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 "rocket propellant" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 19
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:
Nadtlenek wodoru 98% klasy HTP - alternatywa dla hydrazyny
Hydrogen peroxide 98% HTP-class - an alternative for hydrazine
Autorzy:
Rarata, G.
Surmacz, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213861.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
nadtlenek wodoru
hydrazyna
rakietowe materiały pędne
hydrogen peroxide
hydrazine
rocket propellant
Opis:
Wartykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania nadtlenku wodoru (H2O2) klasy HTP (do zastosowań napędowych – tzw. „High Test Peroxide” lub też „Rocket Grade Hydrogen Peroxide”) jako atrakcyjnej alternatywy dla obecnie stosowanych materiałów pędnych na platformach satelitarnych. Najpowszechniejszymi materiałami pędnymi aktualnie wykorzystywanymi jako napędy kosmiczne w satelitach są hydrazyna i jej pochodne (paliwa) oraz czterotlenek dwuazotu (utleniacz). Są to substancje odznaczające się bardzo wysoką toksycznością oraz korozyjnością. Zwłaszcza stosowanie hydrazyny poddawane jest coraz ostrzejszym restrykcjom w Europie (Rozporządzenie Parlamentu Europejskiego w sprawie rejestracji, oceny, udzielania zezwoleń i stosowanych ograniczeń w zakresie chemikaliów – REACH). Rosnące trudności formalne związane z użytkowaniem hydrazyny oraz relatywnie wysokie koszty zabezpieczeń dla personelu naziemnego, sprawią, że sektor napędów satelitarnych intensywnie poszukuje odpowiednich zamienników tej substancji. Ocenia się, że nadtlenek wodoru klasy HTP o stężeniu 98% jest jednym z najpoważniejszych kandydatów do tego, aby ją skutecznie zastąpić. Nadtlenek wodoru klasy HTP jest silnym ciekłym utleniaczem i jednocześnie, relatywnie najbezpieczniejszym, rakietowym jednoskładnikowym materiałem pędnym. Niestety, obecnie substancja ta, zwłaszcza wmniejszych ilościach, jest praktycznie niedostępna na rynku europejskim. Skutkiem tego ośrodki akademickie oraz jednostki naukowo-badawcze, które wykazują zainteresowane są badaniami z wykorzystaniem HTP, nie są w stanie nabyć nawet niewielkich ilości HTP w rozsądnej cenie. Dlatego też w Instytucie Lotnictwa opracowano technologię uzyskiwania laboratoryjnych do technicznych ilości względnie taniego nadtlenku wodoru o stężeniu powyżej 80% (nawet 98%+) oraz odpowiednio wysokiej czystości.
The paper presents modern approach as well as the potential of “novel” chemical “green” rocket propellant for satellite applications known as hydrogen peroxide of HTP class. The technology of obtaining the substance has been fully developed at IoA. However, the compound already is under experimental research for its practical utilisation within space propulsion applications. This liquid rocket propellant may be successfully used in thrusters and engines in RCS’s. What more, recently has become promising alternative for utilised so far toxic propellants. The novel (in terms of its quality and renewed interest) high-energy liquid green propellant called HTP is 98% aqua solution of hydrogen peroxide (High Test Peroxide). It does not suffer from the disadvantages typical for currently used rocket propellants and is now being extensively tested in many other space propulsion research centres around the world. The paper also presents the potential connected to the use of 98% HTP, also with comparison to the other liquid currently commonly used and very toxic propellant - hydrazine. Additionally, the authors try to prove that 98% HTP enables, due to low costs, the extensive research for alternative “green” propulsion systems may not always have to be done by the relevant industry itself but also by academia, research institutes and smaller private companies.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 25-33
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych samolotów bojowych
Ballistic parameters of propelling charges for aircraft ejection seats
Autorzy:
Zygmunt, B.
Motyl, K.
Surma, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/211046.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
fotel katapultowy
silnik rakietowy
ładunki napędowe
ejection seat
rocket engine
solid rocket propellant charge
Opis:
Samoloty bojowe wyposażone są w fotele katapultowe, stanowiące główny element systemu bezpieczeństwa załogi. Silnik rakietowy fotela służy do szybkiej ewakuacji pilota z uszkodzonego samolotu. Prochowe ładunki napędowe charakteryzują się ściśle określonymi parametrami balistycznymi w szerokim zakresie temperatury. Autorzy przedstawili wyniki badań balistycznych ładunków napędowych, stosowanych w fotelach katapultowych czołowych firm światowych. Ładunki napędowe do badań wyprodukowano w kraju według polskiej technologii.
The ballistic parameters of propellant charges for rocket motors of ejection seats for different aircrafts are described. Some of charges have been modernized to improve their characteristics. Diagrams of pressure in ballistic chamber and thrust vs. time at wide range of temperatures for the tested and modernized charges were analyzed. Results of the work were positive and have been implemented to the practice. The work has been done on the order of the foreign customer. The proposal of the solution for the Polish Air Force was formulated.
