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: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-5 z 5
    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:
    Badania nad opracowaniem stałego paliwa rakietowego niejednorodnego dla ładunków napędowych związanych ze ścianką komory silnika
    Studies on elaborating non-homogeneous solid rocket propellant for propellant cartridges bonded to motor chamber wall
    Autorzy:
    Florczak, B.
    Białek, M.
    Szczepanik, M.
    Dzik, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1216924.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Przemysłu Chemicznego. Zakład Wydawniczy CHEMPRESS-SITPChem
    Tematy:
    stałe niejednorodne paliwo rakietowe
    prędkość spalania
    laboratoryjny silnik rakietowy
    non-homogeneous solid rocket propellant
    burning rate
    laboratory rocket motor
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki z badań podstawowego parametru balistycznego stałych paliw rakietowych niejednorodnych, jakim jest liniowa prędkość spalania i jej zależność od ciśnienia. Prędkość wyznaczono na podstawie zarejestrowanych charakterystyk p = f(t) uzyskanych podczas spalania w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego ładunków z paliwa o kształcie cylindra z zainhibitowaną boczną powierzchnią zewnętrzną i takich wymiarach, które zapewniały quasi stałe ciśnienie w komorze spalania. Zmianę quasi stałego ciśnienia w komorze spalania uzyskiwano poprzez spalanie ładunków o takim samym kształcie, ale przy stosowaniu dysz różniących się średnicą krytyczną.
    This paper presents the test results for the fundamental ballistic parameter of non-homogeneous solid rocket motors, that is, the linear burning rate and its dependence on pressure. The burning rate was determined in the laboratory rocket motor system on the basis of the recorded characteristic curves p = f(t) obtained during the burning procedure of the propellant cartridges of cylindrical shape with inhibited external lateral surface and the dimensions which provided the quasi constant level in the combustion chamber. The change in the quasi constant pressure in the combustion chamber was obtained by burning the cartridges of the same shape but using nozzles of various critical diameters.
    Źródło:
    Chemik; 2013, 67, 1; 25-32
    0009-2886
    Pojawia się w:
    Chemik
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania właściwości heterogenicznych stałych paliw rakietowych na bazie kauczuku HTPB
    Testing the properties of heterogeneoussolid rocket propellants based on HTPB rubber
    Autorzy:
    Bogusz, R.
    Florczak, B.
    Sałaciński, T.
    Dzik, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235479.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    paliwo rakietowe
    paliwo stałe
    kauczuk HTPB
    szybkość spalania
    silnik rakietowy
    rocket propellant
    solid propellant
    HTPB rubber
    rocket motor
    burning rate
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań wybranych właściwości fizykochemicznych i balistycznych heterogenicznych stałych paliw rakietowych (HSPR) na bazie kauczuku HTPB, chloranu(VII) amonu oraz pyłu aluminiowego różniących się zawartością i rodzajem modyfikatora szybkości spalania (2,2`-bis (etyloferrocenylo) propan (katocen), Fe2O3, Cu2Cr2O5). Badania właściwości balistycznych przeprowadzono w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego (LSR), w którym spalano prostopadłościenne kształtki HSPR pozwalające metodą pośrednią na określenie szybkości spalania w funkcji ciśnienia produktów spalania w komorze LSR.
    This paper presents some results of tests of selected physicochemical and ballistic properties of heterogeneous solid rocket propellants (HSRP) based on HTPB rubber, chlorate(VII) ammonium and aluminium dust with different contents and type of burning rate modifier (2,2`-bis(ethylferrocenyl) propane (catocene), Fe2O3, Cu2Cr2O5). A laboratory rocket motor (LRM) was used for testing ballistic properties of the rectangular slabs of HSR Pin order to assess by an indirect method the burning rate of the HSPR slabs depending on the pressure of combustion products in the LRM chamber.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2016, 45, 137; 111-126
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Stałe paliwa rakietowe z drutami w świetle literatury patentowej
    Rocket solid wired propellants in the light of patent literature
    Autorzy:
    Miszczak, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235227.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    paliwa rakietowe
    paliwa stałe
    druty
    szybkość spalania
    literatura patentowa
    rocket propellant
    solid propellant
    wires
    burning rate
    patent literature
    Opis:
    W artykule przedstawiono rezultaty poszukiwań i analiz zagranicznej literatury patentowej w zakresie ładunków stałych paliw rakietowych spalanych czołowo, z osadzonymi w nich poosiowo drutami oraz sposobów otrzymywania tego rodzaju ładunków. Wprowadzenie do masy paliwa rakietowego drutów o wysokim przewodnictwie cieplnym powoduje kilkukrotny wzrost szybkości spalania. Na przykład, dzięki zastosowaniu drutów wykonanych ze srebra szybkość spalania ładunku paliwa wzrasta nawet 5 krotnie w porównaniu z szybkością spalania samego paliwa rakietowego (bez drutów). W wyniku poszukiwań i analiz publikacji patentowych, wyselekcjonowano kilkanaście opisów patentowych wynalazków z przedmiotowego zakresu, z datą pierwszeństwa z lat 50, 60, 70 i 80 ubiegłego wieku, zgłoszonych w USA, Francji, Wielkiej Brytanii i Japonii. Mimo ponad 60 letniej historii tematyka prezentowana w artykule, jest bardzo rzadko poruszana. Informacje zawarte w znalezionych opisach patentowych powinny zainteresować, zwłaszcza technologów zajmujących się wytwarzaniem ładunków stałych paliw rakietowych oraz konstruktorów silników rakietowych zaelaborowanych takimi paliwami.
    Results of investigations and studies of foreign patent literature on the manufacture of end-burning charges of solid rocket propellants with axially embedded wires are presented in the paper. The introduction of wires, possessing a high thermal conductivity level, into the stuff of rocket propellant makes the burning velocity increase by several times. For example the application of silver wires boosts the propellant burning velocity up to 5 times comparing to the same propellant without the wires. In the result of a research work and studies of patent publications a dozen of patent descriptions of inventions on thesubject scope was selected, with the date of priority,issued in the 50-ties, 60-ties, 70-ties and 80-ties of the former century, applied in the USA, France, Great Britain and Japan. The subject of this paper has been very seldom presented for over 60 years. The data included in the patent descriptions seems to be very interesting, particularly for technologists dealing with manufacture of rocket solid propellant charges and for designers of rocket motors using such propellants.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2016, 45, 137; 41-56
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Prediction of Internal Ballistic Parameters of Solid Propellant Rocket Motors
    Autorzy:
    Terzic, J.
    Zecevic, B.
    Baskarad, M.
    Catovic, A.
    Serdarevic-Kadic, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403510.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    rocket motors
    solid propellant
    burning rate
    internal ballistic performances
    prediction
    losses
    computer program
    Opis:
    A modular computer program named SPPMEF has been developed which isintended for purposes of predicting internal ballistic performances of solid propellantrocket motors. The program consists of the following modules: TCPSP (Calculation of thermo-chemical properties of solid propellants), NOZZLE (Dimensioning of nozzle and estimation of losses in rocket motors), GEOM (This module consists of two parts: a part for dimensioning of the propellant grain and a part for regression of burning surface) and ROCKET (This module provides prediction of an average delivered performance, as well as mass flow, pressure, thrust and impulse as functions of burning time). The program is verified with experimental results obtained from standard ballistic rocket test motors and experimental rocket motors. Analysis of results has shown that the established model enables high accuracy in prediction of solid propellant rocket motors features in cases where influence of combustion gases flow on burning rate is not significant.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 4 (6); 7-26
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-5 z 5

      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