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 "silniki rakietowe" wg kryterium: Wszystkie pola

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-47 z 47
    Tytuł:
    Silniki rakietowe foteli katapultowych samolotów bojowych (analiza rozwiązań konstrukcyjnych)
    Ejection Seat Rocket Motors of Aircrafts : Analysis of Construction
    Autorzy:
    Zygmunt, B.
    Krajewski, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403598.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    mechanika
    fotel katapultowy
    silnik rakietowy
    ciąg rakietowy
    ładunek napędowy
    mechanics
    ejection seat
    rocket motor
    thrust
    propelling charge
    Opis:
    W artykule porównano cechy konstrukcyjne oraz parametry balistyczne silników rakietowych foteli katapultowych współczesnych samolotów bojowych. Autorzy dysponowali danymi z prowadzonych badań własnych oraz zebranymi danymi literaturowymi. Własne badania dotyczą foteli typu KM1M, K-36DM (produkcji rosyjskiej) oraz foteli Mk10 (produkcji brytyjskiej). Dane literaturowe zebrano o fotelu ACES II (USA) oraz VS (produkcji czeskiej). W konkluzji pracy stwierdzono, że fotele o różnorodnej konstrukcji i różnej masie charakteryzują się zbliżonymi parametrami kinematycznymi w trakcie katapultowania, co wynika z uwarunkowań fizjologicznych organizmu pilota poddanego dużym przeciążeniom.
    A comparison of structural features and ballistic parameters of rocket motors of ejection seats has been made for contemporary combat aircrafts. The authors had the data obtained from their own researches and of collected literature data. The own investigations concerned KM1M, K-36D (Russian made), and Mk10 (British made) ejection seats. Literature data of ACES II (US made) and VS (Czech made) and other ejection seats were collected from websites. In conclusion, it has been stated that ejection seats of various constructions and masses are described by similar kinematic parameters of the ejection process, what results from physiological limitations of pilot organism subjected to a high overload.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2014, 5, 3 (17); 69-82
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wytrzymałość rakietowych ładunków napędowych
    The strength of rocket propellant charges
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/234594.pdf
    Data publikacji:
    2005
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    silniki rakietowe
    rocket engines
    Opis:
    W artykule przedstawiono problem wytrzymałości mechanicznej rakietowych ładunków napędowych. Podano obciążenia, na ktore narażony jest ładunek paliwa rakietowego w czasie całego okresu jego eksploatacji tj. od momentu wyprodukowania do chwili spalenia (w locie lub na hamowni) oraz związane z nimi naprężenia. Podano także znane w literaturze zależności, na podstawie których oblicza się naprężenia związane z podstawowymi obciążeniami działającymi na ładunek w okresie pracy silnika rakietowego na torze lotu pocisku rakietowego (rakiety).
    The problem of mechanical strength of rocket propellant charges is presented in the paper. The loads and stresses to which the charge of a rocket propellant is subjected to during its whole service life (starting from the manufacture moment and ending at its burning after launching or being tested on the test bench) are specified. Also a set of formulae known in the literature expressing the relation between the stress and loads existing at the flying trajectory of the rocket motor is included.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2005, R. 34, z. 96; 79-87
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A testing method of propulsion systems on simile micro models
    Autorzy:
    Coman, A.
    Vasile, T.
    Barbu, C.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235921.pdf
    Data publikacji:
    2005
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    silniki rakietowe
    urządzenia napędowe
    rocket engines
    Opis:
    In this paper is presented a testing method of propulsion systems on simile micro models. In order to calculate and design a micro engine simile with a real rocket engine, physical and geometrical relations where deduced. On the base of experimental data measured after testing of simile micro engine, can be establish the ballistic parameters of real rocket engine.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2005, R. 34, z. 94; 21-29
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Projektowanie i badania zespołu dyszy silnika rakietowego na paliwo stałe
    Solid propellant rocket motor nozzle design and test
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235173.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    silniki rakietowe
    dysza silnika rakietowego
    rocket engines
    Opis:
    Artykuł jest kontynuacją rozważań dotyczących zagadnień związanych z projektowaniem silnika napędowego na paliwo stałe pocisku rakietowego [1],[2]. W [1] przedstawiono praktyczną metodę projektowania ładunku napędowego silnika, a w [2] pokazano sposób oceny wytrzymałości komory spalania. Natomiast poniżej podano prosty sposób projektowania kolejnego ważnego elementu silnika tj. zespołu dyszy. Również na przykładzie silnika startowego imitatora celu powietrznego ICP-G [1] pokazano kolejne etapy projektowania (obliczania) dyszy. Przedstawiono także wyniki badań stacjonarnych silnika na hamowni potwierdzające praktyczną przydatność tej metody.
