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 "Leciejewski, Z." wg kryterium: Autor

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 22
Tytuł:
Wpływ zastosowanego w badaniach pirostatycznych zapłonu prochu na jego szybkość spalania i funkcję temperaturową
Powder burning velocity and temperature function dependence on the applied ignition method at pyrostatic tests
Autorzy:
Leciejewski, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235510.pdf
Data publikacji:
2006
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
badania pirostatyczne
szybkość spalania
closed vessel tests
burning rate
Opis:
Podczas realizacji badań pirostatycznych zapłon prochu realizowany jest (np. w STANAG 4115, MIL-STD 286B) w warunkach znacznie odbiegających od tych, jakie występują w rzeczywistych układach miotających. O ile wyznaczone w tych badaniach wartości charakterystyk energetycznych prochów (siła prochu, kowolumen) można bezpośrednio transponować jako dane wejściowe do równań problemu głównego balistyki wewnętrznej to okazuje się, że szybkości spalania prochu jest bardziej wrażliwa na zmienne warunki zapłonu i nie jest możliwe jej bezpośrednie transponowanie do równania dopływu gazów bez wprowadzenia odpowiednich współczynników poprawkowych. W artykule wskazano na osobliwości dotyczące obiektywnego wyznaczenia współczynników prawa szybkości spalania i funkcji temperaturowej prawa szybkości spalania.
When the pyrostatic tests are carried out the ignition of the powder is made (like in STANAG 4115, MIL-STD 286B) in conditions which differ substantially from existing in real projecting systems. Even if the energetic characteristics of powders measured at such tests may be directly used in the solving problems of internal ballistics by a system of equations it proofs that the burning velocity of powders is more sensitive on the changeable ignition conditions and its application into the gas generation equation requires some additional corrective coefficients to be used. Some specific conditions referring to the measurement of accurate values of coefficients for the burning velocity equation are presented in the paper.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2006, R. 35, z. 97; 185-192
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Oddities in determining burning rate on basis of closed vessel tests of single base propellant
Autorzy:
Leciejewski, Z. K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/280633.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
internal ballistics
closed vessel test
smokeless propellant
burning rate law
Opis:
The proper determination of parameter values defining the dependence of the burning rate r of smokeless propellant on gas pressures p surrounding the burning grains constitutes one of the goals of experimental pyrostatic (closed vessel) testing. The aim of the hereby paper is the analysis of results of experimental closed vessel tests realized in the context of isolating possible oddities in determining the relation r(p). During the experimental tests, a single base propellant with grains of different or similar combustible layer thickness e1 was burned while implementing identical or various loading conditions. Identical ignition systems were used in both instances. The results of experimental tests and theoretical analysis performed permit a more complete verification of the assumptions with regard to proper realization of pyrostatic comparative tests and prove additionally that closed vessel tests should be focused in the direction of “dedicated” tests.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2014, 52, 2; 313-321
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Experimental Study of Possibilities for Employment of Linear Form of Burning Rate Law to Characterise the Burning Process of Fine-Grained Propellants
Autorzy:
Leciejewski, Z. K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358861.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
smokeless propellants
burning rate law
closed vessel tests
internal ballistics
Opis:
