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:
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:
Zapłon hipergoliczny stabilizowanego nadtlenku wodoru z węglowodorami promowanymi katalitycznie
The hypergolic ignition of stabilized hydrogen peroxide and catalitically promoted hydrocarbons
Autorzy:
Rarata, G.
Surmacz, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213292.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
silniki rakietowe
zapłon hipergoliczny stabilizowanego nadtlenku wodoru
węglowodory promowane katalitycznie
rocket engines
hypergolic ignition
hydrogen peroxide
hydrocarbons
liquid propellant
Opis:
W artykule zwrócono uwagę na możliwość wykorzystania sężonych, stabilizowanych roztworów nadtlenku wodoru (H2O2) w celu wypracowania jak najprostszej oraz skutecznej metody zapłonu węglowodorów ciekłych. Zastosowanie odpowiednio stężonego, stabilizowanego fosforanami, nadtlenku wodoru jako utleniacza (o stężeniu 85% i powyżej) oraz stałego katalizatora jego rozkładu (np. w postaci jego zawiesiny w paliwie) pozwala na uzyskanie samozapłonu spełniającego cechy tzw. zapłonu hipergolicznego (ang. hypergolic). Rzeczywiste układy hipergolowe (np. dwuskładnikowy układ ciekłego paliwa rakietowego oraz utleniacza) ulegają samoczynnemu zapłonowi w chwili, gdy ich składniki ulegną wymieszaniu. Są one jednak dość kłopotliwe w przechowywaniu i transporcie, ale raczej niezawodne w użytkowaniu w silniku rakietowym - gdyż nie wymagają dodatkowych systemów zapłonowych. W określonych warunkach stężony nadtlenek wodoru również może stanowić ciekły utleniacz, który posiada jednocześnie cechy hipergolika w stosunku do odpowiednio spreparowanych paliw weglowodorowych. Jedną z metod wykorzystywaną w tym celu może być dodatek katalizatora do paliwa węglowodorowego w postaci jego drobnokrystalicznej soli. Dalsze prace badawcze wymagane sa w kierunku określenia różnic w zachowaniu się układu przy zastosowaniu HTP (zamiast silnie stabilizowanego H2O2) czy też w warunkach odpowiadających pracy prawdziwego silnika rakietowego.
The paper presents a simple and effective approach towards receiving the hypergolic ignition of a potential environmentally friendly liquid propellant consisting of stabilized hydrogen peroxide as a oxidizer (with a concentration of 85% or higher) and hydrocarbon fuels for use in rocket engines. Simple tests conducted up to now prove positive effect of relatively small amount of metal salt catalyst in fuels for elicitation of the hypergolic ignition. Such bipropellant formulation may be utilized in a real rocket engine environment - for instance in a pressure-fed liquid propellant rocket engine. However, to establish such technology more tests are needed to perform to find what kind of effects exerts the amount of catalyst and the initial temperature of the fuel on the ignition delay of such hypergolic bipropellants. An experimental program aimed at determining the effects of initial ambient pressure, initial ambient gas properties, and hydrogen peroxide concentration on ignition delay. Results show that ignition delay can be reduced by increasing the hydrogen peroxide concentration. The applicability of traditional vaporization and ignition theories to the ignition of a catalytically promoted fuel with rocket grade hydrogen peroxide are shortly discussed as well. However, the paper emphasizes that there are also many other important issues that must be taken into account, such as the level of stabilizers in the H202 or the difference between the ignition delay times from open cup tests and those from rocket engine static firings.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 173-181
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Właściwości, otrzymywanie oraz zastosowanie nadtlenku wodoru 98%+ klasy HTP
Properties, preparation and applications of hydrogen peroxide of 98%+ HTP class
Autorzy:
Florczuk, W.
Rarata, G.
Rokicka, K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213773.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
nadtlenek wodoru
HTP
utleniacz rakietowy
materiał pędny
hydrogen peroxide
rocket oxidiser
propellant
Opis:
Przedstawiono podstawowe, a zarazem dość unikalne, właściwości stężonych roztworów nadtlenku wodoru klasy HTP (High Test Peroxide). Pokazano rownież zarys historyczny oraz możliwości zastosowania tego związku chemicznego w napędach wraz z uwzględnieniem aktualnych tendencji rozwojowych silników rakietowych wykorzystujących nadtlenek wodoru klasy HTP. Zwrócono także uwagę na możliwość wykorzystania dostępnych w Polsce 60%, chemicznie czystych, roztworów nadtlenku wodoru w celu otrzymania roztworów klasy HTP. Dodatkowo, opisano również proces preparatyki nadtlenku wodoru opracowany w Laboratorium Materiałów Pędnych będącego częścią Zakładu Technologii Kosmicznych Instytutu Lotnictwa. Wykazano także konkurencyjność w zakresie jakości oraz kosztów związanych z preparatyką własnego HTP w Instytucie Lotnictwa, w stosunku do aktualnie komercyjnie dostępnego w Europie.
