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 "solid propellant" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-39 z 39
    Tytuł:
    Regularities of Spheroidization of HMX Extracted from Solid Propellant Disposal Products
    Autorzy:
    Cheltonov, Maksym
    Zakusylo, Roman
    Ustymenko, Ievhen
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1062839.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid propellant
    octogen
    spheroidization
    dimethyl sulfoxide
    Opis:
    Nitramines of high quality for manufacturing high-energy composites, such as oсtogen (HMX) and hexogen, have received much attention by researchers worldwide. Mixed formulations containing fillers in the form of spheroidal dispersed particles of explosives are homogenized at lower energy consumption. They are characterized by stable rheological characteristics, which guarantee the quality of the products obtained on the basis thereof. Methods for obtaining spherical nitramine particles by means of ultrasonic and hydromechanical rounding using commercial HMX were evaluated. It was found that under similar conditions, rounding by the hydromechanical process in a vortex device is more efficient and less energy-consuming than that of the ultrasonic method. It was confirmed that spheroidization of commercial HMX in an aqueous dimethyl sulfoxide (DMSO) medium by hydromechanical rounding occurs due to erosion of crystals of large size (70 μm or more). Based on the experimental results with spheroidization of commercial nitramine, the mass fraction content below 50 μm versus time was plotted for hydromechanical rounding. The method of hydromechanical rounding in aqueous DMSO to obtain spheroidized HMX, extracted from solid propellant using DMSO, was found to be the most suitable. Spheroidized modified HMX with specific characteristics (density and crystals of near-spherical shape) was obtained, which could be used for the manufacture of high-energy composites.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2020, 17, 4; 523-534
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Praktyczne określanie parametrów balistycznych silnika rakietowego na paliwo stałe
    Practical assessment of solid propellant rocket motor ballistic characteristics
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235885.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    silniki rakietowe
    paliwo stałe
    rocket engines
    solid propellant
    Opis:
    W artykule przedstawiono metodę praktycznego obliczania parametrów balistycznych silnika rakietowego na paliwo stałe tj. ciśnienia roboczego w komorze spalania, ciągu, czasu pracy oraz impulsu całkowitego i jednostkowego. Przedstawiono metodę, która dzięki przyjęciu szeregu uproszczeń, pozwala na szybkie określenie tych parametrów z dostateczną dla praktyki dokładnością. Metoda ta łącznie z zasadami określania parametrów konstrukcyjnych silnika (parametry ładunku, komory spalania i zespołu dyszy) podanymi w [1÷4] umożliwia znaczne skrócenie etapu wstępnego projektowania silnika i szybkie przejście do etapu badań stacjonarnych modeli silnika na hamowni, które weryfikują konstrukcję silnika pod względem spełnienia postawionych wymagań balistycznych. Pokazano praktyczne zastosowanie tej metody. Na przykładzie silnika startowego imitatora celu powietrznego ICP-G, przeznaczonego do prowadzenia badań strzelaniem rakiet przeciwlotniczych, pokazano sposób obliczania parametrów balistycznych silnika. Przedstawiono kryteria, przesłanki i zależności umożliwiające, na wstępnym etapie projektowania silnika napędowego imitatora, określenie bardzo zbliżonych do docelowych, parametrów balistycznych silnika. Przedstawiono także wyniki badań stacjonarnych silnika na hamowni potwierdzające praktyczną przydatność tej metody przy balistycznym projektowaniu silników rakietowych na paliwo stałe.
    A practical method to calculate ballistic characteristics of solid propellant rocket motors such as burning chamber working pressure, thrust, time of operation, total and specific impulse, was presented in the paper. Presented method due to admission of some simplifications allows for fast determination of above mentioned characteristics and provides an accuracy which is sufficient for practical usage. This method together with principles for determination of motor designing characteristics such as load capacity and specifications of burning chamber and the nozzle, given in [1-4], enables to shorten the motor’s initial designing stage to start experiments on the testing bed and verify the fulfilment of earlier set ballistic requirements. The application of this method is illustrated in the paper on the example of a booster motor of the aerial target imitator ICP-G used to test accuracy of antiaircraft missile self-guided heads at live firings. Some formulations enabling at the initial designing stage the specification of motor ballistic characteristics which comply with the final performance of the motor are included in the paper. Presented experimental results of tests can serve as a confirmation of practical usefulness for proposed method.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2009, R. 38, z. 112; 25-33
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Certain Ballistic Performance and Thermal Properties Evaluation for Extruded Modified Double-base Propellants
    Autorzy:
    Fahd, A.
    Mostafa, H. E.