In the paper the linear form of burning rate law r=r1źp, describing changes (in proportion to pressure p) in burning rate of propellants is reviewed. The linear form is one of many (but very popular) forms of burning rate law predicted to analysis and computer simulations of propellant gun systems operating and design process of gun. Coeffcient r1 of the linear form is usually calculated on the basis of average dimensions of grain (layer of burnt propellant) and integrated experimental pressure-time curve. Recorded picture of pressure of propellant gas mixture is an effect of closed vessel test. It is assumed that value of coeffcient r1 is constant (for given type of propellant) regardless of value of propellant gas pressure. Different fne-grained propellants (single-base and double-base) were fred in closed vessel tests to determine their burning rate behaviour. The variations in mass of igniter pad (black powder) at the same value of loading density were used. The results of experimental tests and calculations presented in this paper show signifcant infuence of the used type of ignition system (mass of black powder) on burning rate (coeffcient r1) of propellant. The differences in calculations of propellant burning rate and computer simulations of pressure-travel history inside the barrel of a propellant gun system indicate that there are limitations to the validity of the linear form approach particularly for fne-grained propellants.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2008, 5, 1; 45-61
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Criticism of linear form of burning rate law with reference to conventional fine-grained propellants
Krytyczna analiza liniowej postaci prawa szybkości spalania w odniesieniu do konwencjonalnych prochów drobnoziarnistych
Autorzy:
Leciejewski, Z. K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/211080.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
prochy jednobazowe
szybkość spalania
badania pirostatyczne
smokeless propellants
burning rate
closed vessel tests
Opis:
Linear form of the burning rate law r=r₁p, describing changes (with the pressure p) in burning rate of propellants, is very popular in East European ballistics laboratories for analysis and computer simulations of propellant gun systems regardless of propellant type and dimensions of propellant grains. The coefficient r₁ of the linear form of burning rate law is usually calculated on the basis of average dimensions of a grain (layer of burnt propellant) and integrated experimental pressure-time curve. A recorded picture of pressure of propellant gas mixture is an effect of closed vessel test. It is assumed that a value of the coefficient r₁ is constant (for given type of propellant) regardless of a value of a propellant gas pressure. Different single-base propellants were fired in closed vessel tests to determine their burning rate behaviour. In order to determine the burning rate law coefficient, the variations in mass of igniter material (black powder) at the same value of loading density were used. The results of experimental tests and calculations presented in this paper show significant influence of the used type of ignition system (mass of black powder) on burning rate (the coefficient r₁) of propellant. Differences in burning rate calculations may be the reason of considerable errors in theoretical calculations of pressure-travel and velocity-travel curves during internal ballistic computer simulations of a gun propellant system.
Bardzo popularna w laboratoriach balistycznych Europy Wschodniej liniowa postać r=r₁p prawa szybkości spalania prochów wykorzystywana jest w analizach i symulacjach komputerowych pracy prochowych układów miotających niezależnie od typu prochu i wymiarów ziaren prochowych. Wartość współczynnika r₁ liniowej postaci tego prawa zgodnie z przyjętą metodyką jest obliczana na podstawie średnich wymiarów ziaren prochu (grubości spalonej warstwy prochu) oraz impulsu ciśnienia gazów prochowych z badań pirostatycznych. Zakłada się, że wartość współczynnika r₁ jest stała (dla danego typu prochu) i nie zależy od wartości ciśnienia gazów prochowych. W ramach niniejszej pracy - w celu określenia wartości współczynnika prawa szybkości spalania przeprowadzono, dla jednej określonej gęstości ładowania, badania pirostatyczne kilku prochów jednobazowych o różnych kształtach ziaren prochowych. W trakcie badań zastosowano różne masy zapłonników z prochu czarnego. Zaprezentowane w artykule wyniki badań eksperymentalnych i obliczeń pokazują istotny wpływ zastosowanego układu zapłonowego na szybkość spalania (współczynnik r₁ prawa szybkości spalania) prochu. Ukazane różnice w wynikach obliczeń współczynnika r₁ mogą być przyczyną błędów w kalkulacjach krzywych balistycznych charakteryzujących pracę prochowych układów miotających.
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2008, 57, 3; 61-72
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
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:
Closed Vessel Investigation of Propellant Ignition Process with Using Capillary Plasma Generator
Autorzy:
Michalski, J.
