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 "rocket engine" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 25
Tytuł:
Projekt wstępny silnika rakietowego na ciekły materiał pędny dla pierwszego stopnia rakiety kosmicznej
Preliminary design of o liquid methane/ liquid oxygen rocket engine
Autorzy:
Surmacz, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213447.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
silnik rakietowy
ciekły materiał pędny
pierwszy stopień rakiety kosmicznej
liquid oxygen rocket engine
liquid methane rocket engine
Opis:
Silniki rakietowe należą do najbardziej zaawansowanych technicznie systemów napędowych. Jest to jednocześnie główny rodzaj napędu, działający w warunkach kosmicznych, czyli w próżni. Obecnie najbardziej optymalnym rozwiązaniem, stanowiącym kompromis pomiędzy osiągami, poziomem technologii, bezpieczeństwem i ogólnymi kosztami, są chemiczne silniki rakietowe na ciekły i stały materiał pędny. W pracy przedstawiono nowoczesne i efektywne metody wstępnego projektowania silników rakietowych na ciekły materiał pędny. Zwrócono szczególną uwagę na zagadnienia, dotyczące projektowania silników z turbopompowym systemem zasilania, opartym na generatorze gazu. Wykonana została analiza misji rakiety, w celu określenia konfiguracji pojazdu. Dokonano optymalizacji systemu zasilania, prowadzącej do zdefiniowania parametrów konstrukcyjnych silnika. Zostały przy tym podjęte dodatkowe decyzje konstruktora, nie podlegające procesowi optymalizacji. Zasady projektowania zaaplikowano do wstępnych projektów komponentów i podsystemów silnika, takich jak: komora spalania i układ chłodzenia regeneracyjnego, dysza, głowica wtryskowa wraz z kolektorami dolotowymi, turbopompa.
Rocket engine is the most advanced propulsion system. It is also one of the few engines working in Space environment - vacuum. The optimal compromise between performance, technology, safety and overall cost, are chemical liquid rocket engines and solid motors. The study contains modern, effective methods for design of liquid propellant rocket engines. Special attention has been concentrated to issues concerning turbopump feed systems and gas generator cycles. In order to define the vehicle configuration, the mission analysis has been performed. The propellant feed system has been optimized. It helped to define the engine design point. Several additional decisions have been made. These decisions were not the subject of the optimization. The modern engineering has been applied to the preliminary design of the rocket engine components and subsystems: the main combustion chamber with regenerative cooling system, nozzle, injector, manifolds and turbopump assembly. Additional elements, like mounts and pipes has been designed. The computer model of the engine assembly has been made. The engine mass and performance have been calculated. Three-dimensional computer models of components and the entire assembly have been created using a modern CAD/CAM/CAE integrated system.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 3 (198); 25-44
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Investigation of an additional oxidizer charge effect on selected operational characteristics of a solid-fuel rocket engine
Autorzy:
Żyluk, A.
Pietraszek, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/279874.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
oxygen balance
rocket engine
aircraft
experimental examination
oxidizer charge
Opis:
The paper has been intended to discuss some issues closely related to the elimination of an extremely disadvantageous phenomenon, i.e. the occurrence of a negative oxygen balance in products of combustion emitted by a solid-fuel rocket engine while launching a missile from the aircraft. Findings of experimental examination of such engines furnished with an additional oxidizer charge have also been presented.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2014, 52, 1; 139-149
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Green rocket propulsion research and development at the institute of aviation : problems and perspectives
Autorzy:
Surmacz, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/246498.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
propulsion
rocket engine
experimental research
green propellant
hydrogen peroxide
Opis:
The paper presents the main activities of the Institute of Aviation (IoA) in the field of chemical rocket propulsion. The relatively "fresh" research and development team performed many useful works within the last 5 years, starting from the strategy and ideas. Nowadays, the Space Technology Department of IoA acts as a member of international consortia realizing space projects, as well as itself working on its own assignments financed by the European Space Agency (ESA) and IoA funds. The important development aspect of rocket propulsion developed at IoA is the use of "green" propellants. These are chemicals, which are relatively safe for the environment and personnel, being a very promising alternative for storable toxic substances, e.g. hydrazine and derivatives, nitrogen tetroxide. R&D activities of STD are based on the use of Rocket Grade Hydrogen Peroxide (RGHP), also known as High Test Peroxide (HTP). This high-performance mono-propellant and oxidizer is regarded by European entities as one of the most promising candidates to replace hydrazine and its derivatives in the future. Due to numerous advantages, hydrogen peroxide is better suited for systems with human interaction that most of other propellant combinations. The paper contains selected results of research on green rocket propulsion performed at IoA, in which 98% hydrogen peroxide was used as oxidizer and monopropellant. Three types of rocket engines: monopropellant, liquid bipropellant and hybrid have been investigated and are still being developed.