    Elbasuney, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358144.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid propellant
    modified double-base propellant
    combustion
    burning rate
    ballistic performance
    thermal properties
    Opis:
    The main advantages of modified double-base (MDB) propellants are wide range of burning rates, high energy output, as well as enhanced thrust. This study reports on the effect of potential oxidizers − potassium perchlorate (KP) or ammonium perchlorate (AP), stoichiometric binary mixture of the oxidizer (KP or AP) with metal fuel (Al), and energetic nitramine (HMX) on combustion characteristics of MDB propellants. MDB propellant formulations based on these additives, constituting 10 wt.% of total mass of the MDB formulation, were manufactured by solventless extrusion process. The impact of these additives on ballistic performance particularly the burning rate as well as on the characteristic exhaust velocity of gaseous product (C*), was evaluated using small-scale ballistic evaluation test motor. KP and AP exhibit different effects; KP positively impacts the burning rate, AP positively impacts C*. Stoichiometric binary mixture of AP/Al positively impacts both the burning rate and C*; HMX substantially enhances C*. These energetic additives could alter the combustion mechanism, by thinning the induction zone, allowing the luminous flame zone to be more adjacent to the burning surface. Therefore, the combustion reaction could proceed faster. The developed MDB propellant formulations were found to be more energetic with an increase in calorific value in comparison to reference formulation (using bomb calorimeter); they exhibited similar ignition temperature by means of cook off test. DSC measurements demonstrated similar onset and maximum decomposition temperature of developed MDB propellant formulations to reference DB propellant formulation but with an increase in total heat released (J/g).
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2017, 14, 3; 621-635
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical modelling of the thermo-mechanical response of a rocket motor to exhaust gases load
    Autorzy:
    Orłowska, M.
    Panas, A. J.
    Rećko, K.
    Żyluk, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/280124.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
    Tematy:
    solid propellant rocket motors
    thermo-elastic FEM analysis
    nozzle thermal load
    Opis:
    A numerical model for analysis of thermal and mechanical loads of a rocket motor has been developed. This model of a solid propellant motor corresponds to a short range, fast lunch and cruise type missile. It has been elaborated using the Finite Element Method (FEM) incorporated into commercial Comsol/M code. The experimental data on the thrust profile have been utilised to develop proper initial and boundary conditions for forgoing numerical calculations. The studies have been focused on the temperature and stress evolution within the case and nozzle section of the rocket engine. A special attention has been paid to the graphite insert of the rocket motor throat. The performed analyses proved effectiveness of the modelling methodology that will be applied to investigations of the modified motor performance.
    Źródło:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2014, 52, 3; 803-814
    1429-2955
    Pojawia się w:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Assessment of the Shelf Life of Composite Solid Propellants in Air and Nitrogen Atmospheres through Thermal Ageing
    Autorzy:
    Keshavarz, Mohammad Hossein
    Hosseini, Seyyed Hesamodin
    Mehran, Karimi
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/27787850.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    composite solid propellant
    inert atmosphere
    dynamic mechanical thermal analysis
    DMTA
    damping
    ageing
    Opis:
    This work introduces dynamic mechanical thermal analysis (DMTA) as an efficient method for the assessment of the shelf life of solid composite solid propellants in air and nitrogen atmospheres. The samples were aged at three temperatures 323.15, 333.15, and 343.15 K for 60, 120, and 180 days. The two different methods of Arrhenius and Berthelot were used to compare the effects of air and nitrogen atmospheres on the ageing of composite solid propellants. Damping (Tan δ) of composite solid propellants was used to determine the shelf life of the samples based on the loss of half of the physical property Tan δ (50% drop in damping). For the air atmosphere, the calculated activation energy for the degradation reactions of the samples was 86.26 kJ·mol–1. Both models, Arrhenius and Berthelot, confirmed that the shelf lives of the samples under the nitrogen atmosphere are more than four times those in an air atmosphere.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2021, 18, 1; 25--45
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    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:
    Synthesis and Characterization of a High Energy Combustion Agent (BHN) and Its Effects on the Combustion Properties of Fuel Rich Solid Rocket Propellants
    Autorzy:
    Pang, W.-Q.
    Zhao, F.-Q.
    Xue, Y.-N.
    Xu, H.-X.
    Fan, X.-Z.
    Xie, W.-X.
    Zhang, W.
    Lv, J.