Leciejewski, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403949.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
internal ballistics
closed vessel test
ignition
plasma generator
Opis:
Previous published results of closed vessel investigations indicated that classical primers (electric or percussion with black powder bedding) when used with LOVA propellants cause unstable burning, deflagration or even lack of ignition. CPG is one of the most reliable ignition sources which make possible a reduction of temperature gradient effect and control combustion process. Comparable tests of black powder and plasma ignition in closed vessel with conventional NC propellant were done. Shorter ignition time while using plasma was achieved.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2015, 6, 1 (19); 19-26
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania pirostatyczne szybkości spalania prochu w szerokim przedziale gęstości ładowania
Investigation of propellant burning rate in broad range of loading density
Autorzy:
Leciejewski, Z. K.
Surma, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/211078.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
badania pirostatyczne
szybkość spalania
materiały miotające
closed vessel tests
burning rate
single-base propellants
Opis:
Ze względu na ograniczoną wytrzymałość ścianek komór manometrycznych, badania pirostatyczne stałych materiałów miotających realizowane są zwykle przy gęstościach ładowania Δ = (50÷250) kg/m³, znacznie mniejszych od gęstości ładowania występujących w realnie istniejących prochowych układach miotających. Ponadto stosowane w trakcie badań pirostatycznych układy zapłonowe oraz warunki zapłonu, wynikające ze znormalizowanej metodologii badań pirostatycznych (opisanej m.in. w NATOwskim dokumencie standaryzacyjnym STANAG 4115, amerykańskiej normie MIL STD 286B, czy też w niemieckiej normie TL 1376-600) znacznie odbiegają od układów zapłonowych stosowanych w rzeczywistej amunicji. Możliwość analizy szybkości spalania prochu dla dużych gęstości ładowania ( Δ > 250 kg/m³) daje specyficzna komora manometryczna VCV (ang. Vented Closed Vessel) wyposażona w przeponowy zawór bezpieczeństwa, którego przepona pęka przy ciśnieniu niższym od dopuszczalnego, umożliwiając wypływ gazów prochowych i niespalonych części ładunku prochowego do otoczenia. W pracy przedstawiono szybkość spalania prochu jednobazowego wyznaczoną na podstawie wyników badań pirostatycznych, realizowanych w konwencjonalnej komorze manometrycznej oraz w komorze z przeponą. Badania w komorze z przeponą realizowano w warunkach gęstości ładowania Δ = (300÷700) kg/m³.
Because of limited durability of walls, closed vessel tests are usually realised for a range of loading density under 250 kg/m³ (less than in real barrel propellant systems). Adequate formal standards and regulations (STANAG 4115, American standard MIL STD 286B, and German standard TL 1376-600) recommend different conditions of ignition of closed vessel tests. Using a vented closed vessel, equipped with a diaphragm safety valve, analysis of propellant burning rate for high loading densities ( above 250 kg/m³) is possible. Conventional, single-base, seven-tubed propellant was fired to determine burning rate behaviour. The paper presents the results of burning rate analysis. The burning rate law is expressed as exponential dependence on the pressure ( r = β p α ) where α is the pressure index and β is the burning rate constant of the propellant composition. Comparative closed vessel experiments were realised in a conventional closed vessel ( range of loading density of 50÷225 kg/m³) and in a vented closed vessel ( range of loading density of 300÷700 kg/m³).
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2008, 57, 3; 73-85
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Analiza wrażliwość donośności pocisków artylerii polowej na temperaturę początkową prochowego ładunku miotającego
Analysis of artillery shell range sensitivity to propellant charge initial temperature
Autorzy:
Baranowski, L.
Leciejewski, Z.