    The paper is a continuation of considerations linked with the designing of a solid propellant rocket motor [1], [2]. A practical designing method for motor propelling charge is presented in [1] and a way for assessment of burning chamber is included in [2]. A simple designing method for the nozzle unit is presented in the hereby paper. Particular stages of nozzle designing process are referred to the example of the starting motor of the aerial target imitator ICP-G [1]. The results of tests carried out on a motor testing bed confirm the suitability of proposed method.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2009, R. 38, z. 111; 141-148
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Korpusy startowych silników rakietowych ze stali o podwyższonej wytrzymałości
    Autorzy:
    Stępień, Jerzy.
    Garbarz, Bogdan.
    Burdek, Marek.
    Marcisz, Jarosław.
    Moskalewicz, Maciej.
    Wójtowicz, Wojciech.
    Materniak, Jan.
    Powiązania:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej 2008, nr 3, s. 306-313
    Data publikacji:
    2008
    Tematy:
    Silniki rakietowe badanie
    Metody badawcze
    Wytrzymałość materiałów
    Opis:
    Rys., tab.; Bibliogr.; Abstr., streszcz.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    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:
    Ocena wytrzymałości komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe
    Evaluation of the solid propellant rocket motor burning chamber resistance
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/234733.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    silniki rakietowe
    komory spalania
    rocket engines
    combustion chamber
    Opis:
    W artykule przedstawiono analizę wytrzymałości mechanicznej komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe. Podano obciążenia na jakie narażona jest komora w czasie pracy silnika rakietowego oraz związane z nimi naprężenia powstające w ściance komory. Przedstawiono zależności na podstawie, ktorych oblicza się te naprężenia. Podano uproszczony sposob sprawdzenia wytrzymałości komory. W oparciu o tę metodę przedstawiono ocenę wytrzymałości komory spalania pocisku rakietowego M-21OF.
    The analysis of mechanical resistance for the solid propellant rocket motor burning chamber is presented in the paper. The loads and stresses the chamber wall has to withstand at the rocket motor operation are described. The formulas to calculate the stresses and a simplified way to check the chamber’s resistance are given. The mentioned tools were used to evaluate the burning chamber resistance of the missile M-21OF.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2006, R. 35, z. 100; 99-107
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Nagrzewanie się ścianek komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe
    Heating of combustion chamber sides of solid propellant rocket motors
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/234803.pdf
    Data publikacji:
    2007
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    gazy spalinowe
    silniki rakietowe
    combustion gases
    rocket engines
    Opis:
    W artykule pokazano mechanizm procesu przekazywania ciepła od gorących gazów spalinowych do ścianki metalowej silnika rakietowego na paliwo stałe, w wyniku którego następuje intensywne nagrzewanie się ścianki. Podano związane z tym zagrożenia dla wytrzymałości elementów silnika. Przedstawiono praktyczny sposób określania rozkładu temperatury na grubości ścianki silnika i określania średniej temperatury ścianki. Umożliwia to uwzględnienie procesu nagrzewania się ścianek silnika rakietowego przy obliczeniach wytrzymałości silnika.
    The problem is heating the sides of rocket motor during which constructor can not disregard is presented in the paper. The lowering mechanical properties are exist in heating effect (most often steel) and forming thermal stresses in the side. Both these phenomena should give consideration to calculation strength of motor. This reduces to definition of temperature distribution on thickness of the side, and first of all to calculation average temperature of the side. Moreover this temperature fined using simple method to uniform side i.e. not covered heat-insulating layer. The equation to calculation of convective hest-transfer coefficient for rocket motor and at these assumptions differential equation describe temperature distribution in the side of combustion chamber depending on time and position of examine point on thickness side are presented in the paper. Solution of this equation for definite of boundary conditions and dependence on this basis of this is defined average temperature of the side also are presented. The calculations of temperature distribution on thickness side of hypothetical rocket motors for illustrated this method are shown.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2007, R. 36, z. 104; 79-85
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Koncepcja zastosowania analizy cyklu życia w ocenie środowiska stałych heterogenicznych paliw rakietowych
    Autorzy:
    Kukfisz, Bożena.