    Deluca, L. T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358474.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    fuel rich solid propellant
    BHN
    DSC
    TG-DTG
    burning rate
    combustion properties
    Opis:
    A high energy combustion agent (tetraethylammonium decahydrodecaborate, BHN) was prepared by means of an ion exchange reaction (IER), and the prepared samples were characterized by the advanced diagnostic techniques of Scanning Electron Microscopy (SEM), X-ray diffraction (XRD), Thermogravimetric Analysis (TGA), and Differential Scanning Calorimetry (DSC) etc. The effects of BHN particles on the hazard and combustion properties of fuel rich solid propellants were investigated. The results showed that the BHN samples and fuel rich propellants containing BHN particles can be prepared successfully and solidified safely. The peak temperature of thermal decomposition and the heat of decomposition of the BHN samples prepared were 305.8 °C and 210.9 J•g-1 at a heating rate of 10 K•min-1, respectively. The burning rate and pressure exponent of fuel rich solid propellants decreases with increases in the fraction of BHN particles in the propellant formulation. Compared with the reference formulation (sample BP-1), the burning rate of the propellant with 10% mass fraction of BHN particles (sample BP-4) had decreased 30% at 3.0 MPa, and the pressure exponent had dropped from 0.44 to 0.41.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 3; 537-552
    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:
    Prediction of Internal Ballistic Parameters of Solid Propellant Rocket Motors
    Autorzy:
    Terzic, J.
    Zecevic, B.
    Baskarad, M.
    Catovic, A.
    Serdarevic-Kadic, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403510.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    rocket motors
    solid propellant
    burning rate
    internal ballistic performances
    prediction
    losses
    computer program
    Opis:
    A modular computer program named SPPMEF has been developed which isintended for purposes of predicting internal ballistic performances of solid propellantrocket motors. The program consists of the following modules: TCPSP (Calculation of thermo-chemical properties of solid propellants), NOZZLE (Dimensioning of nozzle and estimation of losses in rocket motors), GEOM (This module consists of two parts: a part for dimensioning of the propellant grain and a part for regression of burning surface) and ROCKET (This module provides prediction of an average delivered performance, as well as mass flow, pressure, thrust and impulse as functions of burning time). The program is verified with experimental results obtained from standard ballistic rocket test motors and experimental rocket motors. Analysis of results has shown that the established model enables high accuracy in prediction of solid propellant rocket motors features in cases where influence of combustion gases flow on burning rate is not significant.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 4 (6); 7-26
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    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:
    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
    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:
    Development of a Solid, Low-Smoke Rocket Propellant : Smoke Generation Intensity Tests Using a Laser and Photodiode Setup
    Opracowanie stałego rakietowego materiału pędnego o zmniejszonym dymieniu : badania intensywności dymienia z wykorzystaniem układu laser-fotodioda
    Autorzy:
    Woźniak, Przemysław
    Kindracki, Jan
    Wacko, Krzysztof
    Gołofit, Tomasz
    Chmielarek, Michał
    Cieślak, Katarzyna
    Kozłowska, Sylwia
    Maksimowski, Paweł
    Mężyk, Łukasz
    Kołodziej, Maciej
    Zdybał, Dominik
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/27314949.pdf
    Data publikacji:
    2023
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    rocket motor
    solid propellant
    combustion
    smoke generating
    laser
    silnik rakietowy
    stały materiał pędny
    spalanie
    dymienie
    Opis:
    The work completed and discussed in this paper was to determine the level of smoke generation intensity in a selection of solid rocket propellants developed to minimise the level of generated smoke. This is an important issue for the application of the developed low-smoke propellant in, for example, the sustainer motor of a rocket missile. Reduced smoke generation levels can help to significantly reduce the feasibility of enemy detecting rocket munition launch sites. The authors of this paper developed a test stand that quantified the smoke generation intensity in rocket propellants. The test stand setup, based on the scatter of a laser beam by smoke, measured the smoke generation intensity, including during the operation of a rocket motor. A rocket micromotor was used along with a test chamber to measure the intensity of the smoke generated. It was located directly behind the motor exhaust and provided three laser- photodiode measurement channels. Tests of the smoke generated during the combustion of black powder and a standard mixture of HTPB and AP at a ratio of 20:80 provided reference baselines for the smoke generation intensity tests on the developed rocket propellants. The authors determined the smoke generation intensity of the propellants based on ADN, HTPB, and GAP with various additives. The results produced made it possible to compare the tested materials and select the most preferable materials as measured by their low smoke generation intensity.