Surma, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/236184.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
badania symulacyjne
tabele strzelnicze
simulation studies
shooting schedules
Opis:
Odpowiedni dobór nastaw do strzelania w warunkach temperaturowych znacznie odbiegających od warunków uznawanych za normalne jest jednym z warunków prowadzenia celnego strzelania artylerii polowej. W tym celu niezbędne jest wprowadzenie właściwej poprawki donośności na odchyłkę temperatury początkowej prochowego ładunku miotającego. Współcześnie, w dobie powszechnej komputeryzacji tendencją jest dążenie do opracowywania zautomatyzowanych systemów kierowania ogniem (ZSKO), w których odpowiednia wartość takiej poprawki może być określona w wyniku numerycznego rozwiązania tzw. problemu głównego balistyki wewnętrznej (PGBW) układów miotających i problemu głównego balistyki zewnętrznej (PGBZ). Tabele strzelnicze, opracowane dla danego układu miotającego strzelającego określonym rodzajem amunicji, stanowią podstawę wprowadzenia właściwej poprawki donośności na zmianę temperatury początkowej ładunku prochowego. W prezentowanym artykule, na przykładzie symulacji strzelania 122 mm pociskiem artyleryjskim OF-462 z haubicy samobieżnej 2S1 "Goździk", dokonano analizy wpływ temperatury początkowej ładunku miotającego na prędkość pocisku oraz jego donośność, a także dokonano weryfikacji tabelarycznej metody obliczania poprawki w donośności.
Suitable adjustment of artillery aiming device in different ambient temperature conditions is one of the factors of accurate artillery firing. To this effect the specific range correction of artillery shell (because of different initial temperature of propellant charge) should be introduced. Mentioned range corrections are included in artillery correction tables elaborated for definite propellant system and definite artillery ammunition. For automated fire control systems, the specific temperature range correction may be calculated on the basis of theoretical interior ballistic model (projectile motion inside the barrel) and exterior ballistic model (projectile motion m the air). In this paper, the influence of initial temperature of propellant charge of howitzer shell (calibre 122 mm) on shell velocity and its range has been analyzed.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2009, R. 38, z. 109; 147-156
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Obliczenia temperatury lufy zdalnie sterowanego systemu przeciwlotniczego kalibru 35 mm dla przyjętego cyklu strzelania
Barrel temperature calculation for established shooting cycle of 35 mm remote control anti-aircraft gun system
Autorzy:
Torecki, S.
Leciejewski, Z.
Surma, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235031.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
system przeciwlotniczy
broń strzelecka
anti-aircraft gun system
small arms
Opis:
W zdalnie sterowanym systemie przeciwlotniczym kalibru 35 mm w przypadku zbyt dużego nagrzania lufy lub układu wylotowego strzelającej armaty nastąpi automatyczne wstrzymanie ognia, z równoczesnym aktywowaniem prowadzenia strzelania z pozostałych armat, pozostających w gotowości do strzelania. W artykule przedstawiono analizę obciążeń cieplnych lufy podczas strzału pojedynczego i podczas strzelania seryjnego. W wyniku tych analiz wyodrębniono przekrój lufy najbardziej obciążony cieplnie podczas strzelania oraz określono maksymalną (dopuszczalną) długość serii ze względu na ograniczenia cieplne materiału lufy. W części końcowej przedstawiono wyniki analizy zmiany temperatury lufy dla określonego cyklu strzelania.
In the case of too big heating of barrel’s wall of 35 mm remote control anti-aircraft gun system, shooting will be stopped. Other barrels (being thus far in operational readiness) of the gun system may be activated then. Heat load analysis of the barrel’s wall during a single shoot and volley shooting are presented in this paper. The most heat loaded barrel’s section has been separated and maximum (acceptable on account of thermal restriction of barrel’s material) length of burst has been determined. Results of barrel’s temperature change analysis for specified shooting cycle are presented in the end part of the paper.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2011, R. 40, z. 118; 129-137
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Wstępne badania teoretyczno-doświadczalne miotania modelu pocisku PG-7
Numerical and experimental preliminary investigations of launching of PG-7 model
Autorzy:
Kupidura, P.
Leciejewski, Z.
Surma, Z.
Trębiński, R.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235711.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
balistyka wewnętrzna
pocisk PG-7
internal ballistics
missile PG-7
Opis:
W referacie przedstawiono stanowisko do miotania modelu pocisku PG-7. Miotane pociski zostały wykonane w skali 1:3. Opracowane stanowisko wykorzystane będzie do badań balistyki końcowej uderzenia pocisku RPG w konstrukcję osłony (kratownicy, siatki) transporterów opancerzonych. W pracy zamieszczono porównanie wyników napędzania badawczego modelu pocisku RPG otrzymanych z analiz teoretycznych oraz badań doświadczalnych.