The paper presents potentially "novel" and "green" rocket chemical propellant known as hydrogen peroxide of HTP class. The laboratory technology of obtaining the substance has been developed at IoA. However, the compound already is under extensive experimental research for its practical utilisation within the space propulsion applications. This liquid rocket propellant may be successfully used in various rocket engines. 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 of high purity (High Test Peroxide). It does not suffer from the disadvantages of typically used rocket propellants. The paper also presents the authors1 work in the field of HTP utilisation within the relevant industry.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 215-226
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:
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:
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:
Theoretical and experimental investigations on a rocket propulsion system of projectiles intended for vehicle active protection system
Teoretyczno-doświadczalne badania rakietowego układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej pojazdów
Autorzy:
Surma, Zbigniew
Leciejewski, Zbigniew
Dzik, Arkadiusz
Białek, Marek
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1065644.pdf
Data publikacji:
2020
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
propulsion system
counter-projectile
solid rocket propellant
active protection system
układ napędowy
antypocisk
stałe paliwo rakietowe
system ochrony aktywnej
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 NX 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.
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 1; 133-143
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
The research of characteristics of combusting high-energy solid fuels and their fracturing ability to carbon cylinders
Badanie charakterystyk spalania paliw wysokoenergetycznych oraz ich zdolności do szczelinowania walców węglowych
Autorzy:
Hebda, K.
Habera, Ł.
Frodyma, A.
Wilk, Z.
Koślik, P.
Hadzik, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/92580.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
combustion characteristics
heterogeneous propellants
laboratory rocket motor (LRM)
propellant
fracturing
coal fracturing
heterogeniczne propelanty
laboratoryjny silnik rakietowy
charakterystyka spalania
szczelinowanie z wykorzystaniem propelantów
szczelinowanie węgla
Opis:
The paper presents research results of combusting high-energy solid fuels (propellants) in laboratory rocket motor specifically modified to examine the rocks . The process of combusting highenergy fuel is characterized by fast chemical reaction, which causes creation of high pressure gaseous products. The rate of pressure rise from combusting propellants can be controlled in laboratory rocket motor by an appropriate selection of mass of the fuel and the diameter of the nozzle. By selecting fuel which has bigger mass we can obtain higher rate of pressure rise as compared to smaller mass of fuel. For testing purposes the nozzle from standard laboratory rocket motor was replaced by solid coal cylinder to determine the possibility of coal fracturing by gaseous products of propellant combustion. With the use of sensors there was registered a pressure inside the combustion chamber. The aim of the paper is presentation and comparison of the pressure change graphs which were created in result of combusting high-energy materials and macroscopic determination of carbon fracturing as a result of propellant interaction.
Artykuł przedstawia wyniki badań ze spalania wysokoenergetycznych paliw (propelantów) w specjalnie zmodyfikowanym silniku rakietowym do badań skał. Proces spalania paliw wysokoenergetycznych jest to szybka reakcja chemiczna, w wyniku której powstają produkty gazowe pod wysokim ciśnieniem. Wzrost ciśnienia powstałego w wyniku spalania propelantów można kontrolować w laboratoryjnym silniku rakietowym poprzez właściwy dobór masy paliwa oraz średnicy dyszy. Wybierając paliwo o większej masie można się spodziewać większego wzrostu ciśnienia w porównaniu do ciśnienia wytworzonego z mniejszą ilością propelantu. Na potrzeby badania dysza ze standardowego laboratoryjnego silnika rakietowego została zastąpiona walcem węglowym, aby określić możliwość zeszczelinowania węgla przez gazowe produkty spalania propelantu. Za pomocą czujnika rejestrowane było ciśnienie wewnątrz komory spalania. Celem artykułu jest (1) prezentacja oraz porównanie wykresów zmiany ciśnienia w czasie, które zostały zarejestrowane podczas spalania paliw wysokoenergetycznych (2) określenia makroskopowo zeszczelinowania węgla w wyniku oddziaływania propelantów.