    Przeprowadzone prace miały na celu określenie poziomu intensywności dymienia wybranych stałych, rakietowych materiałów pędnych, opracowanych przy założeniu minimalizacji generowanego przez nie dymu. Stanowi to istotne zagadnienie w kontekście zastosowania opracowanego materiału pędnego o zmniejszonym dymieniu, np. w silniku marszowym pocisku rakietowego. Ograniczenie wytwarzania dymu może znacząco zmniejszyć możliwości wykrycia miejsca startu środków bojowych przez przeciwnika. Autorzy artykułu opracowali stanowisko badawcze umożliwiające otrzymanie wskazań intensywności dymienia rakietowych materiałów pędnych. Przygotowany system, oparty na rozpraszaniu wiązki światła laserowego w dymie, umożliwia pomiar intensywności dymienia m.in. w warunkach pracy silnika rakietowego. Zastosowano mikrosilnik rakietowy wraz z komorą badawczą układu pomiaru dymienia, umieszczoną tuż za wylotem z mikrosilnika, wyposażoną w trzy tory pomiarowe laser- fotodioda. Pomiary generowanego dymu podczas spalania prochu czarnego oraz standardowej mieszaniny HTPB z AP w stosunku 20-80 stanowiły poziomy odniesienia do porównania intensywności dymienia opracowanych materiałów pędnych. Autorzy określili intensywność dymienia materiałów pędnych opartych na zastosowaniu ADN, HTPB lub GAP oraz różnych dodatków. Otrzymane rezultaty pozwalają na porównywanie przebadanych materiałów oraz wyselekcjonowanie najlepszych pod kątem niskiej intensywności dymienia.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2023, 14, 3 (53); 41--58
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania właściwości heterogenicznych stałych paliw rakietowych na bazie kauczuku HTPB
    Testing the properties of heterogeneoussolid rocket propellants based on HTPB rubber
    Autorzy:
    Bogusz, R.
    Florczak, B.
    Sałaciński, T.
    Dzik, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/235479.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    paliwo rakietowe
    paliwo stałe
    kauczuk HTPB
    szybkość spalania
    silnik rakietowy
    rocket propellant
    solid propellant
    HTPB rubber
    rocket motor
    burning rate
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań wybranych właściwości fizykochemicznych i balistycznych heterogenicznych stałych paliw rakietowych (HSPR) na bazie kauczuku HTPB, chloranu(VII) amonu oraz pyłu aluminiowego różniących się zawartością i rodzajem modyfikatora szybkości spalania (2,2`-bis (etyloferrocenylo) propan (katocen), Fe2O3, Cu2Cr2O5). Badania właściwości balistycznych przeprowadzono w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego (LSR), w którym spalano prostopadłościenne kształtki HSPR pozwalające metodą pośrednią na określenie szybkości spalania w funkcji ciśnienia produktów spalania w komorze LSR.
    This paper presents some results of tests of selected physicochemical and ballistic properties of heterogeneous solid rocket propellants (HSRP) based on HTPB rubber, chlorate(VII) ammonium and aluminium dust with different contents and type of burning rate modifier (2,2`-bis(ethylferrocenyl) propane (catocene), Fe2O3, Cu2Cr2O5). A laboratory rocket motor (LRM) was used for testing ballistic properties of the rectangular slabs of HSR Pin order to assess by an indirect method the burning rate of the HSPR slabs depending on the pressure of combustion products in the LRM chamber.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2016, 45, 137; 111-126
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Energetic Performances of Solid Composite Propellants
    Autorzy:
    Lempert, D.
    Nechiporenko, G.
    Manelis, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/357962.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    solid composite propellant
    specific impulse
    density
    combustion temperature
    formation enthalpy
    Opis:
    Different kinds of solid composite propellant (SCP) are described. All ways to increase energetic potential of SCP are considered as well as pro et contra of each of these ways. Different kinds of oxidizer (perchlorates of ammonium, hydroxylammonium, and hydrazinium; ammonium salt of dinitramine; other saltlike and molecular oxidizers) are under consideration. The main principles creation of SCP formulation with optimal characteristics in the context of their concrete purpose are discussed, e.g. for rockets with considerably low ratio propellant volume/empty construction mass (V/M lower than 1 Litr/kg or so) the ballistic effectiveness may be increased with the replacement of aluminum by high-dense zirconium or zirconium hydride. Possibilities for creation of special SCP formulations for application at the far space, e.g. for Mars exploration are discussed as well.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2011, 8, 1; 25-38
    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:
    The Influence of Magnetic Fields on the Combustion Processes of Heterogeneous Solid Rocket Propellants
    Autorzy:
    Wolszakiewicz, T.
    Gawor, T.
    Zalewski, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358568.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    magnetic field
    solid heterogeneous propellant
    magnetorheo-logical (MR) fluid
    burning rate
    Opis:
    The measured variations in burning pressure with time for a heterogeneous solid propellant with added ferromagnetic particles of size 0.2-0.5 mm are presented. The laboratory tests were conducted with and without an applied external magnetic field generated by a neodymium magnet. The magnetic induction inside the ballistic chamber in which the experiments were performed, was calculated. Variations in the recorded operating pressure reached up to 60%. At the same time it was noticed that the linear burning rate increased by 7%.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 3; 791-803
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Regarding the Influence of High Frequency Combustion Instabilities on Operation of Solid Rocket Motors
    Autorzy:
    Safta, D.