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2008, 57, 3; 97-109
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
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:
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 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:
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:
Badania właściwości reologicznych zawiesiny heterogenicznego paliwa rakietowego na bazie kauczuku HTPB
Studies of rheological properties of suspension of heterogeneous rocket propellant based on HTPB rubber
Autorzy:
Florczak, B.
Bednarczyk, E.
Maranda, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/142773.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Przemysłu Chemicznego. Zakład Wydawniczy CHEMPRESS-SITPChem
Tematy:
zawiesina heterogenicznego paliwa rakietowego
właściwości reologiczne
lepkość zawiesiny
suspension of heterogeneous rocket propellant
rheological properties
suspension viscosity
Opis:
W pracy przedstawiono wyniki z badań właściwości reologicznych heterogenicznego paliwa rakietowego na bazie kauczuku butadienowego z grupami hydroksylowymi (HTPB – R45M), chloranie(VII) amonu i pyle aluminiowym zawierającymi także dodatki, tj. zależności lepkości pozornej zawiesiny paliwa od czasu, temperatury i szybkości ścinania, jak również określono parametry termodynamiczne badanej zawiesiny: energię aktywacji (Ea), entalpię (ΔH*) oraz entropię (ΔS*),a także czas przydatności technologicznej badanej zawiesiny paliwa. W wyniku przeprowadzonych badań stwierdzono, że reakcja sieciowania badanej zawiesiny paliwa jest słabo zależna od czasu, a czas technologicznej przydatności zawiesiny paliwa jest dość długi i wynosi 4,4 h. Określono również temperaturę (303 K), w której praktycznie zamrożony jest proces reakcji utwardzania zawiesiny paliwa.
The paper presents the results of rheological measurements of heterogeneous rocket propellant based on hydroxyl-terminated polybutadiene rubber (HTPB – R45M), ammonium chlorate and aluminium dust containing also additives. The measurements involved determination of relationship between apparent viscosity of propellant suspension and time, temperature and shear rate, as well as determination of thermodynamic parameters of the studied suspension such as activation energy (Ea), enthalpy (ΔH*) and entropy (ΔS*), as well as usefulness time for processing of the studied propellant suspension. The carried out studies have shown that cross-linking reaction of the studied propellant suspension is weakly time-dependent, while the usefulness time for processing of the propellant suspension is quite long (4.4 h). Moreover, the temperature (303 K), where the process of propellant suspension hardening is almost completely stopped.
Źródło:
Chemik; 2015, 69, 3; 136-145
0009-2886
Pojawia się w:
Chemik
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:
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:
Nowa metoda ciągłego pomiaru szybkości palenia stałego paliwa rakietowego za pomocą kamery termowizyjnej
A new method for continuous measurements of solid rocket propellant burning rate with use of IR camera
Autorzy:
Miszczak, M.
Panas, A. J.
Świderski, W.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/157643.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
Tematy:
stałe paliwo rakietowe
kamera termowizyjna
grafit pirolityczny
własności anizotropowe
modelowanie numeryczne
solid rocket propellant
IR camera
pyrographite
anisotropy properties
numerical modeling
Opis:
W pracy zaprezentowano możliwości wykorzystania anizotro-powych właściwości grafitu pirolitycznego do pomiaru nową metodą liniowej szybkości palenia stałych paliw rakietowych. Przedstawiono wyniki porównawczych badań doświadczalnych spalania stałego paliwa rakietowego w tulei z grafitu pirolitycznego i miedzi, które zostały potwierdzone modelowaniem numerycznym. Podstawową zaletę proponowanej metody należy upatrywać w stworzeniu możliwości ciągłej obserwacji procesu palenia tego rodzaju materiałów.
In this paper there is presented a new method for continuous burning rate measurement of cylindrical grain of solid, homoge-neous propellant whose main components are nitrocellulose and nitroglycerine. The propellant was initiated to burn from one side (end burning propellant) by a CO2 laser beam. The propellant grain was situated in the tube made from pyrolytic graphite (pyrographite). The rocket propellant burning rate was determined on a basis of recording the burning front/zone movement on the pyrographite tube external surface by an IR camera. The continuous recording of the burning front/zone was possible thanks to application of unique, very high anisotropy of heat conductivity in pyrographite in its crystallographic perpendicular directions i.e. along crystallographic plane - the plane of deposition of hexagonal graphite crystallographic net and along crystallographic axis being vertical to the above plane. The continuous recording of the burning front displacement was also possible due to direct contact of the propellant grain side surface to the internal cylindrical surface of the pyrographite tube possessing higher coefficient of heat transfer along its radius than to longtitudal axis direction. Suitability of pyrographite for measurements of solid rocket propellant burning rate was shown by comparing application of tubes of anisotropic and isotropic properties of heat conductivity, i.e. made from pyro-graphite and copper, respectively. The results of comparative experimental investigations by burning the solid rocket propellant grains inserted in pyrographite and copper tubes were confirmed by the results of numerical modeling. The main advantage of the presented method is possibility of continuous thermal observation of burning process of the above mentioned materials.