Źródło:
Journal of KONES; 2016, 23, 1; 337-344
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
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
Autorzy:
Burdek, Marek
Marcisz, Jarosław
Stępień, Jerzy
Skowron, Ewelina
Król, Józef
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/236052.pdf
Data publikacji:
2019
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
inżynieria materiałowa
korpus
silnik rakietowy
material technology
frame
rocket engine
Opis:
W pracy przeprowadzono badania procesu wytwarzania korpusów kalibru 227 mm ze stali niskowęglowej w gatunku 15HGMVŻ w skali przemysłowej. Określono wpływ parametrów technologii produkcji, takich jak stan materiału przed zgniataniem i wielkość odkształcenia w procesie zgniatania na właściwości mechaniczne korpusu. Wskazano optymalne właściwości materiału po ulepszaniu cieplnym oraz wartości odkształcenia w procesie zgniatania obrotowego dla uzyskania określonych właściwości finalnych korpusów. Wyznaczono rozkład twardości na grubości ścianki korpusu oraz wykonano badania mikrostruktury. Uzyskane wyniki badań wskazują na poprawność procesu wytwarzania korpusów w zakresie doboru parametrów ulepszania cieplnego i wartości odkształcenia.
The paper presents a process of industrial fabrication of 227 mm calibre frames made of 15HGMVŻ grade low-carbon steel. Influence of production technology parameters such as the state of material before forming and the degree of deformation during the forming on mechanical properties of frames was established. Optimal material properties after thermal improvement, and levels of deformation at a rotary forming process needed for getting the specific characteristics of final frames were indicated. The hardness across the frame wall was identified and the microstructure was studied. Received results of tests indicate on correctness of the frame production process regarding the selection of parameters for thermal improvement and rates of deformation.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2019, 48, 152; 91-103
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badanie wymiany ciepła za falą detonacyjną
Investigation of heat transfer behind detonation wave
Autorzy:
Kublik, D.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213337.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
detonacja
wymiana ciepła
silnik rakietowy
detonation
heat transfer
rocket engine
Opis:
Wartykule przedstawiono wyniki badań nad wymianą ciepła za falą detonacyjną propagującą w jednorodnej, stacjonarnej mieszaninie H2-O2. Badania przeprowadzone zostały na poziomie eksperymentalnym jak i teoretycznym. Część eksperymentalna skupia się na szybkim pomiarze temperatury na drodze, propagującej w rurze uderzeniowej, fali detonacyjnej, na podstawie którego wyznaczyć można strumień ciepła przekazywany do ścianki. Wyniki eksperymentów porównane zostały z wynikami obliczeń teoretycznych. Obliczenia przeprowadzone zostały w oparciu o model analityczny zaproponowany przez Sichela i Davida [1], w którym jako parametry wejściowe wykorzystano wyniki symulacji CFD (Obliczeniowej Mechaniki Płynów, ang. Computational Fluid Dynamics) nielepkiego, reagującego gazu. Uzyskane wyniki posłużą do oceny możliwości chłodzenia komory spalania wykorzystującej zjawisko wirującej detonacji.
