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 propellant" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 44
Tytuł:
Application of the Energetic Complex [Cu(TNBI)(NH3)2(H2O)] in Heterogeneous Solid Rocket Propellants
Autorzy:
Bogusz, R.
Rećko, J.
Magnuszewska, P.
Lewczuk, R.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358549.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
CuTNO
RDX
HTPB
heterogeneous solid rocket propellant
Opis:
This paper presents results from the application of [Cu(TNBI)(NH3)2(H2O)] (CuTNO) to heterogeneous solid rocket propellants based on HTPB/AP, replacing RDX. A series of different compositions of solid heterogeneous rocket propellants based on HTPB and ammonium perchlorate, containing CuTNO or RDX, were prepared and investigated. The ballistic parameters of the examined propellants were determined by combustion in a laboratory rocket motor (LRM). The ballistic properties were evaluated in the pressure range 4-10 MPa and it was found that the linear burning rate at 10 MPa increased by more than 20% for the CuTNO containing propellant, compared to the RDX-based composition. By linear regression of the r = f(p) curves obtained, the burning laws for the investigated propellants were determined. It was found that the CuTNO additive increases the pressure coefficient by over 46%, compared to unmodified propellant. The determination of the sensitivities to friction and impact, the calorific value, hardness and decomposition temperature of the propellants obtained were also investigated.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2018, 15, 2; 391-402
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Ageing Behaviour of HTPB Based Rocket Propellant Formulations
Autorzy:
Cerri, S.
Bohn, M. A.
Menke, K.
Galfetti, L.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358902.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
solid rocket propellant
HTPB
nanoAl
ageing
mechanical properties
Opis:
The ageing of HTPB propellant formulations containing nanoAl is investigated. During natural ageing the material undergoes a series of slow physico-chemical degradation reactions. By using accelerated ageing conditions it is possible to simulate the material behaviour at different time-temperature conditions especially focused on the in-service conditions. The mechanical and ageing behaviour of aluminised solid rocket propellants were investigated in terms of uniaxial tensile strength, DMA measurements, impact and friction sensitivity tests, SEM analyses.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2009, 6, 2; 149-165
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Study of the Effect of Nitrated Hydroxyl-terminated Polybutadiene (NHTPB) on the Properties of Heterogeneous Rocket Propellants
Autorzy:
Florczak, B.
Bogusz, R.
Skupiński, W.
Chmielarek, M.
Dzik, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358481.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
NHTPB
HTPB
heterogeneous solid rocket propellant
linear burning rate
Opis:
This paper presents results from research concerning the effect of nitrated hydroxyl-terminated polybutadiene (NHTPB), content up to 3%, on the physicochemical, physico-mechanical and ballistic properties of heterogeneous rocket propellants based on hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB), ammonium perchlorate (AP) and aluminium powder. The results of research on the rheological and thermal properties of the tested solid rocket propellants are also presented. These studies have shown that 2% rubber NHTPB, contained within a composite solid propellant, increases the energy and ballistic parameters of the propellant.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 4; 841-854
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Viscosity Testing of HTPB Rubber Based Pre-binders
Autorzy:
Florczak, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358706.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
pre-binder
HTPB rubber
viscosity
heterogeneous solid rocket propellant
Opis:
This paper presents the test results of viscosity changes, versus time and temperature, for the HTPB rubber based pre-binders used in the manufacture of heterogeneous solid rocket propellants (HSRP). A Brookfield HADV-II+PRO viscometer with a small sample adapter (SSA) and SC4-18 spindle, including a TC-550SD water bath, was used for the tests. The components of the prebinders tested were: HTPB-K domestic liquid synthetic rubber, R45M rubber, dioctyl adipate as the plasticizer, diisocyanate curing agents (DDI, IPDI) and various additives: triethanolamine (TEA), iron compounds, lecithin, glycerine and a solution of oxalic acid in glycerine, and difunctional aziridine amide. As a result of these tests, it was found that the additives have an influence on the viscosity versus time dependence. Moreover, the influence of temperature on the viscosity changes with time were compared for HTPB-K domestic rubber and R45M rubber based pre-binders. The experimental equations describing these changes were also determined.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2014, 11, 4; 625-637
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Determination of the Internal Ballistic Properties of Solid Heterogeneous Rocket Propellants
Autorzy:
Florczak, B.