Źródło:
Pomiary Automatyka Kontrola; 2009, R. 55, nr 11, 11; 950-953
0032-4140
Pojawia się w:
Pomiary Automatyka Kontrola
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Metody i wyniki badań materiałów konstrukcyjnych komór spalania po wieloletniej eksploatacji
Methods and results of tests on burning chambers materials after long-term storage
Autorzy:
Łukaszewicz, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235528.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
silniki rakietowe na paliwo stałe
badania ultradźwiękowe
badania materiałowe
propellant rocket engines
ultrasonic testing
material investigations
Opis:
W artykule przedstawiono metody i wybrane wyniki badań materiałów konstrukcyjnych komór spalania silników rakietowych na paliwo stałe stosowanych w rakietach przeciwlotniczych. Opisano badania metodą wizualną, pamięci magnetycznej metalu, ultradźwiękową, endoskopową oraz badania materiałowe. Badaniom poddano materiał konstrukcyjny komory spalania, pokrycia lakiernicze zewnętrzne, materiał wkładki termoizolacyjnej i jej przyleganie do stalowego korpusu komory oraz pokrycie lakiernicze warstwy termoizolacyjnej. Omówione zostały metody badań, wykorzystane przyrządy i aparatura badawcza, warunki przeprowadzania badań oraz uzyskane rezultaty. Zaprezentowane przedsięwzięcia badawcze są jednym z elementów badań wykorzystywanych podczas procesu prognozowania okresu eksploatacji ww rakiet. Mają one na celu umożliwienie bezpiecznej eksploatacji rakiet przeciwlotniczych, po przekroczeniu okresu eksploatacji gwarantowanego przez producenta.
Methods and some results of tests on design materials of the burning chambers of solid propellant rocket motors used in antiaircraft missiles are presented in the paper. Such methods of visual inspection as metal magnetic memory, ultrasound, endoscope inspection and material structural tests are described. The design material of burning chamber, covering paintings, thermal isolating insert with its painted coating and its adherence to the steel chamber’s structure are also described. Testing methods and instruments and conditions and some results are presented. Presented tests are part of the testing system that is dedicated to develop a service life time prognosis for these missiles. It is aimed to provide safe service of antiaircraft missiles when their service life time passes the period of time warranted by a manufacturer.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2008, R. 37, z. 106; 99-123
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:
Właściwości, otrzymywanie oraz zastosowanie nadtlenku wodoru 98%+ klasy HTP
Properties, preparation and applications of hydrogen peroxide of 98%+ HTP class
Autorzy:
Florczuk, W.
Rarata, G.
Rokicka, K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213773.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
nadtlenek wodoru
HTP
utleniacz rakietowy
materiał pędny
hydrogen peroxide
rocket oxidiser
propellant
Opis:
Przedstawiono podstawowe, a zarazem dość unikalne, właściwości stężonych roztworów nadtlenku wodoru klasy HTP (High Test Peroxide). Pokazano rownież zarys historyczny oraz możliwości zastosowania tego związku chemicznego w napędach wraz z uwzględnieniem aktualnych tendencji rozwojowych silników rakietowych wykorzystujących nadtlenek wodoru klasy HTP. Zwrócono także uwagę na możliwość wykorzystania dostępnych w Polsce 60%, chemicznie czystych, roztworów nadtlenku wodoru w celu otrzymania roztworów klasy HTP. Dodatkowo, opisano również proces preparatyki nadtlenku wodoru opracowany w Laboratorium Materiałów Pędnych będącego częścią Zakładu Technologii Kosmicznych Instytutu Lotnictwa. Wykazano także konkurencyjność w zakresie jakości oraz kosztów związanych z preparatyką własnego HTP w Instytucie Lotnictwa, w stosunku do aktualnie komercyjnie dostępnego w Europie.
The paper presents potentially "novel" and "green" rocket chemical propellant known as hydrogen peroxide of HTP class. The laboratory technology of obtaining the substance has been developed at IoA. However, the compound already is under extensive experimental research for its practical utilisation within the space propulsion applications. This liquid rocket propellant may be successfully used in various rocket engines. What more, recently has become promising alternative for utilised so far toxic propellants. The novel (in terms of its quality and renewed interest) high-energy liquid green propellant called HTP is 98%+ aqua solution of hydrogen peroxide of high purity (High Test Peroxide). It does not suffer from the disadvantages of typically used rocket propellants. The paper also presents the authors1 work in the field of HTP utilisation within the relevant industry.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 215-226
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 19

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