    Powiązania:
    Zeszyty Naukowe SGSP 2018, nr 66, tom 1, s. 63-76
    Współwytwórcy:
    Maranda, Andrzej (1945- ). Autor
    Florczak, Bogdan. Autor
    Data publikacji:
    2018
    Tematy:
    Paliwa
    Silniki rakietowe
    Ochrona środowiska
    Ekologia
    Artykuł z czasopisma naukowego
    Opis:
    Bibliografia na stronach 73-76.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    Artykuł
    Tytuł:
    Badanie wpływu ładunku utleniacza na charakterystyki energetyczne strumienia gazów prochowych silnika rakietowego na paliwo stałe
    Autorzy:
    Pietraszek, Mariusz.
    Powiązania:
    Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych 2013, nr 33, s. 187-201
    Data publikacji:
    2013
    Tematy:
    Silniki rakietowe badanie
    Paliwa rakietowe badanie metody
    Postęp techniczny
    Utlenianie
    Zastosowanie i wykorzystanie
    Opis:
    Rys., tab.
    Bibliogr.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    Artykuł
    Tytuł:
    Investigation of the oxidizer charge impact onto energetic characteristics demonstrated by the stream of gunpowder gas ejected by solid-propellant missile engines
    Autorzy:
    Pietraszek, Mariusz.
    Powiązania:
    Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych 2013, nr 33, s. 203-219
    Data publikacji:
    2013
    Tematy:
    Silniki rakietowe badanie
    Paliwa rakietowe badanie metody
    Postęp techniczny
    Utlenianie
    Zastosowanie i wykorzystanie
    Opis:
    Rys., tab.
    Bibliogr.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    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:
    Zapłon hipergoliczny stabilizowanego nadtlenku wodoru z węglowodorami promowanymi katalitycznie
    The hypergolic ignition of stabilized hydrogen peroxide and catalitically promoted hydrocarbons
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Surmacz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213292.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    silniki rakietowe
    zapłon hipergoliczny stabilizowanego nadtlenku wodoru
    węglowodory promowane katalitycznie
    rocket engines
    hypergolic ignition
    hydrogen peroxide
    hydrocarbons
    liquid propellant
    Opis:
    W artykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania sężonych, stabilizowanych roztworów nadtlenku wodoru (H2O2) w celu wypracowania jak najprostszej oraz skutecznej metody zapłonu węglowodorów ciekłych. Zastosowanie odpowiednio stężonego, stabilizowanego fosforanami, nadtlenku wodoru jako utleniacza (o stężeniu 85% i powyżej) oraz stałego katalizatora jego rozkładu (np. w postaci jego zawiesiny w paliwie) pozwala na uzyskanie samozapłonu spełniającego cechy tzw. zapłonu hipergolicznego (ang. hypergolic). Rzeczywiste układy hipergolowe (np. dwuskładnikowy układ ciekłego paliwa rakietowego oraz utleniacza) ulegają samoczynnemu zapłonowi w chwili, gdy ich składniki ulegną wymieszaniu. Są one jednak dość kłopotliwe w przechowywaniu i transporcie, ale raczej niezawodne w użytkowaniu w silniku rakietowym - gdyż nie wymagają dodatkowych systemów zapłonowych. W określonych warunkach stężony nadtlenek wodoru również może stanowić ciekły utleniacz, który posiada jednocześnie cechy hipergolika w stosunku do odpowiednio spreparowanych paliw weglowodorowych. Jedną z metod wykorzystywaną w tym celu może być dodatek katalizatora do paliwa węglowodorowego w postaci jego drobnokrystalicznej soli. Dalsze prace badawcze wymagane sa w kierunku określenia różnic w zachowaniu się układu przy zastosowaniu HTP (zamiast silnie stabilizowanego H2O2) czy też w warunkach odpowiadających pracy prawdziwego silnika rakietowego.