Investigation of heat transfer behind detonation wave that propagates in stationary, homogeneous H2-O2 mixture is described in this article. Investigation was conducted both experimentally and theoretically. Experiments were carried in the shock tube, and focused on fast temperature measurements which were the basis for evaluation of heat flux behind detonation wave. Calculations were conducted using analytical model proposed by Sichel and David. Input parameters for the model were obtained via CFD simulations of reactive, compressible, inviscid flow. The results will be useful for evaluation of heat transfer in Rotating Detonation Combustion Chamber.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 116-125
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Piston pumps for space rocket engines: review and design
Autorzy:
Saboktakin, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/41181818.pdf
Data publikacji:
2023
Wydawca:
Politechnika Warszawska, Instytut Techniki Cieplnej
Tematy:
space rocket
piston pump
liquid rocket engine
rakieta kosmiczna
pompa tłokowa
silnik rakietowy
Opis:
A high-performance space propulsion system normally uses pressure fed systems that drive up propellant tank mass and limit space engine performance and design varieties. In this paper, the particular specifications and designing factors that should be met by rocket engine fuel pumps are demonstrated, and a comparative study is formed on the suitableness of all the necessary kinds of pumps to be used with rocket engines and their applications. Furthermore, the paper describes low cost and high-performance pump technology. This new piston pump has been improved for space applications. Depending on the type of body of this pump, its various parts should be evaluated at the desired pressure and temperature as well as the speed of fluid handling, leakage from the body, and the strength of the parts. Our review results are expressed to give complete awareness of different situations in space rockets.
Źródło:
Journal of Power Technologies; 2023, 103, 1; 49-57
1425-1353
Pojawia się w:
Journal of Power Technologies
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
A Concept for Striking Range Improvement of the GROM/PIORUN Man-Portable Air-Defence System
Koncepcja zwiększenia zasięgu Przenośnego Przeciwlotniczego Zestawu Rakietowego GROM/PIORUN
Autorzy:
Motyl, K.
Makowski, M.
Zygmunt, B.
Puzewicz, Z.
Noga, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403863.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
mechanics
rocket missile
rocket engine
mathematical model
mechanika
pocisk rakietowy
silnik rakietowy
model matematyczny
Opis:
This paper presents a concept for striking distance performance improvement of the GROM/PIORUN Man-Portable Air-Defence System rocket missiles by increasing the rated diameter of the rocket missile propulsion system and its fuel charge weight. A mathematical and physical model of the GROM rocket missile was designed and its enhanced propulsion system was simulated in a computer environment. The computer simulation results were displayed on plot charts.
W pracy przedstawiono koncepcję poprawy parametrów zasięgowych rakiety GROM/PIORUN poprzez zwiększenie średnicy układu napędowego i zwiększenie masy ładunku napędowego. Zbudowano model matematyczno-fizyczny pocisku GROM i przeprowadzono symulacje komputerowe z zastosowaniem wzmocnionego układu napędowego. Wyniki badań symulacyjnych przedstawiono w formie wykresów.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2017, 8, 1 (27); 55-70
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych samolotów bojowych
Ballistic parameters of propelling charges for aircraft ejection seats
Autorzy:
Zygmunt, B.
Motyl, K.
Surma, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/211046.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
fotel katapultowy
silnik rakietowy
ładunki napędowe
ejection seat
rocket engine
solid rocket propellant charge
Opis:
Samoloty bojowe wyposażone są w fotele katapultowe, stanowiące główny element systemu bezpieczeństwa załogi. Silnik rakietowy fotela służy do szybkiej ewakuacji pilota z uszkodzonego samolotu. Prochowe ładunki napędowe charakteryzują się ściśle określonymi parametrami balistycznymi w szerokim zakresie temperatury. Autorzy przedstawili wyniki badań balistycznych ładunków napędowych, stosowanych w fotelach katapultowych czołowych firm światowych. Ładunki napędowe do badań wyprodukowano w kraju według polskiej technologii.
