpowiednimi przedziałami wartości kaloryczności, szybkości spalenia, współczynnika wrażliwości temperaturowej i wykładnika potęgowego występującego we wzorze na szybkość palenia paliwa w funkcji zmian ciśnienia. Otrzymanie korzystnych parametrów eksploatacyjnych paliwa okazało się możliwe dzięki synergizmowi zastosowanych komponentów modyfikatora procesu spalenia.
The results are presented in the paper over the testing of a homogeneous rocket solid propellant consisting of nitro-cellulose, nitro-glycerine and other components for modifying the rate of burning. The addition of components modifying the rate of burning resulted in receiving a propellant with desired specifications and characteristics of calorific value limits, burning rate, coefficient of temperature sensitivity and value of the power index in the formula describing the burning rate dependence on the pressure values. The synergism of components used in the propellant is the factor that makes possible to receive the product with good technical characteristics.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2007, R. 36, z. 103; 129-136
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Analiza miejsc przegrzanych komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe po próbie dynamicznej na hamowni
Analysis of overheated spots in solid propellant rocket motor burning chambers after dynamic trial on the test bed
Autorzy:
Łapiński, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/236243.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
silnik rakietowy
komora spalania
paliwo stałe
przegrzanie
próba dynamiczna
rocket motor
combustion chambers
solid propellant
overheat
dynamic trial
Opis:
W artykule przedstawiono zakres i wyniki badań miejsc przegrzanych komory spalania rakietowego silnika na paliwo stałe, po jego próbie na hamowni. W wyniku badań dynamicznych jednego z silników rakiet plot. zaobserwowano dwa, wyraźne obszary przegrzania płaszcza komory spalania. W celu określenia wpływu przegrzania materiału na jego własności wytrzymałościowe, a w rezultacie na własności użytkowe silnika i bezpieczeństwo obsług w czasie strzelań, przeprowadzono niezbędne badania materiałowe i obliczenia wytrzymałościowe. W artykule przedstawiono wyniki badań makroskopowych, ultradźwiękowych, metodą pamięci magnetycznej oraz endoskopowych na całych silnikach, jak również na wyciętej z miejsca przegrzania próbce. Zmierzone charakterystyki materiału komory z miejsc nie uszkodzonych i przegrzanych zostały wykorzystane do przeprowadzenia obliczeń wytrzymałościowych silników z powyższą wadą (przegrzanie) i określenia współczynnika bezpieczeństwa.
Some results of tests and analysis of overheated spots of the solid propellant rocket motor burning chamber after its trial on a test bed are presented in the paper. In the result of dynamic trials two distinctly visible areas of overheating were spotted in a motor burning chamber cover. In order to evaluate the impact of this overheated material into its strength properties and finally the effectiveness of the motor and the safety of personnel at firing the necessary tests of stuff and fatigue calculations were carried out. Some results of macroscopic, ultrasound, magnetic memory and edoscopy tests carried out on the whole stuff of motor and on the overheated part are presented. Measured characteristics of stuff from not affected by heat and overheated areas were used to calculate its mechanical resistance and coefficient of safety for motors affected by possible overheating.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2008, R. 37, z. 108; 103-118
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 18

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