    The paper presents a simple and effective approach towards receiving the hypergolic ignition of a potential environmentally friendly liquid propellant consisting of stabilized hydrogen peroxide as a oxidizer (with a concentration of 85% or higher) and hydrocarbon fuels for use in rocket engines. Simple tests conducted up to now prove positive effect of relatively small amount of metal salt catalyst in fuels for elicitation of the hypergolic ignition. Such bipropellant formulation may be utilized in a real rocket engine environment - for instance in a pressure-fed liquid propellant rocket engine. However, to establish such technology more tests are needed to perform to find what kind of effects exerts the amount of catalyst and the initial temperature of the fuel on the ignition delay of such hypergolic bipropellants. An experimental program aimed at determining the effects of initial ambient pressure, initial ambient gas properties, and hydrogen peroxide concentration on ignition delay. Results show that ignition delay can be reduced by increasing the hydrogen peroxide concentration. The applicability of traditional vaporization and ignition theories to the ignition of a catalytically promoted fuel with rocket grade hydrogen peroxide are shortly discussed as well. However, the paper emphasizes that there are also many other important issues that must be taken into account, such as the level of stabilizers in the H202 or the difference between the ignition delay times from open cup tests and those from rocket engine static firings.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 173-181
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Symulacje numeryczne pól temperatury w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu z wkładką w przekroju krytycznym wykonaną z różnych materiałów
    Numerical simulations of temperature fields in the uncooled nozzle of a short-range anti-aircraft rocket engine with an insert in the critical section made of various materials
    Autorzy:
    Zieliński, Mateusz.
    Powiązania:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej 2021, nr 1, s. 15-30
    Współwytwórcy:
    Koniorczyk, Piotr. Autor
    Zmywaczyk, Janusz. Autor
    Preiskorn, Marek. Autor
    Wydział Inżynierii Mechanicznej (Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego) oth
    Data publikacji:
    2021
    Tematy:
    Mechanika
    Inżynieria mechaniczna
    Silniki rakietowe
    Pociski rakietowe przeciwlotnicze
    Temperatura
    Artykuł problemowy
    Artykuł z czasopisma naukowego
    Artykuł z czasopisma wojskowego
    Opis:
    W artykule omówiono wpływ wody na działanie filtrów paliwa oraz zaprezentowano nowe materiały filtracyjne, które mogą skuteczniej chronić olej napędowy przed zanieczyszczeniami. Konsekwencją kontaktu paliwa z wodą jest powstawanie substancji blokujących filtry. Aby zapobiec niepożądanym reakcjom chemicznym (proces starzenia się paliw) należy jak najszybciej znormalizować zawartość wody w układzie. Omówiono filtry klasyczne i filtry koalescencyjne używane do separacji wody z oleju napędowego. Przedstawiono nowy materiał filtracyjny z zastosowaniem grafenu. Zwrócono uwagę na zanieczyszczenia mikrobiologiczne w paliwach powstające dzięki obecności bakterii i grzybów. Nowe filtry z materiałów grafenowych wykazują również właściwości bakteriobójcze, dlatego ich zastosowanie do układów paliwowych jest obiecujące.
    Fotografie, ilustracje.
    Bibliografia na stronie 29.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    Artykuł
    Tytuł:
    Wpływ parametrów wytwarzania na właściwości użytkowe korpusów silników rakietowych kalibru 227 mm = The influence of manufacturing parameters on the functional properties of 227 mm rocket engine bodies
    Powiązania:
    Problemy Techniki Uzbrojenia 2019, nr 4, s. 91-103
    Współwytwórcy:
    Burdek, Marek. Autor
    Marcisz, Jarosław. Autor
    Stępień, Jerzy. Autor
    Skowron, Ewelina Autor
    Król, Józef Autor
    Data publikacji:
    2019
    Tematy:
    Silniki rakietowe
    Budowa i konstrukcje
    Materiałoznawstwo
    Tworzywa konstrukcyjne
    Korpus (część urządzenia)
    Artykuł z czasopisma wojskowego
    Artykuł z czasopisma naukowego
    Opis:
    Artykuł przedstawia badania w procesie wytwarzania korpusów silników rakietowych. Oceniono wpływ parametrów technologii produkcji, m.in.: stan materiału przed zgniataniem oraz wielkość odkształcenia zachodzącą w procesie zgniatania. Wskazano właściwości materiału po ulepszaniu cieplnym. Wyniki tych badań mogą wskazywać poprawność w zakresie parametrów ulepszenia cieplnego oraz jego odkształcenia.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    Artykuł