The ballistic parameters of propellant charges for rocket motors of ejection seats for different aircrafts are described. Some of charges have been modernized to improve their characteristics. Diagrams of pressure in ballistic chamber and thrust vs. time at wide range of temperatures for the tested and modernized charges were analyzed. Results of the work were positive and have been implemented to the practice. The work has been done on the order of the foreign customer. The proposal of the solution for the Polish Air Force was formulated.
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2008, 57, 3; 97-109
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Obliczenia numeryczne nieustalonych pól temperatur w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu
Numerical calculations of non-stationary temperature fields in non-cooled short-range anti-aircraft missile rocket engine nozzle
Autorzy:
Preiskorn, M.
Koniorczyk, P.
Zygmunt, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/210022.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
dysza niechłodzona
silnik rakietowy
pole temperatury
non-cooled nozzle
rocket engine
temperature field
Opis:
W pracy przedstawiono wstępne obliczenia numeryczne nieustalonego przewodzenia ciepła w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu. Obliczenia wykonano dla dwóch konfiguracji dyszy. W pierwszej konfiguracji dyszę wykonano w całości ze stali węglowej St 45, której temperatura topnienia wynosi 1700 K [1, 7]. W drugiej konfiguracji w przekroju krytycznym dyszy umieszczono wkładkę z grafitu 7087, tzw. 7087 graphite o anizotropowym przewodnictwie cieplnym i temperaturze topnienia przewyższającej 3800 K [1]. Czas pracy silnika był rzędu 3 s. Obliczenia numeryczne wykonano za pomocą programu COS MOS/M. Wyniki obliczeń podano w postaci rozkładu izoterm w kolejnych przedziałach czasu w części korpusu dyszy przylegającej do przekroju minimalnego oraz zilustrowano zależnościami temperatury oraz gęstości strumienia ciepła w funkcji czasu w wybranych węzłach siatki elementów, tzn. T(sub)i(t) oraz q(sub)i(t).
In the paper, initial numerical calculations of non-stationary heat transfer in non-cooled short-range anti-aircraft missile rocket engine nozzle are presented. The calculations were carried out for two nozzle configurations. For the first configuration, the nozzle was made entirely from carbon steel St 45, melting point of which is 1700 K. In the second configuration, the insert of graphite 7087 of anisotropic heat transfer and melting point of more than 3800 K was placed in the nozzle critical cross-section. Engine operation time was around 3 seconds. Numerical calculations were carried out using program COS MOS/M. Calculation results were given in the form of distribution of isotherms in successive intervals in the nozzle body part adjacent to minimum section and illustrated with temperature and heat flux density dependencies on time in chosen knots of numerical networks, i.e. T(sub)i(t) an q(sub)i(t).
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2011, 60, 2; 47-61
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Novel model for emptying of a self-pressurised nitrous oxide tank
Autorzy:
Szymborski, Jakub
Kardaś, Dariusz
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/2134934.pdf
Data publikacji:
2022
Wydawca:
Polska Akademia Nauk. Czytelnia Czasopism PAN
Tematy:
convective mass transfer
nitrous oxide
hybrid rocket engine
two-phase
flow
self-pressurisation
Opis:
Nitrous oxide is often used in the space industry, as an oxidiser or monopropellant, mostly in self-pressurised configurations. It has potential for growth in use due to the recent rising interest in green propellants. At the same time, modelling the behaviour of a self-pressurising nitrous oxide tank is a challenging task, and few accurate numerical models are currently available. Two-phase flow, heat transfer and rapid changes of mass and temperature in the investigated system all increase the difficulty of accurately predicting this process. To get a get better understanding of the emptying of a self-pressurised nitrous oxide tank, two models were developed: a phase equilibrium model (single node equilibrium), treating the control volume as a single node in equilibrium state, and a phase interface model, featuring a moving interface between parts of the investigated medium. The single node equilibrium model is a variation of equilibrium model previously described in the literature, while the phase interface model involves a novel approach. The results show that the models are able to capture general trends in the main parameters, such as pressure or temperature. The phase interface model predicts nitrous oxide as a liquid, a two-phase mixture, and vapour in the lower part of the tank, which is reflected in the dynamics of changes in pressure and mass flow rate. The models developed for self-pressurisation, while created for predicting nitrous oxide behaviour, could be adapted for other media in conditions near vapour– liquid equilibrium by adding appropriate state equations.