    Vasile, T.
    Ion, I.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403482.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    thermodynamics of rocket propulsion
    unsteady solid propellant combustion
    combustion instabilities
    pressure-coupled response
    rocket motor
    operation stability
    Opis:
    High frequency combustion instabilities imply a major risk for the solid rocket motor's stable operation and they are directly linked to the response of the solid propellant to the pressure coupling. Our paper aims at defining a linearized onedimensional flow study model of the solid propellant rocket motors' disturbed functioning analysis. Experimental researches were done with an adequate setup, built and improved in our lab, functioning on the basis of the nozzle throat intermittent modulating technique developed by ONERA researchers, able to evaluate the propellant response by the interpretation of the pressure oscillations damping in terms of propellant response.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 1 (3); 7-24
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Studies on the High Performance Characteristics of an Aluminized Ammonium Perchlorate Composite Solid Propellant Based on Nitrile Butadiene Rubber
    Autorzy:
    Sudhir, Singh
    Sidharth, Raveendran
    Dhirendra, Kshirsagar R.
    Gupta, Manoj
    Chetan, Bhongale
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/27787902.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    composite solid propellant
    dibutyl phthalate
    high density specific impulse
    nitrile-butadiene rubber
    pot life
    spreadibility
    yield stress
    Opis:
    n the present study, a high performance composite solid propellant formulation was prepared based on nitrile butadiene rubber (NBR) and dibutyl phthalate (DBP) plasticizer, which has a longer pot life and high density specific impulse. The developed cost effective novel binder system was prepared with readily available raw materials (NBR and DBP). The formulation of the composition was performed by varying the content of the NBR/DBP binder in the range of 14-20%. The rocket performance characteristics were determined theoretically using PROPEP and compared with those of an HTPB based propellant. The rheological, mechanical, physical, ballistic and thermal properties of the NBR/DBP propellant were studied and compared with literature data for similar compositions based on an HTPB/dioctyl adipate (DOA) binder. The yield stress was determined by spreadibilty measurements, and indicated the superiority of this binder based propellant over existing composite propellants. It was concluded that following decreasing the content of the NBR/DBP binder in the propellant from 20 to 14%: in the range 58.83-78.45 bar (5.883-7.845 MPa), the pressure index increased from 0.159 to 0.371, – at 68.64 bar (6.864 MPa), the burning rate increased from 4.10 to 6.54 mm/s, but the theoretical specific impulse value did not change significantly (258.0259.8 s), – the tensile strength and E-modulus increased from 6.03 to 9.88 (0.591-0.969) to and from 18.00 to 75.00 kgf/cm2 (1.765 to 7.355 MPa), respectively. Moreover, a DSC and TGA study indicated a lower decomposition temperature for the NBR/DBP propellant compared to the HTPB propellant. The NBR/DBP propellant exhibited a pot life more than double that of a conventional HTPB/ DOA based propellant.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2021, 18, 4; 492--511
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analiza miejsc przegrzanych komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe po próbie dynamicznej na hamowni
    Analysis of overheated spots in solid propellant rocket motor burning chambers after dynamic trial on the test bed
    Autorzy:
    Łapiński, Z.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/236243.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    silnik rakietowy
    komora spalania
    paliwo stałe
    przegrzanie
    próba dynamiczna
    rocket motor
    combustion chambers
    solid propellant
    overheat
    dynamic trial
    Opis:
    W artykule przedstawiono zakres i wyniki badań miejsc przegrzanych komory spalania rakietowego silnika na paliwo stałe, po jego próbie na hamowni. W wyniku badań dynamicznych jednego z silników rakiet plot. zaobserwowano dwa, wyraźne obszary przegrzania płaszcza komory spalania. W celu określenia wpływu przegrzania materiału na jego własności wytrzymałościowe, a w rezultacie na własności użytkowe silnika i bezpieczeństwo obsług w czasie strzelań, przeprowadzono niezbędne badania materiałowe i obliczenia wytrzymałościowe. W artykule przedstawiono wyniki badań makroskopowych, ultradźwiękowych, metodą pamięci magnetycznej oraz endoskopowych na całych silnikach, jak również na wyciętej z miejsca przegrzania próbce. Zmierzone charakterystyki materiału komory z miejsc nie uszkodzonych i przegrzanych zostały wykorzystane do przeprowadzenia obliczeń wytrzymałościowych silników z powyższą wadą (przegrzanie) i określenia współczynnika bezpieczeństwa.