Białek, M.
Cholewiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358111.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
solid heterogeneous rocket propellant (SHRP)
internal ballistic properties
laboratory rocket motor (LRM)
Opis:
This paper describes the determination of the internal ballistic properties of tubular, solid heterogeneous rocket propellant (SHRP) charges based on hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB) binder. The SHRP charges were screened (inhibited) on their external cylindrical surfaces and inserted into a laboratory rocket motor (LRM). These determinations originated from theoretical considerations and were developed using experimental measurements from static firings of SHRP charges in an LRM. Due to the design of the SHRP charge, its burning process began from the inner cylindrical surface and from both ends of the ring surfaces. The initial temperatures (Tp) of the SHRP charges tested were 233, 288 or 323 K in single static firing runs. On the basis of the pressure (p) of the combustion products of the SHRP vs. time (t) of the LRM operation, the dependence of the burning rates (rb) of the SHRP charges on (p) and on (Tp), and also the (rb) sensitivity to changes in (p) and (Tp), were determined by means of the indirect method.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2014, 11, 4; 589-601
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Zastosowanie porozumienia STANAG 4540 w badaniu stałych paliw rakietowych
An application of standardization Agreement 4540 in solid rocket propellant testing
Autorzy:
Borkowski, J.
Cegła, M.
Koniorczyk, P.
Zmywaczyk, J.
Florczak, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235270.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
dwubazowe stałe paliwo rakietowe
paliwo rakietowe
dynamiczna analiza mechaniczna
temperatura zeszklenia
double base solid rocket propellant
rocket propellant
dynamic mechanical analysis
glass transition temperature
Opis:
W artykule przedstawiono sposób badania stałych paliw rakietowych metodą dynamicznej analizy mechanicznej (DMA) w oparciu o porozumienie STANAG 4540. Scharakteryzowano metodę DMA oraz opisano prawidłowe warunki eksperymentu zalecane przez STANAG oraz instrukcje obsługi urządzenia. Próbka stałego dwubazowego paliwa rakietowego została zbadana za pomocą urządzenia Netzsch DMA 242C. Dynamiczne właściwości mechaniczne takie jak moduł zachowaw-czy (E’), moduł stratności (E”) oraz tgδ zostały zmierzone w zakresie temperatury od -120° C do +110° C, przy prędkości ogrzewania wynoszącej 1K/min. Zastosowano trzy częstotliwości uginania próbki wynoszące 0,1 Hz, 1 Hz oraz 10 Hz. Szczególną uwagę poświęcono określeniu temperatury zeszklenia badanego paliwa.
The article describes dynamic mechanical analysis (DMA) test procedure of solid rocket propellants on the basis of STANAG Agreement 4540. DMA principle of operation and proper experimental conditions recommended by the STANAG and DMA manual are described. A sample of solid rocket propellant was tested by using Netzsch DMA 242C analyzer. Dynamic mechanical properties such as the storage modulus (E’), loss modulus (E”) and tanδ were measured within temperature range from -120° C to +110° C at heating rate of 1K/min. The sample was tested at three bending frequencies of 0.1, 1.0 and 10.0 Hz. Special attention was paid to the determination of tested propellant glass transition temperature.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2015, 44, 133; 7-19
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Measurement of Energy Emitted by Pyrogenic Tablets Used for Ignition of Solid Rocket Propellants
Autorzy:
Wolszakiewicz, T.
