Wszystkie pola: solid propellant - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

Tytuł:: Modelling and Verification of Solid Propellant Rocket Motor Operation
Autorzy:: Zygmunt, B.
Surma, Z.
Leciejewski, Z.
Motyl, K.
Rasztabiga, T.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/358193.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:: modelling of rocket motor operation
ballistic parameters
experimental verification
Opis:: This paper presents a mathematical-physical model of phenomena occurring in the combustion chamber of a new solid propellant rocket motor. Due to the fact that the geometrical shape of the propellant grain has already been elaborated, the proposal for the modelling of combustion gas generation is a novelty. To solve the system of equations associated with the mathematical model, a computer programme in Turbo Pascal 7.0 was developed. For the solution of ordinary first-order differential equations, the fourth-order Runge-Kutta numerical method was applied. The main results of the completed simulations, i.e. changes in gas pressure, p, in the combustion chamber, and the rocket motor thrust, R, as a function of time, t, of motor operation, are shown graphically. Experimental verification of the parameters of the designed motor shows good agreement with the numerically calculated parameters.
Źródło:: Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 4; 944-956
1733-7178
Pojawia się w:: Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: Prediction of Internal Ballistic Parameters of Solid Propellant Rocket Motors
Autorzy:: Terzic, J.
Zecevic, B.
Baskarad, M.
Catovic, A.
Serdarevic-Kadic, S.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/403510.pdf
Data publikacji:: 2011
Wydawca:: Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:: rocket motors
solid propellant
burning rate
internal ballistic performances
prediction
losses
computer program
Opis:: A modular computer program named SPPMEF has been developed which isintended for purposes of predicting internal ballistic performances of solid propellantrocket motors. The program consists of the following modules: TCPSP (Calculation of thermo-chemical properties of solid propellants), NOZZLE (Dimensioning of nozzle and estimation of losses in rocket motors), GEOM (This module consists of two parts: a part for dimensioning of the propellant grain and a part for regression of burning surface) and ROCKET (This module provides prediction of an average delivered performance, as well as mass flow, pressure, thrust and impulse as functions of burning time). The program is verified with experimental results obtained from standard ballistic rocket test motors and experimental rocket motors. Analysis of results has shown that the established model enables high accuracy in prediction of solid propellant rocket motors features in cases where influence of combustion gases flow on burning rate is not significant.
Źródło:: Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 4 (6); 7-26
2081-5891
Pojawia się w:: Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: Regularities of Spheroidization of HMX Extracted from Solid Propellant Disposal Products
Autorzy:: Cheltonov, Maksym
Zakusylo, Roman
Ustymenko, Ievhen
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/1062839.pdf
Data publikacji:: 2020
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:: solid propellant
octogen
spheroidization
dimethyl sulfoxide
Opis:: Nitramines of high quality for manufacturing high-energy composites, such as oсtogen (HMX) and hexogen, have received much attention by researchers worldwide. Mixed formulations containing fillers in the form of spheroidal dispersed particles of explosives are homogenized at lower energy consumption. They are characterized by stable rheological characteristics, which guarantee the quality of the products obtained on the basis thereof. Methods for obtaining spherical nitramine particles by means of ultrasonic and hydromechanical rounding using commercial HMX were evaluated. It was found that under similar conditions, rounding by the hydromechanical process in a vortex device is more efficient and less energy-consuming than that of the ultrasonic method. It was confirmed that spheroidization of commercial HMX in an aqueous dimethyl sulfoxide (DMSO) medium by hydromechanical rounding occurs due to erosion of crystals of large size (70 μm or more). Based on the experimental results with spheroidization of commercial nitramine, the mass fraction content below 50 μm versus time was plotted for hydromechanical rounding. The method of hydromechanical rounding in aqueous DMSO to obtain spheroidized HMX, extracted from solid propellant using DMSO, was found to be the most suitable. Spheroidized modified HMX with specific characteristics (density and crystals of near-spherical shape) was obtained, which could be used for the manufacture of high-energy composites.
Źródło:: Central European Journal of Energetic Materials; 2020, 17, 4; 523-534
1733-7178
Pojawia się w:: Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