The laboratory stand for launching of RPG models, tests results and numerical simulations are presented in this paper. The rocket propelled grenade 1:3 scale model was built. The laboratory stand will be used for tests additional protective structures (slat armor, net armor and similar solutions). The comparison of numerical simulations and experimental tests results of launching PG-7 model are presented as well.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2011, R. 40, z. 120; 67-75
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania pirostatyczne prochu typu JA-2
Pyrostatic tests of JA-2 type powder
Autorzy:
Trębiński, R.
Leciejewski, Z.
Surma, Z
Fikus, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/236202.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
badania pirostatyczne
proch JA-2
siła prochu
kowolumen
dynamiczna żywość
szybkość spalania
pyrostatic tests
powder JA-2
force of powder
covolume
dynamic liveliness
burning rate
Opis:
Przeanalizowano dane literaturowe dotyczące właściwości balistycznych prochów JA-2. Porównano te dane z wynikami własnych badań prochu LO5460 produkcji Nitrochemie AG. Badania pirostatyczne przeprowadzono w komorze manometrycznej o pojemności 200 cm3. Określono siłę prochu i kowolumen gazów prochowych. Stosując metodykę zaproponowaną przez autorów, dokonano oceny wpływu strat cieplnych na wartości tych parametrów. Określono wartość wykładnika w prawie spalania prochu, a następnie krzywe dynamicznej żywości prochu. Krzywe te dla różnych gęstości ładowania praktycznie pokrywają się ze sobą, co wskazuje na adekwatność fizycznego prawa spalania. Wykazano, że zapłon badanego prochu następuje przed całkowitym spaleniem się ładunku zapłonowego. Uwzględniono to, modyfikując metodę wyznaczania dynamicznej żywości. Wykorzystując wyniki pomiarów geometrii ziaren prochu oraz krzywe dynamicznej żywości, określono współczynnik liniowej szybkości spalania. Uzyskano dobrą zgodność zależności liniowej szybkości spalania od ciśnienia z danymi literaturowymi. Wykazano, że geometryczne prawo spalania jest adekwatne do opisu spalania badanego prochu w zakresie zmian względnej objętości spalonego prochu powyżej 0,2.
Literature data concerning ballistic properties of JA-2 powders was studied. The data was compared with results of own tests received for powder LO5460 manufactured by Nitrochemie AG. Pyrostatic tests were carried out in the manometric chamber having the volume of 200 cm3. The force of the powder and the co-volume of powder gases were measured. The influence of thermal losses into these parameters was evaluated by using a methodology proposed by the authors. Exponent value in the powder burning law and curves of dynamical liveliness of the powder were established. The curves actually overlap what shows the adequacy of the physical law of burning. It was proved that the ignition of tested powder takes place prior the complete burning of an igniting charge. It was taken into account at modification of the method for establishing the dynamic liveliness. Exploiting results of measurements for powder grains geometry and the curves of dynamical liveliness a coefficient of linear burning velocity was established. A good compliance with literature data was achieved for the dependence of linear burning rate on the pressure. It was proved that the geometrical burning law is adequate with the description of tested powder burning for changes of relative volume of burned powder above 0.2.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2017, 46, 142; 7-23
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Preliminary Studies of a Propellant System for the Counterprojectile of an Active Protection System
Badania wstępne układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej
Autorzy:
Surma, Z.
Zahor, M.
Kupidura, P.