    Some results of tests and analysis of overheated spots of the solid propellant rocket motor burning chamber after its trial on a test bed are presented in the paper. In the result of dynamic trials two distinctly visible areas of overheating were spotted in a motor burning chamber cover. In order to evaluate the impact of this overheated material into its strength properties and finally the effectiveness of the motor and the safety of personnel at firing the necessary tests of stuff and fatigue calculations were carried out. Some results of macroscopic, ultrasound, magnetic memory and edoscopy tests carried out on the whole stuff of motor and on the overheated part are presented. Measured characteristics of stuff from not affected by heat and overheated areas were used to calculate its mechanical resistance and coefficient of safety for motors affected by possible overheating.
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2008, R. 37, z. 108; 103-118
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    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
    Tytuł:
    Badania nad modyfikacją składu heterogenicznego paliwa dla dwuzakresowego silnika rakietowego
    Studies on Modification of Formulations of Composite Solid Propellant for Dual Thrust Rocket Motor
    Autorzy:
    Florczak, B.
    Cholewiak, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403420.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    stałe heterogeniczne
    paliwo rakietowe
    dwuzakresowy silnik rakietowy
    materiał wysokoenergetyczny
    composite solid propellant
    dual thrust rocket motor
    high energetic material
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki z badań zmodyfikowanych ładunków napędowych dla dwuzakresowego silnika rakietowego. Modyfikacja polegała na optymalizacji składu heterogenicznego paliwa rakietowego na bazie nadchloranu amonu jako utleniacza i lepiszcza na bazie ciekłego kauczuku PBAN z dodatkiem Al. W rezultacie otrzymano paliwo z lepszymi parametrami energetycznymi w porównaniu do paliwa odniesienia.
    This paper presents the results of investigations of modified composite solid propellant charges for the dual made rocket motor. The modification has been done by selection of composition of the heterogeneous solid propellant made on the base of ammonium perchlorate as an oxidizer and the binder on the base of liquid rubber PBAN. As a result of modifications it was obtained the composite solid rocket propellant of better energetic and ballistic properties in comparison with the reference composite propellant.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 2 (4); 43-50
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania właściwości heterogenicznych paliw rakietowych po procesie przyspieszonego starzenia
    Investigation of properties of heterogeneous solid rocket propellants after accelerated aging
    Autorzy:
    Sanecka, P. W.
    Florczak, B.
    Maranda, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1208633.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Przemysłu Chemicznego. Zakład Wydawniczy CHEMPRESS-SITPChem
    Tematy:
    heterogeniczne stałe paliwo rakietowe
    starzenie
    badania mechaniczne
    heterogeneous solid rocket propellant
    aging
    mechanical tests
    Opis:
    Silniki rakietowe na heterogeniczne stałe paliwo rakietowe (HSPR) charakteryzuje ściśle określony czas przechowywania (magazynowania), który zależy głównie od zmienności w czasie właściwości fizykochemicznych i mechanicznych HSPR. Czas ten określa się na podstawie przyspieszonych testów starzenia w temperaturach wyższych niż otoczenia, które pozwalają prognozować okres bezpiecznego magazynowania oraz przydatności eksploatacyjnej ładunków napędowych. Charakterystyki starzenia się HSPR zależą przede wszystkim od mechanizmu utleniania usieciowanego kauczuku HTPB (lepiszcza), który wpływa na zmianę parametrów mechanicznych paliwa. Badania starzeniowe są ważne także z punktu widzenia bezpieczeństwa środowiskowego, bowiem zapobiegają: niekontrolowanym samozapłonom paliwa w miejscu składowania, zniszczeniu lub samozapłonowi silnika rakietowego w trakcie pracy, użytkowaniu paliwa o obniżonych parametrach balistycznych oraz zagrożeniu zdrowia i życia osób zatrudnionych w zakładach przemysłu obronnego związanych z produkcją HSPR.
    Rocket motors for heterogeneous solid rocket propellant (HSRP) has a strictly defined time of storage, which depends primarily on the volatility of physicochemical and mechanical HSRP with time. This time is determined on the basis of accelerated aging tests at temperatures higher than ambient, that allow us to forecast a period of safe storage and operational suitability for propelling charges. HSRP characteristics of aging depend primarily on the mechanism of oxidation in crosslinked rubber HTPB (binder), which alters the mechanical properties of the propellant. Aging tests are also important from the point of view of environmental safety, because they prevent: uncontrolled combustion of the propellant storage site, destruction or ignite in the rocket motor during operation, use of propellant with lower ballistic characteristics and risk in the health and life of people employed in institutions of the industry of the defense related to production of HSRP.
    Źródło:
    Chemik; 2016, 70, 1; 19-26
    0009-2886
    Pojawia się w:
    Chemik
    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:
    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:
    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:
    Badania stałego heterogenicznego paliwa rakietowego zawierającego Butacen®
    Studies under heterogeneous solid rocket propellant containing Butacene®
    Autorzy:
    Bogusz, R.