    Tytuł:
    Nowe biopaliwa syntetyczne (II generacji) do zastosowania w silnikach turboodrzutowych oraz rakietowych silnikach na paliwo ciekłe
    A novel synthetic biofuels (II generation) for the JET engines and liquid rocked engines
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213395.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    biopaliwa syntetyczne (II generacji)
    silniki turboodrzutowe
    silniki rakietowe na paliwo ciekłe
    zastosowania
    synthetic biofuels (II generation)
    jet engines
    liquid rocket engines
    Opis:
    W artykule zwrócono uwagę na wykorzystanie nowych, syntetycznych biopaliw (II generacji) do zastosowania w turbinowych silnikach lotniczych oraz rakietowych silnikach na paliwo ciekłe. Zaznaczono, że alternatywą dla współczęśnie stosowanych paliw węglowodorowych w lotnictwie oraz technice rakietowej, pochodzących z przeróbki ropy naftowej, są właśnie paliwa syntetyczne opisanego typu. Dowodzi tego choćby zaangażowanie krajów tak wysokorozwiniętych jak Stany Zjednoczone, które zainwestowały znaczne fundusze w programy badawczo-rozwojowe szukania nowych paliw alternatywnych. USA są także pierwszym krajem na świecie, który rozpoczął regularną produkcję biopaliwa drugiej generacji do zastosowania w turbinowych silnikach lotniczych. Paliwo to spełnia wymogi międzynarodowych standardów ASTM (Bio-SPK, Synthetic Paraffinic Kerosene).
    A novel technology, based on UOP's process (now commercially available, as Synthetic Paraffinic Kerosene - SPK) for green Jet fuel production has been presented. Such biofuels are known as II generation and can be made from sustainable sources of bio-derived oils. Can also be used in commercial jet aircrafts. It has been showed that main parameters of the new kind of biofuels are as high as those for the traditional jet fuel (Jet A or Jet A-1). The general mechanism for the hydrocracking decomposition of a vegetable oil triglyceride has been presented as well as the perspectives for the further development.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 3 (198); 138-143
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Rozwój ekologicznych silników rakietowych na ciekłe materiały pędne
    Development of liquid green propellant rocket engines
    Autorzy:
    Florczuk, W.
    Kublik, D.
    Sobczak, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213749.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    ekologiczne materiały pędne
    ADN
    HAN
    HNF
    HTP
    silniki rakietowe na ciekły materiał pędny
    impuls właściwy
    green propellants
    liquid rocket engines
    specific impulse
    Opis:
    W artykule zawarto zestawienie i omówienie ekologicznych materiałów pędnych będących obecnie tematem najliczniejszych publikacji w zakresie badań nad ciekłymi rakietowymi materiałami pędnymi stanowiącymi realną alternatywę dla obecnie stosowanych mieszanin typu MMH/MON, UDMH/NTO, czy hydrazyna. Należą do nich ADN, HAN, HNF oraz HTP. Dodatkowo, przedstawione zostały programy badań kosmicznych, gdzie jako źródło napędu platform satelitarnych zastosowanie znalazły opisane ekologiczne materiały pędne. Przedstawiono również wyzwania stojące przed konstruktorami pracującymi nad silnikami na ciekłe materiały pędne, a także trendy dotyczące ich przyszłych zastosowań.
    This article contains the survey of the non-toxic, environment friendly and low cost, green propellants being intensively investigated by the space propulsion communities. These propellants represent compounds with the highest potential to be used as an alternatives for the mixture of MMH/MON, UDMH/NTO or hydrazine in monopropellant propulsion. They include ADN, HAN, HNF and HTP. Additionally, the newest space missions with the utilization of the green propellants in their ACS (Attitude Control Systems) were described. The new challenges for the design and determination of the current trends in the field of development of the liquid rocket engines are also included.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 62-72
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analiza wymiany ciepła oscylującej płytki w ośrodku amoniaku jako nowej koncepcji wymiennika ciepła w elektrycznych silnikach rakietowych
    Analysis of the oscillating plate heat exchanger at the ammonia environment as a new concept of heat exchanger for the electric rocket engine
    Autorzy:
    Florczuk, W.