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2017, T. 9; 188-193
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
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:
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:
Temperature sensitivity of solid heterogeneous rocket propellant AP/HTPB/AI
Wrażliwość temperaturowa stałego heterogenicznego paliwa rakietowego AP/HTPB/Al
Autorzy:
Florczak, Bogdan
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1063113.pdf
Data publikacji:
2019
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
solid heterogeneous rocket propellant
HTPB
laboratory rocket motor
temperature sensitivity
stałe heterogeniczne paliwa rakietowe
laboratoryjny silnik rakietowy
wrażliwość termiczna
Opis:
Przedstawiono wyniki z badań stałego heterogenicznego paliwa rakietowego (SHPR) zawierającego jako główne składniki: chloran(VII) amonu (AP) jako utleniacz, lepiszcze na bazie ciekłego syntetycznego kauczuku (HTPB), glin (Al) oraz dodatki technologiczne w laboratoryjnym silniku rakietowym (LSR) pozwalające na wyznaczenie wrażliwości termicznej paliwa.
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2019, 11, 2; 83-88
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
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:
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:
Studies of the Influence of Nano Iron(III) Oxide on Selected Properties of Solid Heterogeneous Propellants Based on HTPB
Autorzy:
Bogusz, R.
Magnuszewska, P.
Florczak, B.
Maranda, A.
Drożdżewska, K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358189.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
combustion rate modifier
nano iron(III) oxide
solid heterogeneous rocket propellant
HTPB
LRM
Opis:
This paper presents the results of investigations into the use of 56 nm nano iron(III) oxide as a combustion rate modifier in a solid heterogeneous rocket propellant (SHRP). A series of solid heterogeneous rocket propellants based on HTPB and ammonium perchlorate with different nano iron(III) oxide contents in the propellant composition 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 5-10 MPa. It was found that the linear burning rate at 7 MPa was increased by 15% for 1% nano iron(III) oxide content in comparison to 0.2% content. Determination of the sensitivity to friction and impact, the calorific value, hardness and decomposition temperature of the derived propellants were also investigated.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 4; 1051-1063
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Stałe paliwa rakietowe z drutami w świetle literatury patentowej
Rocket solid wired propellants in the light of patent literature
Autorzy:
Miszczak, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235227.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
paliwa rakietowe
paliwa stałe
druty
szybkość spalania
literatura patentowa
rocket propellant
solid propellant
wires
burning rate
patent literature
Opis:
W artykule przedstawiono rezultaty poszukiwań i analiz zagranicznej literatury patentowej w zakresie ładunków stałych paliw rakietowych spalanych czołowo, z osadzonymi w nich poosiowo drutami oraz sposobów otrzymywania tego rodzaju ładunków. Wprowadzenie do masy paliwa rakietowego drutów o wysokim przewodnictwie cieplnym powoduje kilkukrotny wzrost szybkości spalania. Na przykład, dzięki zastosowaniu drutów wykonanych ze srebra szybkość spalania ładunku paliwa wzrasta nawet 5 krotnie w porównaniu z szybkością spalania samego paliwa rakietowego (bez drutów). W wyniku poszukiwań i analiz publikacji patentowych, wyselekcjonowano kilkanaście opisów patentowych wynalazków z przedmiotowego zakresu, z datą pierwszeństwa z lat 50, 60, 70 i 80 ubiegłego wieku, zgłoszonych w USA, Francji, Wielkiej Brytanii i Japonii. Mimo ponad 60 letniej historii tematyka prezentowana w artykule, jest bardzo rzadko poruszana. Informacje zawarte w znalezionych opisach patentowych powinny zainteresować, zwłaszcza technologów zajmujących się wytwarzaniem ładunków stałych paliw rakietowych oraz konstruktorów silników rakietowych zaelaborowanych takimi paliwami.
Results of investigations and studies of foreign patent literature on the manufacture of end-burning charges of solid rocket propellants with axially embedded wires are presented in the paper. The introduction of wires, possessing a high thermal conductivity level, into the stuff of rocket propellant makes the burning velocity increase by several times. For example the application of silver wires boosts the propellant burning velocity up to 5 times comparing to the same propellant without the wires. In the result of a research work and studies of patent publications a dozen of patent descriptions of inventions on thesubject scope was selected, with the date of priority,issued in the 50-ties, 60-ties, 70-ties and 80-ties of the former century, applied in the USA, France, Great Britain and Japan. The subject of this paper has been very seldom presented for over 60 years. The data included in the patent descriptions seems to be very interesting, particularly for technologists dealing with manufacture of rocket solid propellant charges and for designers of rocket motors using such propellants.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2016, 45, 137; 41-56
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