    Florczak, B.
    Skupiński, W.
    Chmielarek, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/92630.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    HTPB
    stałe heterogeniczne paliwa rakietowe
    Butacen®
    laboratoryjny silnik rakietowy
    heterogeneous solid rocket propellant
    Butacene®
    laboratory rocket motor
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań wybranych właściwości stałego heterogenicznego paliwa rakietowego (SHPR) na bazie kauczuku HTPB zawierającego Butacen®. Oba powyższe składniki SHPR zostały wykonane w kraju. W ramach prowadzonych prac wykonano serię paliw o zmiennej zawartości Butacenu® jako modyfikatora szybkości spalania w składzie paliwa w zakresie 1-4% wagowych. Dla uzyskanych próbek paliw oznaczono takie parametry jak twardość, wrażliwość na bodźce mechaniczne oraz kaloryczność. Wykorzystując laboratoryjny silnik rakietowy (LSR) dokonano spalenia uzyskanych paliw i wyznaczenia liniowej szybkości spalania w zakresie ciśnień 3-11 MPa. Ponadto dokonano analizy termicznej wpływu Butacenu® na proces rozkładu SHPR.
    The paper presents the results of studies of the properties of heterogeneous solid rocket propellant (HSPR) based on HTPB rubber containing Butacene®. Both of these HSPR ingredients were made domestically. As part of the work, a series of propellants with a variable content of Butacene®, as a combustion rate modifier in the range of 1-4%, were prepared. For these propellant samples, parameters such as hardness, mechanical sensitivity and calorific values were determined. Using a laboratory rocket motor (LRM), the propellants were combusted and the linear combustion rate determined at a pressure range of 3-11 MPa. In addition, the effect of Butacene® on the HSPR decomposition process was investigated by thermal analysis.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2017, T. 9; 179-187
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analiza procesu zapłonu ładunku napędowego silnika rakietowego inteligentnego antypocisku
    Analysis of the ignition process of the solid rocket propellant charge of a smart counter-projectile rocket motor
    Autorzy:
    Leciejewski, Z.
    Surma, Z.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/92755.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    układ napędowy
    antypocisk
    paliwo rakietowe
    system zapłonowy
    propulsion system
    smart counter-projectile
    solid rocket propellant
    ignition system
    Opis:
    W artykule zaprezentowano wybrane wyniki realizowanego w Wojskowej Akademii Technicznej od 2013 r. projektu badawczego, którego celem jest wykonanie demonstratora technologii inteligentnego antypocisku służącego do zwalczania pocisków przeciwpancernych w ustalonej odległości od ochranianego obiektu. Przyjęto, że układem napędowym antypocisku będzie silnik rakietowy na paliwo stałe. W [1, 2] przedstawiono koncepcję oraz badania układu napędowego antypocisku dla przyszłościowego systemu ochrony aktywnej. W projektowanym układzie napędowym do zapalenia ładunku stałego paliwa rakietowego zostanie wykorzystany ładunek zapłonowy, w skład którego wchodzić będzie określona masa prochu czarnego. Ładunek ten będzie zamknięty w gnieździe znajdującym się w przednim dnie komory spalania. Pod wpływem gazów powstałych ze spalania ładunku zapłonowego nastąpi rozerwanie pokrywy zamykającej i uwolnienie (transfer) gazów zapłonowych do komory spalania. Z kolei zainicjowanie spalania prochu czarnego będzie dokonane wskutek impulsu cieplnego powstałego w wyniku przepływu prądu w zapłonniku elektrycznym (spłonce). W niniejszym artykule skoncentrowano się na analizach teoretycznych związanych z określeniem czasu trwania zapłonu paliwa rakietowego oraz czasem działania silnika rakietowego w kontekście wymaganych parametrów eksploatacyjnych antypocisku oraz na prezentacji wyników badań laboratoryjnego układu napędowego antypocisku polegających na obserwacji (wraz z rejestracją czasu) efektów działania układu: zapłonnik – ładunek prochu czarnego – ładunek paliwa rakietowego po podaniu impulsu prądowego na zapłonnik.