    Kobiera, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213269.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    silniki rakietowe
    elektrotermiczny napęd rakietowy
    wymiennik ciepła z oscylującym elementem grzewczym
    rocket engines
    new concept heat exchanger
    oscilating plate heat exchanger
    Opis:
    Elektrotermiczny napęd rakietowy ze względu na prostotę swego działania i konstrukcji jest atrakcyjnym rozwiązaniem dla inżynierów projektujących systemy kontroli położenia satelitów. Ciagłe poszukiwanie nowych rozwiązań oraz stosowanie nowych materiałów konstrukcyjnych znacząco podniosły sprawność obecnych silników rakietowych, w tym elektryczno-termicznych typu "Resistojet" . Nowym rozwiązaniem proponowanym w tego typu napędach jest wymiennik ciepła z oscylującym elementern grzewczym. Dzięki temu termiczna warstwa przyścienna Charakteryzująca się znacznie większą temperaturą niż temperatura przepływającego ośrodka, powstająca na płytce jako elemencie grzewczym, odrywa się, a następnie miesza z pozostałą częścią płynu ogrzewając ją. Wykazano, że istnieje granica częstotliwości oscylacji, która w sposób znaczący poprawia efektywność grzania czynnika roboczego. Badania wykonano w ramach projektu ESA PECS 98104 Gas Resistojet Thruster for Medium Size Satellite Attitude Control.
    Electric rocket propulsion belong to the group of rocket engines which use thermal energy converted from electric. This energy conversion is crucial problem for this kind of rocket engines. The electric rocket engines are divided by methods of energy conversion and in this work is presented solution for resistance rocket engines called "resistojet". Resistojets are mostly used as a propulsion for attitude control system of satellite platforms because their simplicity, relative high specific impulse and long work-time duration ability. Recently development of new solutions and new materials have significantly increased the efficiency of energy conversion and decreased losses of thermal energy in resistojets. New solution proposed to the resistojets is heat exchanger with flat plate. The phenomena of thermal boundary layer created on surface of plate is additional intensify by high frequency oscillating. Because of dynamic move the boundary layer is broken and mixed in downstream flow. Mixed fluid increase own temperature and enthalpy that is converted to high velocity in the supersonic nozzle. In this work was shown that there is limitation of frequency oscillation of flat plate to enhance thermal process to heating fluid. This work was done as a part of project "ESA PECS 98104 Gas Resistojet Thruster for Medium Size Satellite Attitude Control".
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 89-101
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Określanie średniej prędkości spalania stałych paliw rakietowych w świetle dokumentów standaryzacyjnych NATO
    Determination of average burning rate of solid rocket propellants according to NATO standardization documents
    Autorzy:
    Miszczak, M.
    Gryka, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235306.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    dokumenty standaryzacyjne NATO
    stałe paliwa rakietowe
    spalanie
    średnia prędkość spalania
    silniki rakietowe
    NATO standardization documents
    solid rocket propellants
    average burning rate
    subscale rocket motors
    Opis:
    W artykule przeprowadzono analizę dokumentów standaryzacyjnych NATO zawierających opis stanowisk badawczych, których podstawowym składnikiem były silniki rakietowe na paliwo stałe, wykonane w zmniejszonej skali oraz opisu metod pomiaru średniej szybkości spalania paliw rakietowych za pomocą tego rodzaju silników. Pomiar prędkości spalania wymaga znajomości przebiegu krzywej ciśnienia produktów spalania ładunku paliwa rakietowego w funkcji czasu pracy silnika rakietowego oraz znajomości grubości warstwy palnej ładunku paliwa rakietowego, odpowiadającej długości drogi, którą strefa spalania ma do przebycia. Analizowanymi dokumentami standaryzacyjnymi Publikacji Sojuszniczych NATO wprowadzonych przez porozumienia standaryzacyjne STANAG 4672 Ed. 1 dotyczące środków bojowych są AOP-57 Ed 1 oraz AOP-58 ED.1. Dokumenty te zostały wydane w 2010 r.
    The paper includes an analysis of NATO standardization documents describing test stands consisting of subscale solid rocket propellant motors as main components and also describing test methods on measurement the average burning rate of rocket propellants by such type of motors. All burning rate measurements require the time pressure curve of propellant combustion products during operation of the rocket motor to be known both with the thickness of a combustion zone of rocket propellant charge corresponding to the distance the combustion zone has to move. The analyzed NATO Allied Publication standardization documents concerning ordnance were introduced by Standardization Agreement (STANAG) 4672 Ed.1 are Allied Ordnance Publications AOP-57 Ed.1 and AOP-58 Ed.1. These documents were issued in 2010.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2014, 43, 132; 81-87
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Projekt silnika rakietowego na ekologiczne ciekłe materiały pędne
    Autorzy:
    Okniński, A.