Walenta, Z. A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358492.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
pyrogenic tablets
measurement of absorbed heat
ignition of rocket propellant
Opis:
In order to ignite a solid rocket propellant special igniting devices – pyrogenic tablets – must be used. The reported research was aimed at finding the best material for such pyrogenic tablets, which would successfully replace the still frequently used black powder. The measurement of heat, absorbed by the rocket propellant from various kinds of pyrogenic tablets against time, as well as tests of the ignition of the rocket propellant in a stationary engine, were performed. It was concluded, that of all of the mixtures considered, the best material for pyrogenic tablets was a mixture of 25% Zr and 75% KNO3.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 2; 359-375
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Effects of the Burning Rate Index on the Pressure Time Profile of Progressive Burning Tubular Rocket Propellant Configurations
Autorzy:
Shekhar, H.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358660.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
rocket propellant
burning rate
pressure time
progressive burning
tubular configuration
Opis:
A theoretical ballistic analysis of tubular rocket propellants burning in the progressive mode was carried out with the objective of ascertaining the effects of the burning rate index on the average pressure and the total burning time of the pressure time profiles. A constant ‘H’ is introduced to obtain close-form expressions for the initial pressure, the maximum pressure, the area under the pressure time profile, the total burning time and the average pressure. The derivation of the total burning time for a progressive burning tubular rocket propellant is a new approach described in this paper. It is observed that the average pressure during propellant combustion varies with the burning rate index. A higher burning rate index of the propellant leads to a lower average pressure for lower burning rate propellants (8 mm/s at 7 MPa) and a higher average pressure for higher burning rate propellants (10 mm/s at 7 MPa). A unique situation occurs for an intermediate burning rate propellant (9 mm/s at 7 MPa), where the maximum pressure was obtained theoretically for a specific value of the burning rate index (0.69).
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 2; 347-357
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Study of Mechanical Properties of Naturally Aged Double Base Rocket Propellants
Autorzy:
Sućeska, M.
Matečić Mušanić, S.
Fiamengo, I.
Bakija, S.
Bakić, A.
Kodvanj, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/357946.pdf
Data publikacji:
2010
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
mechanical properties
rocket propellant
natural ageing
dynamic mechanical analysis
tensile test
Opis:
Various chemical reactions and physical processes (such as stabilizer consumption, migration and evaporation of nitroglycerine, decomposition of nitroglycerine and nitrocellulose, etc.) take place in double based rocket propellants grains over the time, even under ambient storage conditions. The overall effect of these reactions and processes are changes of physical, chemical, thermal, ballistic and mechanical properties of rocket propellants with storage time, i.e. the reduction of the propellants performances and safe service life. The aim of this work was to evaluate the mechanical changes of rocket propellants – sustainers, built in in-service antitank guided missiles systems, induced by natural ageing at ambient conditions during up to 35 years of storage. The mechanical and viscoelastic properties were tested using a dynamic mechanical analyser, an uniaxial tensile and compression tester, and a notch toughness tester. The results have shown that the changes of the studied mechanical and viscoelastic properties are evident, although the results of the tests are rather scattered (as a consequence of measuring uncertainty, different ageing histories of propellants, etc.) or changes of some properties are not too pronounced. For example, after 15 years of storage at ambient conditions the glass transition temperature increases for about 5 C, the tan δ in the glass transition region decreases for about 5%, the storage and loss modulus at 25 °C increase for about 15%, Young modulus at 23 C increases up to 30%, the notch toughness at -30 C decreases up to 15%, etc. Along with these tests, the stabilizer content determination and proving ground ballistic tests were also done.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2010, 7, 1; 47-60
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
The Effect of Different Copper Salts on the Mechanical and Ballistic Characteristics of Double Base Rocket Propellants
Autorzy:
Abdel-Ghani, N.
Elbeih, A.
Helal, F.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/357974.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
double base rocket propellant
burning rate modifiers
ballistic performance
mechanical properties
Opis:
This paper discusses the enhancement in the ballistic performance of double base rocket propellants (DBRPs) by the addition of different copper salts vs lead salts as burning rate modifiers through stable combustion and the formation of a plateau region in the low pressure region. Compositions based on DBRPs containing different percentages of lead stearate and different types of copper salts were prepared and studied. For comparison, a conventional DBRP was studied. The ignition temperature and heat of combustion were determined experimentally, and the mechanical properties were measured and evaluated. The performance in terms of ballistic characteristics (burning rate, operating pressure) were measured at different throat diameters (8, 8.5, 9, 9.5 mm) and at different temperatures (−20 and 50 °C). Specific impulses were calculated using the ICT thermodynamic code. The experimental data from the proportional study indicate that the compositions containing the studied burning rate modifiers are superior to the original DBRP in respect of ballistic performance and mechanical properties.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 2; 469-482
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Various Methods for the Determination of the Burning Rates of Solid Propellants : an Overview
Autorzy:
Gupta, G.
Jawale, L.
Mehilal, D.