Tytuł:: Optimization of potassium nitrate based solid propellant grains formulation using response surface methodology
Autorzy:: Ogunleye, O O
Hammed, J O
Alagbe, S O
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/102731.pdf
Data publikacji:: 2015
Wydawca:: Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
Tematy:: propellant grains
specific impulse
grains performance
combustion instability
geometry
Opis:: This study was designed to evaluate the effect of propellant formulation and geometry on the solid propellant grains internal ballistic performance using core, bates, rod and tubular and end-burn geometries. Response Surface Methodology (RSM) was used to analyze and optimize the effect of sucrose, potassium nitrate and carbon on the chamber pressure, temperature, thrust and specific impulse of the solid propellant grains through Central Composite Design (CCD) of the experiment. An increase in potassium nitrate increased the specific impulse while an increase in sucrose and carbon decreased specific impulse. The coefficient of determination (R2) for models of chamber pressure, temperature, thrust and specific impulse in terms of composition and geometry were 0.9737, 0.9984, 0.9745 and 0.9589, respectively. The optimum specific impulse of 127.89 s, pressure (462201 Pa), temperature (1618.3 K) and thrust (834.83 N) were obtained using 0.584 kg of sucrose, 1.364 kg of potassium nitrate and 0.052 kg of carbon as well as bate geometry. There was no significant difference between the calculated and experimented ballistic properties at p < 0.05. The bate grain geometry is more efficient for minimizing the oscillatory pressure in the combustion chamber.
Źródło:: Advances in Science and Technology. Research Journal; 2015, 9, 27; 123-134
2299-8624
Pojawia się w:: Advances in Science and Technology. Research Journal
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

Tytuł:: Specific Design Features of Solid Propellant Rocket Motors for Shoulder-Launched Weapon Systems
Autorzy:: Zecevic, B.
Terzic, J.
Baskarad, M.
Catovic, A.
Serdarevic-Kadic, S.
Pekic, Z.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/403452.pdf
Data publikacji:: 2011
Wydawca:: Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:: short-action solid rocket motor
burning rate
ignition time
derivative dp/dt
regression model
Opis:: Solid propellant rocket motors for Shoulder Launched Infantry Weapon Systems (SLWS) are characterized with a very short burning time, high-pressure combustion and a wide spectrum of design solutions for rocket motor structure. Interior ballistic behaviour of such rocket motors depends on many factors such as design structure, propellant grain shape, propellant grain joint to the rocket motor case, type and location of the igniter, spinning mode and nozzle design. Erosive burning also plays important role due to high combustion gases mass flow rate. Numerical simulation of the igniter combustion gases flow through the hollow of the propellant grain tubes with gas temperature distribution was carried out in this paper. Results confirmed assumptions that igniter interior gas flow affected duration of the pressure rise. A mathematical model approach for prediction of the curve p = f(t) which was included in a model of the corrected propellant grain burning surface for two types of short-time rocket motors has been presented. A good agreement with measured curves was achieved.
Źródło:: Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 2 (4); 7-28
2081-5891
Pojawia się w:: Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 6.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 7.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 8.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 9.

Tytuł:: Novel Composite Solid Propellant with High Resistance to Thermo-oxidative Degradation Reactions, Extended Shelf Life, and Superior Combustion Characteristics
Autorzy:: Elbasuney, Sherif
Elsaka, Eslam
Elbeih, Ahmed
Mostafa, Hosam E.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/27787864.pdf
Data publikacji:: 2021
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:: composite propellants
ageing
mechanical properties
curing ratio
combustion
Opis:: Hydroxy-terminated polybutadiene (HTPB) pre-polymer is the main constituent that is responsible for conferring high mechanical properties on composite solid propellants. However, HTPB pre-polymer suffers from oxidative degradation reactions that diminish its mechanical properties and shelf life. Composite solid propellant formulations based on an advanced stabilizing agent (anti-oxidant), Flexzone 6-H, with different curing ratios, 0.7 and 1.1, were developed via mixing and casting under vacuum. The developed formulations were subjected to artificial ageing using Vant Hoff,s formula by isothermal heating at 80 °C for up to 35 days. The change in strain with ageing was evaluated using a uni-axial tensile test. The propellant formulation based on a curing ratio of 0.7 demonstrated a high ageing resistance coefficient and an extended service life of up to 15 years, compared with 5 years for higher curing ratio. A propellant grain is considered to be ‘aged out’ at 30% reduction in its maximum strain value. The propellant formulation based on the 0.7 curing ratio exhibited superior thermal stability as it offered a minimum decrease in heat released after ageing using DSC. Additionally, the 0.7 curing ratio formulations exhibited a minimum change in burning rate and pressure exponent with ageing time. It can be concluded that the propellant with 0.7 curing ratio can maintain its mechanical, thermal, and ballistic properties with ageing.
Źródło:: Central European Journal of Energetic Materials; 2021, 18, 1; 143--158
1733-7178
Pojawia się w:: Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 10.