    Bartkowiak, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212385.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    silniki rakietowe
    napędy satelitarne
    ekologiczne napędy
    nadtlenek wodoru
    rozkład katalityczny
    węglowodory
    rocket propulsion
    rocket engines
    green propulsion
    hydrogen peroxide
    bipropellant thrusters
    apogee engine
    catalytic decomposition
    Opis:
    Praca przedstawia projekt rozwoju ekologicznego silnika rakietowego wykorzystującego wysoko stężony nadtlenek wodoru jako utleniacz i węglowodory jako paliwo. Projekt realizowany w ramach prac statutowych Instytutu Lotnictwa ma na celu budowę i przetestowanie jednostki napędowej umożliwiającej transfer satelitów telekomunikacyjnych z niskiej na geostacjonarną orbitę ziemską. Przedstawiono układ konstrukcyjny silnika wraz z opisem jego kluczowych elementów. W pracy zawarto również uproszczoną metodologię rozwoju projektu wraz z przykładowymi wynikami obliczeń. Projekt pozwolił na budowę i wstępne przetestowanie zaproponowanego silnika rakietowego, pozytywnie weryfikując postawione założenia. Obecnie trwają prace nad kolejną wersją tego typu jednostki napędowej, przystosowanej do realizacji badań laboratoryjnych.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 73-81
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badanie quasi hipergolicznego zapłonu paliw węglowodorowych z nadtlenkiem wodoru klasy HTP
    Research of the quasi-hypergolic ignition of the hydrocarbon fuels in the highly concentrated hydrogen perixide of HTP class
    Autorzy:
    Florczuk, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213091.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    samozapłon
    nadtlenek wodoru
    czas opóźnienia samozapłonu
    samozapłonowe ekologiczne materiały pędne
    silniki rakietowe
    autoignition
    hydrogen peroxide
    auto ignition delay time
    hypergolic green propellants
    rocket engines
    Opis:
    Artykuł ten przedstawia omówienie obecnie badanych mieszanin hipergolicznych typu „green”, będących potencjalną alternatywą dla układów złożonych z hydrazyny i jej pochodnych w połączeniu z utleniaczami typu N2O4, WFNA, czy RFNA. Przedstawione wyniki badań wykazują, że większość związków chemicznych posiadające cechy samozapłonowe z nadtlenkiem wodoru klasy HTP charakteryzuje się czasem opóźnienia samozapłonu w przedziale od 10-30 ms, a niektóre z nich nawet 9 ms. W artykule zawarto również opis metod badawczych określania czasu opóźnienia samozapłonu mieszanin hipergolicznych. Dodatkowo przedstawiono opis stanowiska badawczego wykonanego w ramach projektu PULCHER z FP7 SPACE.
    This article describes the survey of the presently tested green hypergolic propellants that could be used as an alternatives for highly toxic mixtures such as hydrazine and its methyl derivatives with NTO, WFNA or RFNA. Presented research results clearly demonstrate that the autoignition delays for most of them being hypergolic with HTP(High Test Peroxide) are in the range of 10-30ms. Some of these propellants promoted with hydride compounds of light transition metals exhibit AID on the level of 9 ms. In the comparison to the MMH/NTO with AID equal to 3 ms the new hypergolic green propellants seems very attractive with their performances for the new space applications. Description of the methods to test hypergolic propellants are also included. Additionally the test stand designed and manufactured in the frame of project PULCHER FP7 SPACE is demonstrated.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 41-50
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wspomnienie prof. Stefana Szczecińskiego
    Autorzy:
    Balicki, W.
    Chachurski, R.
    Głowacki, P.