Bhattacharya, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358413.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
burning rate
composite solid rocket propellant
acoustic emission system
erosive burning
Opis:
The burning rate of propellants plays a vital role among the parameters controlling the operation of solid rocket motors, therefore, it is crucial to precisely measure the burning rate in the successful design of a solid rocket motor. In the present review, a brief description of the methods for the determination of the burning rate of solid rocket propellants is presented. The effects of various parameters on the burning rate of solid propellants are discussed and reviewed. This review also assesses the merits and limitations of the existing different methods for the evaluation of the burning rate of solid rocket propellants.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 3; 593-620
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Nadtlenek wodoru 98% klasy HTP - alternatywa dla hydrazyny
Hydrogen peroxide 98% HTP-class - an alternative for hydrazine
Autorzy:
Rarata, G.
Surmacz, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213861.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
nadtlenek wodoru
hydrazyna
rakietowe materiały pędne
hydrogen peroxide
hydrazine
rocket propellant
Opis:
Wartykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania nadtlenku wodoru (H2O2) klasy HTP (do zastosowań napędowych – tzw. „High Test Peroxide” lub też „Rocket Grade Hydrogen Peroxide”) jako atrakcyjnej alternatywy dla obecnie stosowanych materiałów pędnych na platformach satelitarnych. Najpowszechniejszymi materiałami pędnymi aktualnie wykorzystywanymi jako napędy kosmiczne w satelitach są hydrazyna i jej pochodne (paliwa) oraz czterotlenek dwuazotu (utleniacz). Są to substancje odznaczające się bardzo wysoką toksycznością oraz korozyjnością. Zwłaszcza stosowanie hydrazyny poddawane jest coraz ostrzejszym restrykcjom w Europie (Rozporządzenie Parlamentu Europejskiego w sprawie rejestracji, oceny, udzielania zezwoleń i stosowanych ograniczeń w zakresie chemikaliów – REACH). Rosnące trudności formalne związane z użytkowaniem hydrazyny oraz relatywnie wysokie koszty zabezpieczeń dla personelu naziemnego, sprawią, że sektor napędów satelitarnych intensywnie poszukuje odpowiednich zamienników tej substancji. Ocenia się, że nadtlenek wodoru klasy HTP o stężeniu 98% jest jednym z najpoważniejszych kandydatów do tego, aby ją skutecznie zastąpić. Nadtlenek wodoru klasy HTP jest silnym ciekłym utleniaczem i jednocześnie, relatywnie najbezpieczniejszym, rakietowym jednoskładnikowym materiałem pędnym. Niestety, obecnie substancja ta, zwłaszcza wmniejszych ilościach, jest praktycznie niedostępna na rynku europejskim. Skutkiem tego ośrodki akademickie oraz jednostki naukowo-badawcze, które wykazują zainteresowane są badaniami z wykorzystaniem HTP, nie są w stanie nabyć nawet niewielkich ilości HTP w rozsądnej cenie. Dlatego też w Instytucie Lotnictwa opracowano technologię uzyskiwania laboratoryjnych do technicznych ilości względnie taniego nadtlenku wodoru o stężeniu powyżej 80% (nawet 98%+) oraz odpowiednio wysokiej czystości.