Tytuł:: Studies on the High Performance Characteristics of an Aluminized Ammonium Perchlorate Composite Solid Propellant Based on Nitrile Butadiene Rubber
Autorzy:: Sudhir, Singh
Sidharth, Raveendran
Dhirendra, Kshirsagar R.
Gupta, Manoj
Chetan, Bhongale
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/27787902.pdf
Data publikacji:: 2021
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:: composite solid propellant
dibutyl phthalate
high density specific impulse
nitrile-butadiene rubber
pot life
spreadibility
yield stress
Opis:: n the present study, a high performance composite solid propellant formulation was prepared based on nitrile butadiene rubber (NBR) and dibutyl phthalate (DBP) plasticizer, which has a longer pot life and high density specific impulse. The developed cost effective novel binder system was prepared with readily available raw materials (NBR and DBP). The formulation of the composition was performed by varying the content of the NBR/DBP binder in the range of 14-20%. The rocket performance characteristics were determined theoretically using PROPEP and compared with those of an HTPB based propellant. The rheological, mechanical, physical, ballistic and thermal properties of the NBR/DBP propellant were studied and compared with literature data for similar compositions based on an HTPB/dioctyl adipate (DOA) binder. The yield stress was determined by spreadibilty measurements, and indicated the superiority of this binder based propellant over existing composite propellants. It was concluded that following decreasing the content of the NBR/DBP binder in the propellant from 20 to 14%: in the range 58.83-78.45 bar (5.883-7.845 MPa), the pressure index increased from 0.159 to 0.371, – at 68.64 bar (6.864 MPa), the burning rate increased from 4.10 to 6.54 mm/s, but the theoretical specific impulse value did not change significantly (258.0259.8 s), – the tensile strength and E-modulus increased from 6.03 to 9.88 (0.591-0.969) to and from 18.00 to 75.00 kgf/cm2 (1.765 to 7.355 MPa), respectively. Moreover, a DSC and TGA study indicated a lower decomposition temperature for the NBR/DBP propellant compared to the HTPB propellant. The NBR/DBP propellant exhibited a pot life more than double that of a conventional HTPB/ DOA based propellant.
Źródło:: Central European Journal of Energetic Materials; 2021, 18, 4; 492--511
1733-7178
Pojawia się w:: Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 11.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 12.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 13.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 14.

Tytuł:: Badanie homogenicznego stałego paliwa rakietowego zawierającego dodatki modyfikujące szybkość spalania
Testing of homogeneous rocket solid propellant including components to modify the rate of burning
Autorzy:: Florczak, B.
Wolszakiewicz, T.
Gawor, T.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/236241.pdf
Data publikacji:: 2007
Wydawca:: Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:: paliwa rakietowe
proces spalania
rocket propellants
combustion process
Opis:: Przedstawiono wyniki badań homogenicznego stałego paliwa rakietowego składającego się z nitrocelulozy, nitrogliceryny i dodatków modyfikujących szybkość spalania. Zastosowanie dodatków modyfikujących proces spalenia, pozwoliło uzyskać paliwo o właściwych charakterystykach i parametrach eksploatacyjnych wyrażonych odpowiednimi przedziałami wartości kaloryczności, szybkości spalenia, współczynnika wrażliwości temperaturowej i wykładnika potęgowego występującego we wzorze na szybkość palenia paliwa w funkcji zmian ciśnienia. Otrzymanie korzystnych parametrów eksploatacyjnych paliwa okazało się możliwe dzięki synergizmowi zastosowanych komponentów modyfikatora procesu spalenia.
The results are presented in the paper over the testing of a homogeneous rocket solid propellant consisting of nitro-cellulose, nitro-glycerine and other components for modifying the rate of burning. The addition of components modifying the rate of burning resulted in receiving a propellant with desired specifications and characteristics of calorific value limits, burning rate, coefficient of temperature sensitivity and value of the power index in the formula describing the burning rate dependence on the pressure values. The synergism of components used in the propellant is the factor that makes possible to receive the product with good technical characteristics.
Źródło:: Problemy Techniki Uzbrojenia; 2007, R. 36, z. 103; 129-136
1230-3801
Pojawia się w:: Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 15.

Tytuł:: Numerical modelling of the thermo-mechanical response of a rocket motor to exhaust gases load
Autorzy:: Orłowska, M.
Panas, A. J.
Rećko, K.
Żyluk, A.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/280124.pdf
Data publikacji:: 2014
Wydawca:: Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:: solid propellant rocket motors
thermo-elastic FEM analysis
nozzle thermal load
Opis:: A numerical model for analysis of thermal and mechanical loads of a rocket motor has been developed. This model of a solid propellant motor corresponds to a short range, fast lunch and cruise type missile. It has been elaborated using the Finite Element Method (FEM) incorporated into commercial Comsol/M code. The experimental data on the thrust profile have been utilised to develop proper initial and boundary conditions for forgoing numerical calculations. The studies have been focused on the temperature and stress evolution within the case and nozzle section of the rocket engine. A special attention has been paid to the graphite insert of the rocket motor throat. The performed analyses proved effectiveness of the modelling methodology that will be applied to investigations of the modified motor performance.
Źródło:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2014, 52, 3; 803-814
1429-2955
Pojawia się w:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "solid propellant" wg kryterium: Wszystkie pola

Źródło danych

Dostawca treści

Podbaza

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język