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 "hybrydowy silnik rakietowy" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-3 z 3
    Tytuł:
    The manganese oxides decomposition catalysts for highly concentrated hydrogen peroxide
    Wpływ katalizatorów tlenku manganu na rozkład katalityczny nadtlenku wodoru
    Autorzy:
    Rarata, G.
    Rokicka, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212970.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    heterogeneous catalyst
    alumina
    impregnation
    hydrogen peroxide decomposition
    HTP
    hydrogen peroxide
    hybrid rocket motor
    katalizator heterogeniczny
    tlenek glinu
    impregnacja
    nadtlenek wodoru
    rozkład nadtlenku wodoru
    hybrydowy silnik rakietowy
    Opis:
    The paper presents relatively simple but reliable laboratory method for the preparation of manganese oxides alumina supported catalysts for highly concentrated hydrogen peroxide decomposition. The number of batches of the pellet catalysts were prepared by simple wetness, impregnation method. In all cases the researched samples of the catalysts were impregnated with a precursor solution of potassium permanganate resulting in the formation of manganese oxide catalyst after the baking process. The primary assessment criterion performed after the preparation was percentage catalyst loading with respect to weight. The effect of various support kinds and the modifications of preparation process on the final properties of the catalyst has been evaluated. The activity and the durability have been assessed through the hot tests. The practical validation and application of the catalyst is its utilisation in the fixed catalyst bed in the rocket propulsion devices.
    Artykuł opisuje stosunkowo prosty i niezawodny sposób laboratoryjnego wytwarzania katalizatorów rozkładu wysoko stężonego nadtlenku wodoru. Każdą partię katalizatorów wytworzono w procesie impregnacji i spiekania. Tlenek glinu w postaci pelletów impregnowano w roztworze nadmanganianu potasu, następnie poddawano go spiekaniu i otrzymywano gotowy katalizator. Katalizatory po procesie poddawano ocenie zawartości fazy aktywnej, wpływu prekursorów oraz modyfikacji sposobu wytwarzania na jego trwałość.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 3 (240); 49-57
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Investigation of spontaneous ignition in a 100 n HTP/HTPB hybrid rocKet engine
    Badania samozapłonu w rakietowym silniku hybrydowym o ciągu 100 N na HTP/HTPB
    Autorzy:
    Surmacz, P.
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213487.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    hydrogen peroxide
    HTPB
    catalyst
    decomposition
    spontaneous ignitron
    hybrid rocket engine
    nadtlenek wodoru
    katalizator
    rozkład katalityczny
    zapłon samoczynny
    rakietowy silnik hybrydowy
    Opis:
    The aim of the work is the research on self-ignition phenomena in a hybrid rocket engine. The engine uses 98% hydrogen peroxide as oxidizer and HTPB (Hydroxyl-Terminated Poly-Butadiene) as fuel. The condition, that is essential to initiate self-ignition in this system, is the application of a catalytic reactor, which enables the decomposition process of liquid hydrogen peroxide into the mixture of steam and oxygen with the temperature 800-950 deg C. The research has been based on the use of different catalyst materials as well as various configurations of catalyst beds. During the research (hot tests) the following parameters are collected: pressure and temperature at the end of the catalyst bed and the thrust of the engine. The evaluation of the ignition delay (that is counted from the start of the HTP flow) is made on the basis of the chamber pressure as well as on the video recording of the fire test.
    Celem pracy jest badanie zjawiska samozapłonu stałego paliwa w rakietowym silniku hybrydowym. Silnik jest zasilanym 98% nadtlenkiem wodoru (utleniaczem) oraz HTPB (paliwem). Warunkiem, koniecznym do zainicjowania samozapłonu, jest w tym przypadku zastosowanie reaktora katalitycznego, który umożliwia rozkład ciekłego nadtlenku wodoru na mieszaninę pary wodnej i tlenu o temperaturze 800-950 °C. Badania zostały oparte o wykorzystanie różnych katalizatorów (materiałów nośnika i fazy aktywnej) oraz różnych konfiguracji reaktorów katalitycznych. Podczas badań – gorących testów – rejestrowane są: ciśnienie oraz temperatura na granicy komory katalitycznej i komory spalania, a także siła ciągu silnika rakietowego. Ocena czasu wystąpienia zapłonu (liczona od momentu uruchomienia przepływu HTP) jest dokonywana na podstawie zapisu przebiegu ciśnienia w komorze oraz rejestracji video.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 3 (240); 69-79
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Prace badawcze i rozwojowe nad demonstratorem technologii rakietowego silnika hybrydowego wykorzystujacego 98% nadtlenek wodoru jako utleniacz
    Research and development of a hybrid rocket engine technology demonstrator utilizing 98% hydrogen peroxide as oxidizer
    Autorzy:
    Surmacz, P.
    Rarata, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213218.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    nadtlenek wodoru
    HTPB
    katalizatory rozkładu H2O2
    zapłon
    rakietowy silnik hybrydowy
    hydrogen peroxide
    H2O2 decomposition catalyst
    ignition
    hybrid rocket engine
    Opis:
    Prezentowana praca jest częścią Programu Rozwojowego Rakietowych Silników Hybrydowych, rozpoczętego w Instytucie Lotnictwa w 2012 roku. W ramach bieżącego projektu został wykonany i zbadany demonstrator technologii rakietowego silnika hybrydowego o ciągu 100÷140 N. Stałym paliwem, wykonywanym w Laboratorium Materiałów Pędnych (formowanym i kondycjonowanym), jest HTPB – polibutadien, zakończony grupami hydroksylowymi. Utleniaczem jest nadtlenek wodoru, zatężany do 98% i oczyszczany również na miejscu, tak aby spełniał wymogi klasy HTP. Katalizator rozkładu nadtlenku wodoru zamienia ciekły materiał pędny w mieszaninę gorących (o temperaturze, dochodzącej do 930°C) gazów: pary wodnej i tlenu. Reaktor katalityczny, zastosowany przed komorą spalania silnika, pozwala na wyeliminowanie urządzenia zapłonowego. Produkty rozkładu HTP – gorący gaz, zawierający 47% masowych tlenu – powoduje samoczynny zapłon ziarna paliwa. Praca prezentuje wyniki pomiarów ciągu silnika oraz ciśnienia na granicy komory katalitycznej i komory spalania, wykonywanych podczas kilkunastosekundowych doświadczeń pracy silnika. Na podstawie wykresów oraz nagrań wideo jest oceniany czas opóźnienia zapłonu w silniku.
    The Project, presented in the paper, is a part of the Hybrid Rocket Engine Development Program, which has been initiated in the Institute of Aviation in 2012. A small 100÷140 N hybrid engine technology demonstrator has been built and tested. The solid fuel, used for the engine, is HTPB – Hydroxyl-terminated Polybutadiene. It was casted and cured in the Propellant Laboratory. The oxidizer was 98% hydrogen peroxide HTP-class, prepared in-house. A catalyst changes liquid HTP into hot gas (up to 950°C) mixture of oxygen and steam. The catalyst bed replaces any ignition device. Hot HTP decomposition products, containing 47% of oxygen – by mass – makes the engine self-ignitable. The paper contains results of the investigation: engine thrust and the catalyst bed aft end pressure. On the basis of these results as well as video recordings, the ignition delay is estimated.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 51-61
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-3 z 3

      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