The paper presents modern approach as well as the potential of “novel” chemical “green” rocket propellant for satellite applications known as hydrogen peroxide of HTP class. The technology of obtaining the substance has been fully developed at IoA. However, the compound already is under experimental research for its practical utilisation within space propulsion applications. This liquid rocket propellant may be successfully used in thrusters and engines in RCS’s. What more, recently has become promising alternative for utilised so far toxic propellants. The novel (in terms of its quality and renewed interest) high-energy liquid green propellant called HTP is 98% aqua solution of hydrogen peroxide (High Test Peroxide). It does not suffer from the disadvantages typical for currently used rocket propellants and is now being extensively tested in many other space propulsion research centres around the world. The paper also presents the potential connected to the use of 98% HTP, also with comparison to the other liquid currently commonly used and very toxic propellant - hydrazine. Additionally, the authors try to prove that 98% HTP enables, due to low costs, the extensive research for alternative “green” propulsion systems may not always have to be done by the relevant industry itself but also by academia, research institutes and smaller private companies.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 25-33
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
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:
Development trends in artillery ammunition propellants
Analiza możliwości eliminacji nitrocelulozy z materiałów wybuchowych miotających
Autorzy:
Szala, Mateusz
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1075862.pdf
Data publikacji:
2020
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
nitrocellulose
energetic polymer
propellant
solid rocket propellant
nitroceluloza
polimery energetyczne
materiał miotający
stałe paliwo rakietowe
Opis:
Przedstawiono krótki rys historyczny stosowania nitrocelulozy (NC) w materiałach miotających. Przedyskutowano wady i zalety NC jako półsyntetycznego składnika prochów i paliw rakietowych. Następnie stosując klasyczny podział materiałów wybuchowych miotających szczegółowo przedyskutowano możliwości eliminacji nitrocelulozy z poszczególnych rodzajów prochów i paliw rakietowych. Na podstawie przeprowadzonych analiz zauważono, że w perspektywie najbliższych lat eliminacja NC z prochów jedno- i dwubazowych jest bardzo mało prawdopodobna. Obserwowane tendencje w rozwoju prochów trójbazowych również nie wskazują na eliminację NC a jedynie na zastępowanie nitroguanidyny za pomocą cyklicznych nitroamin. Prawdopodobna jest eliminacja NC z prochów kompozytowych typu LOVA. Jedynie stałe heterogeniczne paliwa rakietowe na bazie kauczuków syntetycznych oraz chloranu(VII) amonu, jako utleniacza, zostały uniezależnione od NC.
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 2; 5-16
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania właściwości termiczno-mechanicznych homogenicznego paliwa rakietowego poddanego starzeniu zgodnie z wymaganiami STANAG
Study of thermo-mechanical properties of aged homogeneous solid rocket propellant according to STANAG requirements
Autorzy:
Prasuła, P.
Czerwińska, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/234533.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
stałe paliwo rakietowe
DMA
DSC
starzenie przyspieszone
solid rocket propellant
accelerated ageing
Opis:
Znaczący wpływ na prawidłowe działanie silnika rakietowego mają właściwości termiczno-mechaniczne zastosowanego w nim paliwa rakietowego. Stąd też ważne jest opracowanie obszernej charakterystyki danego paliwa w funkcji czasu i temperatury w celu oceny jego zachowania w różnych warunkach eksploatacji. W ramach niniejszej pracy przeprowadzono badania wpływu procesu starzenia na właściwości termiczno-mechaniczne homogenicznego paliwa rakietowego. Wybrane paliwo rakietowe poddano przyspieszonemu starzeniu w warunkach określonych w dokumencie AOP-48, a następnie wyznaczano jego parametry termiczne i mechaniczne (m.in. temperaturę zeszklenia, temperaturę rozkładu). Starzenie miotających materiałów wybuchowych powoduje ubytek stabilizatora, który ma wpływ na właściwości termiczno-mechaniczne paliwa, dlatego wykonano również oznaczania ilości efektywnego stabilizatora i jego ubytku stosując chromatografię cieczową HPLC. Do badania właściwości termicznych zastosowano różnicową kalorymetrię skaningową (DSC). Analizy termiczne prowadzono zgodnie ze STANAG 4515. Badania właściwości mechanicznych przeprowadzano za pomocą dynamicznej analizy mechanicznej (DMA) w oparciu o porozumienie STANAG 4540.
Proper operation of rocket motor depends significantly on thermo-mechanical properties of propellant used. For this reason it is important that characteristics of a particular propellant versus the time and temperature pass a thorough investigation to assess its operation at different conditions. The paper illustrates investigations of ageing process influencing thermo-mechanical properties of homogeneous rocket propellant. A selected type of rocket propellant was subjected to accelerated ageing in conditions specified in AOP-48 document to establish in the next step its thermal and mechanical characteristics (between all the temperature of glass transition and decomposition). The ageing of propelling explosives causes the reduction of stabiliser content deciding about thermo-mechanical properties of propellant and for that the percentage of effective stabiliser and its loss were identified by liquid chromatography HPLC. Thermal properties were investigated by differential scanning calorimetry. Thermal analyses were carried out according to STANAG 4515. Mechanical characteristics were tested by dynamic mechanical analysis (DMA) in line with STANAG 4540.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2018, 47, 145; 47-63
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 44

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