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 "Nowicki, J" wg kryterium: Autor

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-8 z 8
    Tytuł:
    Wytrzymałość rakietowych ładunków napędowych
    The strength of rocket propellant charges
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/234594.pdf
    Data publikacji:
    2005
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    silniki rakietowe
    rocket engines
    Opis:
    W artykule przedstawiono problem wytrzymałości mechanicznej rakietowych ładunków napędowych. Podano obciążenia, na ktore narażony jest ładunek paliwa rakietowego w czasie całego okresu jego eksploatacji tj. od momentu wyprodukowania do chwili spalenia (w locie lub na hamowni) oraz związane z nimi naprężenia. Podano także znane w literaturze zależności, na podstawie których oblicza się naprężenia związane z podstawowymi obciążeniami działającymi na ładunek w okresie pracy silnika rakietowego na torze lotu pocisku rakietowego (rakiety).
    The problem of mechanical strength of rocket propellant charges is presented in the paper. The loads and stresses to which the charge of a rocket propellant is subjected to during its whole service life (starting from the manufacture moment and ending at its burning after launching or being tested on the test bench) are specified. Also a set of formulae known in the literature expressing the relation between the stress and loads existing at the flying trajectory of the rocket motor is included.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2005, R. 34, z. 96; 79-87
    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:
    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:
    Projektowanie i badania ładunku napędowego silnika startowego imitatora celu powietrznego ICP-G
    Designing and testing of the rocket boost motor propelling charge for the aerial target imitator
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/236077.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    ładunki napędowe
    pociski bojowe
    imitatory
    propulsion charges
    missiles
    imitators
    Opis:
    W artykule przedstawiono metodę projektowania ładunku napędowego silnika pocisku rakietowego typu polowego. Pokazano praktyczne zastosowanie tej metody. Na przykładzie silnika startowego imitatora celu powietrznego ICP-G, przeznaczonego do prowadzenia badań strzelaniem rakiet przeciwlotniczych, pokazano krok po kroku sposób projektowania (obliczania) ładunku. Podano kryteria doboru masy prochowej, z której został wykonany ładunek napędowy, a następnie przedstawiono przesłanki i zależności umożliwiające na wstępnym etapie projektowania imitatora określenie, bardzo zbliżonych do docelowych, parametrów konstrukcyjnych ładunku napędowego i silnika. Przedstawiono określone przez autora kryterium stabilnej pracy silnika z ładunkiem rurowym. Przedstawiono także wyniki badań stacjonarnych silnika na hamowni oraz badań poligonowych imitatora strzelaniem, potwierdzające praktyczną przydatność tej metody przy balistycznym projektowaniu silników rakietowych na paliwo stałe.
    A designing method for the propelling charge of the rocket motor designated to operate in field conditions is presented in the paper. A practical application of the method is described on the example of the boost motor of the aerial target imitator which is used to live firing of short range antiaircraft missiles. The criteria for the selection of powder mixture of the propelling charge and also the designing specifications of this charge and rocket motor are given. The condition of a stable operation of a motor with the hollowed cylinder charge is also included. Test results of the motor at the stationary test bed and at the live firing on the range are presented to prove the effectiveness of this method for designing solid propellant rocket motors for missiles having a ballistic trajectory.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2008, R. 37, z. 105; 53-60
    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:
    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:
    Wytrzymałość ładunku napędowego pocisku rakietowego M-21OF
    The strength of rocket propellant charge M21-OF
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235242.pdf
    Data publikacji:
    2005
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    pociski rakietowe M-21OF
    analiza wytrzymałościowa
    rocket missile M21-OF
    strength analysis
    Opis:
    Artykuł jest kontynuacją rozważań dotyczących problemu wytrzymałości mechanicznej rakietowych ładunków napędowych [1]. W [1] podano analityczną metodę oceny ładunku pod kątem wytrzymałości na ściskanie. Poniżej przedstawiono sposób sprawdzenia wytrzymałości ładunku na wyboczenie. Podano niektóre dostępne w literaturze dane dotyczące własności mechanicznych stałych paliw rakietowych oraz przedstawiono wyniki badań przy statycznym ściskaniu, niektórych własności mechanicznych próbek paliwa wykonanych z ładunku napędowego pocisku rakietowego M-21OF. W oparciu o te dane przeprowadzono analizę wytrzymałościową ładunku napędowego pocisku M-21OF.
    The paper continues considerations of problems on the mechanical strength of rocket motor charges included in [1] where an analytical method for evaluation of a charge from the point of its resistance against press was given whereas here a way for testing its resistance against buckling is presented. Some data available in publications on mechanical properties of solid rocket propellants is given with results of tests carried out at static pressing and some mechanical properties of samples made from the rocket propellant charge M-21OF. Basing on the data the strength analysis was carried out for the propelling charge of M-21OF missile.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2005, R. 34, z. 96; 89-98
    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
      Wyświetlanie 1-8 z 8

      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