Leciejewski, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403548.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
mechanics
active protection system
rocket engine
solid rocket propellant
mechanika
system ochrony aktywnej
silnik rakietowy
stałe paliwo rakietowe
Opis:
This paper presents a selection of the deliverables for a research project intended to develop a technology demonstrator for a smart counterprojectile forming part of an active protection system. Given the required activation of the active protection system within a distance of ten or so metres from the protected facility, a solid-propellant rocket engine was used, which has the characteristics of a booster rocket. For the determined configuration of the rocket engine, the elements of the counterprojectile and missile launcher were designed, based on homogeneous rocket propellant of Polish origin. To confirm the validity of the adopted concept for the propulsion system solution, preliminary testing of the rocket engine was conducted using an engine test bed, and included the measurement of gas pressure and engine thrust for different masses of ignition charge. To ultimately verify the operation of the design, field testing of the counterprojectile propulsion system was carried out, based on which the parameters of projectile motion inside the missile launcher and along the initial flight path length were determined.
Zaprezentowano wybrane wyniki realizacji projektu badawczego, którego celem jest opracowanie demonstratora technologii inteligentnego antypocisku systemu ochrony aktywnej. Jako układ napędowy pocisku zastosowano silnik rakietowy na paliwo stałe o cechach silnika startowego ze względu na wymagane działanie systemu ochrony aktywnej w odległości do kilkunastu metrów od ochranianego obiektu. Wykorzystując homogeniczne paliwo rakietowe produkcji polskiej zaprojektowano i wykonano elementy antypocisku i wyrzutni. Przeprowadzono wstępne badania silnika rakietowego na hamowni, w ramach których dokonano pomiaru ciśnienia gazów i ciągu silnika dla różnych mas ładunku zapłonowego oraz doświadczalne badania poligonowe napędu antypocisku, na podstawie których wyznaczono parametry ruchu pocisku w wyrzutni i na początkowym odcinku toru lotu.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2017, 8, 2 (28); 33-42
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
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:
Badania prędkości pocisku na potrzeby opracowania modelu obliczeniowego balistyki okresu przejściowego
Projectile velocity investigations needful to creation of intermediate ballistics model
Autorzy:
Leciejewski, Z.
Surma, Z.
Stępniak, W.
Piątek, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235716.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
balistyka wewnętrzna
badania prędkości pocisku
internal ballistics
Opis:
Przyszłościowy przelicznik balistyczny systemu kierowania ogniem artylerii naziemnej powinien działać w oparciu o zintegrowany program symulacyjny umożliwiający obliczenia parametrów ruchu pocisku zarówno w lufie, w okresie powylotowym oraz podczas dalszego lotu poza obszarem oddziaływania gazów prochowych, nie odwołując się bezpośrednio (jak w przypadku tabel strzelniczych) do prędkości początkowej pocisku. Zjawiska z zakresu balistyki wewnętrznej i zewnętrznej są dobrze zbadane i opisane w literaturze. Odczuwalny jest natomiast brak opisu matematycznego zjawisk okresu powylotowego, w którym pocisk jest już poza lufą, ale jednocześnie jest napędzany wypływającymi z lufy gazami prochowymi. W Instytucie Techniki Uzbrojenia WAT rozpoczęto prace mające na celu opracowanie modelu matematycznego ruchu pocisku w tym okresie. W niniejszym artykule skoncentrowano się na badaniach prędkości pocisku w okresie powylotowym.
The future ballistic computer of an artillery fire control system should use an integrated software for calculation of projectile’s motion both inside and out of a barrel (including of intermediate period ) of a gun propellant system. The computer calculation model should not use directly to shooting table muzzle velocity in this fire control system. Up to now internal and external ballistic effects are very good investigated and described in many papers and books whereas mathematical model of projectile’s motion in intermediate ballistic period is still the weak point of this phenomena description. Because of this, the intermediate period is a subject of research programme in Institute of Armament Technology (Military University of Technology, Warsaw). In this paper we are concentrating on projectile velocity investigation during projectile’s motion in intermediate ballistic period.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2011, R. 40, z. 120; 77-83
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
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
Wyświetlanie 1-15 z 22

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