Źródło:
Archives of Thermodynamics; 2022, 43, 3; 141--173
1231-0956
2083-6023
Pojawia się w:
Archives of Thermodynamics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Zmodyfikowana technologia wytwarzania korpusów marszowych silników rakietowych
Modified Technology for Production of Rocket Engines Bodies
Autorzy:
Burdek, M.
Stępień, J.
Wójtowicz, W.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403382.pdf
Data publikacji:
2010
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
technologia
korpus silnika rakietowego
stal maraging
product engineering
body of rocket engine
maraging steel
Opis:
Artykuł zawiera wyniki prac zrealizowanych we współpracy Instytutu Metalurgii Żelaza i Zakładów Metalowych "Mesko" S.A., dotyczących opracowania i zastosowania nowoczesnych wyrobów stalowych ze stali typu maraging do wytwarzania korpusów rakiet o podwyższonych właściwościach mechanicznych.
Results of investigation concerning development and application of modern steel products made of maraging grade of higher mechanical properties for production of rocket engines bodies, carried out together by Institute for Ferrous Metallurgy in Gliwice, Poland and Metal Works "MESKO" S.A. in Skarżysko-Kamienna, Poland, are presented in this paper.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2010, 1, 1 (1); 79-84
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Symulacja komputerowa balistyki 122 mm pocisku rakietowego ze zmodernizowanym zespołem napędowym
Computer Simulation Trajectory of 122 mm Missile with a Modernized Rocket Engine
Autorzy:
Zygmunt, B.
Motyl, K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403683.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
mechanika
silnik rakietowy
model matematyczny
symulacja komputerowa
mechanics
rocket engine
mathematical model
computer simulation
Opis:
Rozpatrzono możliwości zmiany technologicznej i konstrukcyjnej silnika rakietowego 122 mm pocisku rakietowego GRAD, polegające na zastąpieniu paliwa rakietowego typu homogenicznego paliwem o znacznie podwyższonej kaloryczności oraz wyraźnie większym impulsie jednostkowym. Zbudowano model matematyczno-fizyczny rakietowego 122 mm pocisku rakietowego z uwzględnieniem charakterystyk aerodynamicznych, geometrycznych i masowo-bezwładnościowych. Model zaimplementowano w programie symulacyjnym MathCAD14. Uzyskano analizę numeryczną podstawowych parametrów toru pocisku rakietowego GRAD ze zmodernizowanym zespołem napędowym i porównano je z zespołem dotychczasowym pocisku i zespołem napędowym pocisku rakietowego FENIKS. Przedstawiono wyniki symulacji komputerowej w postaci wykresów.
