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 1-13 z 13
    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:
    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:
    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:
    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:
    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:
    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 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:
    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:
    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:
    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 1-13 z 13

      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