    Szczeciński, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213086.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    nauczyciel akademicki WAT
    Katedra Silników Lotniczych WAT
    Zakład Napędów Lotniczych Instytutu Lotnictwa
    silniki lotnicze turbinowe i rakietowe
    współkonstruktor odpalaczy powietrza wlotowego śmigłowców Mi-2 i W-3 "Sokół"
    Opis:
    Profesor Stefan Szczeciński był wybitnym specjalistą w dziedzinie napędów lotniczych. W ciągu pracy zawodowej zajmował się silnikami spalinowymi: tłokowymi lotniczymi i trakcyjnymi oraz lotniczymi turbinowymi i rakietowymi. Był autorem i współautorem ponad 470 publikacji naukowych i technicznych, 28 pozycji książkowych, w tym koordynatorem i współautorem wydanej w latach 80-tych 9-tomowej serii pod ogólnym tytułem Napędy Lotnicze, stanowiącej podstawowe źródło informacji 0 silnikach lotniczych we wszystkich polskich uczelniach technicznych, a także dwutomowej monografii Lotnicze silniki turbinowe - konstrukcja - eksploatacja - diagnostyka wydanej w latach 2010-2012 w Instytucie Lotnictwa. Jedna z pierwszych Jego książek Lotnicze silniki turbinowe, konstrukcja i eksploatacja (1965) została w 1969 roku wydana (po przetłumaczeniu) na zlecenie NASA. Koordynował prace nad 3- tomowym podręcznikiem akademickim Lotnicze zespoły napędowe, przeznaczonym przede wszystkim dla studentów WAT, ale także dla innych uczelni prowadzących studia o specjalnościach lotniczych.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 318-320
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Demonstrators for insensitive tactical rocket motors
    Autorzy:
    Coleno, Raymond.
    Powiązania:
    Problemy Techniki Uzbrojenia 2002, nr 2, s. 7-16
    Data publikacji:
    2002
    Tematy:
    Pociski rakietowe taktyczne materiały konferencyjne
    Silniki rakiet taktycznych materiały konferencyjne
    Opis:
    XI Konferencja Naukowo-Techniczna "Problemy rozwoju produkcji i eksploatacji techniki uzbrojenia".
    Rys., tab.; Bibliogr.; Abstr.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    Artykuł
    Tytuł:
    Raytheon Technologies – od aktywności biznesowej do prospołecznej
    Autorzy:
    Cielma, Mariusz.
    Powiązania:
    Nowa Technika Wojskowa 2021, nr 1, s. 38-39
    Data publikacji:
    2021
    Tematy:
    Raytheon Technologies Corporation
    Przemysł zbrojeniowy
    Pociski rakietowe
    Silniki lotnicze
    Kooperacja przemysłowa
    Artykuł z czasopisma wojskowego
    Artykuł z czasopisma fachowego
    Opis:
    Artykuł dotyczy działalności amerykańskiego koncernu lotniczego Raytheon Technologies. Firma powstała w 2020 roku z połączenia Raytheon Corporation i United Technologies. Najbardziej znane produkty koncernu to systemy Patriot, pociski rakietowe AIM-9X i AIM-120 AMRAAM, pociski przeciwpancerne Javelin, amunicja precyzyjna Excalibur oraz silniki lotnicze Pratt & Whitney. Firma jest obecna także w Polsce. Autor przedstawia przykłady kooperacji koncernu z polskim przemysłem zbrojeniowym. Należy do nich produkcja systemów Patriot oraz silników lotniczych do F-16 i F-35. Rayteheon Technologies prowadzi także działalność prospołeczną. Działania te to wsparcie weteranów i rodzin żołnierzy poległych na misjach oraz popularyzacja nauk ścisłych, inżynierii i matematyki.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    Artykuł
    Tytuł:
    Raytheon Technologies w Polsce
    Autorzy:
    Głowacki, Bartosz (lotnictwo).
    Powiązania:
    Raport. Wojsko - Technika - Obronność 2021, nr 1, s. 12-15
    Data publikacji:
    2021
    Tematy:
    Raytheon Technologies Corporation
    United Technologies Corporation
    Przemysł zbrojeniowy
    Kooperacja przemysłowa
    Lotnictwo wojskowe
    Silniki lotnicze
    Patriot (system)
    Pociski rakietowe
    Artykuł z czasopisma fachowego
    Artykuł z czasopisma wojskowego
    Opis:
    Artykuł dotyczy Raytheon Technologies, przedsiębiorstwa powstałego z połączenia dwóch liderów przemysłu zbrojeniowego i lotniczego – Raytheon i United Technologies Corp. Firma zadebiutowała na polskim rynku wiosną 2020 roku. Opisano działalność czterech kluczowych segmentów projektowo-produkcyjnych przedsiębiorstwa oraz obecne i przyszłe obszary współpracy w Polsce.
    Dostawca treści:
    Bibliografia CBW
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-47 z 47

      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