Technological changes have been proposed for a rocket engine of 122 mm GRAD missile, consisting in the exchange of homogeneous type of rocket propellant into the propellant with significantly increased calorific value and the higher unit pulse. A mathematical-physical model of a 122 mm missile was built, taking into account the aerodynamic, geometric, mass and inertia properties. The model was implemented in a MathCAD14 simulation program. Numerical analysis of primary flight GRAD missile with a modernized driving unit has been performed and compared with the existing driving unit and driving unit of the Phoenix missile. The results of computer simulation are shown in the form of graphs.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2016, 7, 2 (24); 53-72
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
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:
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
Koniorczyk, Piotr
Zmywaczyk, Janusz
Preiskorn, Marek
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/2097719.pdf
Data publikacji:
2021
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
inżynieria mechaniczna
niechłodzona dysza
silnik rakietowy
pole temperatury
non-cooled nozzle
rocket engine
temperature field
Opis:
W pracy przedstawiono symulacje numeryczne nieustalonego przewodzenia ciepła w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu. Obliczenia wykonano dla konfiguracji dyszy z wkładką w przekroju krytycznym wykonaną z różnych materiałów. Jako materiał wkładki zastosowano: grafit POCO, ceramikę Al₂O₃, ceramikę ZrO₂-3Y₂O₃. Dla porównania przeprowadzono również symulacje numeryczne wymiany ciepła w dyszy wykonanej w całości ze stali St 45, której temperatura topnienia wynosi 1700 K. Czas pracy silnika był rzędu 3 s. Symulacje numeryczne wykonano za pomocą programu CO MSOL Multiphysics. Wyniki obliczeń podano w postaci zależności temperatury oraz gęstości strumienia ciepła w funkcji czasu w przekroju krytycznym.
The paper presents numerical simulations of transient heat conduction in the uncooled nozzle of a short-range anti-aircraft rocket engine. The calculations were made for the configuration of the nozzle with an insert in the critical section made of various materials. The inserts used were: POCO graphite, Al₂O₃ ceramics, and ZrO₂-3Y₂O₃ ceramics. For comparison, numerical simulations of the heat transfer in a nozzle made entirely of St 45 steel, the melting point of which is 1700 K, were also carried out. The engine’s working time was of the order of 3 s. Numerical simulations were performed using the CO MSOL program. The calculation results are given in the form of temperature dependence and heat flux density as a function of time in the critical cross-section.
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2021, 70, 1; 15--30
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Doświadczalne badania impulsowego silnika rakietowego do gazodynamicznego sterowania
Experimental studies of pulsed rocket engine for gas-dynamic steering of flying objects
Autorzy:
Machowski, B.
Motyl, K.
Zygmunt, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/210528.pdf
Data publikacji:
2006
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
rakietowy silnik korekcyjny
impuls ciągu
sterowanie gazodynamiczne
correcting rocket engine
thrust pulse
gas-dynamic steering
Opis:
Idea gazodynamicznego sterowania lub korygowania trajektorii lotu obiektów kosmicznych znalazła zastosowanie również w pociskach rakietowych [1]. Zasada gazodynamicznej korekcji toru lotu polega na krótkotrwałym przyłożeniu siły określonej wartości, wywołanej ukierunkowanym strumieniem gazów, w odpowiedni punkt na powierzchni korygowanego obiektu. Do wytworzenia takiej siły może być użyty małogabarytowy silnik rakietowy na paliwo stałe. W artykule przedstawiono wyniki wyznaczonych doświadczalnie charakterystyk balistycznych rakietowego silnika korekcyjnego. Przedstawiono także wyniki badań wpływu oddziaływania takiego silnika na dynamikę makiety pocisku, uzyskane na stanowisku badawczym opracowanym i wykonanym specjalnie do realizacji tego zagadnienia.
Gas-dynamic steering or correcting of flight trajectory of cosmic objects founds application in the rocket missiles as well. The principle of gas-dynamic correction of flight path consists on a short duration application of a defined force, created by a gas stream of an appropriate directed on a defined point of the corrected object. The force can be produced by a rocket engine of small overall dimension operating on a solid fuel. The results of the experimentally determined ballistic characteristics of the rocket correcting engine are presented. The results of studies on the impact of the interaction of this kind of engine on the dynamics of the missile dummy are also presented. The stand has been elaborated and realized in order to perform the mentioned studies.
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2006, 55, 2; 191-201
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 25

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