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 1-4 z 4
    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:
    Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego paliwa dla dwuzakresowego silnika rakietowego
    Studies on Modification of Formulations of Composite Solid Propellant for Dual Thrust Rocket Motor
    Autorzy:
    Florczak, B.
    Cholewiak, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403420.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    stałe heterogeniczne
    paliwo rakietowe
    dwuzakresowy silnik rakietowy
    materiał wysokoenergetyczny
    composite solid propellant
    dual thrust rocket motor
    high energetic material
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki z badań zmodyfikowanych ładunków napędowych dla dwuzakresowego silnika rakietowego. Modyfikacja polegała na optymalizacji składu heterogenicznego paliwa rakietowego na bazie nadchloranu amonu jako utleniacza i lepiszcza na bazie ciekłego kauczuku PBAN z dodatkiem Al. W rezultacie otrzymano paliwo z lepszymi parametrami energetycznymi w porównaniu do paliwa odniesienia.
    This paper presents the results of investigations of modified composite solid propellant charges for the dual made rocket motor. The modification has been done by selection of composition of the heterogeneous solid propellant made on the base of ammonium perchlorate as an oxidizer and the binder on the base of liquid rubber PBAN. As a result of modifications it was obtained the composite solid rocket propellant of better energetic and ballistic properties in comparison with the reference composite propellant.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 2 (4); 43-50
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    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:
    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
      Wyświetlanie 1-4 z 4

      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