    The paper presents indicative results of a research project carried out at the Military University of Technology (Warsaw, Poland), whose aim was to prepare a technology demonstrator of an active protection system against anti-armour missiles. One of the elements of this system is a smart counterprojectile designed to combat anti-tank missiles at a pre-determined distance from their intended target. The counter-projectile war-head includes electronic components sensitive to high launch loads. With this in mind, it was decided to use a solid propellant rocket motor as the propulsion system. The design concept of the counter-projectile and its propulsion system were developed on the basis of assessed requirements [1]. In the proposed propulsion system, a defined mass of black powder (ignition charge) ignites the solid rocket propellant. This ignition charge is enclosed in a pocket situated at the forward base of the combustion chamber. The igniter gases rupture the protective cover enabling the remaining gases to enter combustion chamber and ignite the main charge. The paper focuses on the theoretical analysis related to determining the duration of the ignition of rocket propellant and rocket motor operation time with regard to the required parameters. The paper presents the results of laboratory scale trials into the operation of the system: igniter – charge of black powder – a charge of solid rocket propellant after supply of an electrical pulse to the igniter.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2016, T. 8; 47-55
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    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:
    Preliminary Studies of a Propellant System for the Counterprojectile of an Active Protection System
    Badania wstępne układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej
    Autorzy:
    Surma, Z.
    Zahor, M.
    Kupidura, P.
    Leciejewski, Z.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403548.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    mechanics
    active protection system
    rocket engine
    solid rocket propellant
    mechanika
    system ochrony aktywnej
    silnik rakietowy
    stałe paliwo rakietowe
    Opis:
    This paper presents a selection of the deliverables for a research project intended to develop a technology demonstrator for a smart counterprojectile forming part of an active protection system. Given the required activation of the active protection system within a distance of ten or so metres from the protected facility, a solid-propellant rocket engine was used, which has the characteristics of a booster rocket. For the determined configuration of the rocket engine, the elements of the counterprojectile and missile launcher were designed, based on homogeneous rocket propellant of Polish origin. To confirm the validity of the adopted concept for the propulsion system solution, preliminary testing of the rocket engine was conducted using an engine test bed, and included the measurement of gas pressure and engine thrust for different masses of ignition charge. To ultimately verify the operation of the design, field testing of the counterprojectile propulsion system was carried out, based on which the parameters of projectile motion inside the missile launcher and along the initial flight path length were determined.
    Zaprezentowano wybrane wyniki realizacji projektu badawczego, którego celem jest opracowanie demonstratora technologii inteligentnego antypocisku systemu ochrony aktywnej. Jako układ napędowy pocisku zastosowano silnik rakietowy na paliwo stałe o cechach silnika startowego ze względu na wymagane działanie systemu ochrony aktywnej w odległości do kilkunastu metrów od ochranianego obiektu. Wykorzystując homogeniczne paliwo rakietowe produkcji polskiej zaprojektowano i wykonano elementy antypocisku i wyrzutni. Przeprowadzono wstępne badania silnika rakietowego na hamowni, w ramach których dokonano pomiaru ciśnienia gazów i ciągu silnika dla różnych mas ładunku zapłonowego oraz doświadczalne badania poligonowe napędu antypocisku, na podstawie których wyznaczono parametry ruchu pocisku w wyrzutni i na początkowym odcinku toru lotu.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2017, 8, 2 (28); 33-42
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Teoretyczno-doświadczalne badania rakietowego układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej pojazdów
    Theoretical and experimental investigations on rocket propulsion system of projectile intended for vehicle active protection system
    Autorzy:
    Surma, Z.
    Leciejewski, Z.
    Dzik, A.
    Białek, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/92768.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    układ napędowy
    antypocisk
    stałe paliwo rakietowe
    system ochrony aktywnej
    propulsion system
    counterprojectile
    solid rocket propellant
    active protection system
    Opis:
    W artykule zaprezentowano wybrane wyniki realizowanego w Wojskowej Akademii Technicznej projektu badawczego, którego celem jest wykonanie demonstratora technologii systemu ochrony aktywnej pojazdów oraz jego elementu w postaci inteligentnego antypocisku służącego do zwalczania pocisków przeciwpancernych w ustalonej odległości od ochranianego obiektu. Ze względu na specyfikę konstrukcji głowicy antypocisku zawierającej elementy elektroniczne, wrażliwe na duże przeciążenia, zdecydowano się zastosować jako układ napędowy antypocisku silnik rakietowy na paliwo stałe. Na podstawie określonych wymagań (założeń) w stosunku do układu napędowego antypocisku wyznaczono wymiary ładunku napędowego oraz bloku dyszowego, a następnie przeprowadzono obliczenia charakterystyk pracy projektowanego układu (ciśnienie gazów w komorze spalania i ciąg silnika w funkcji czasu, impuls całkowity ciągu). Analizy i badania przeprowadzono przyjmując znane właściwości homogenicznych stałych paliw rakietowych produkcji krajowej. W celu weryfikacji wyników analizy teoretycznej zrealizowano we współpracy z ZPS „GAMRAT” Sp. z o. o. w Jaśle doświadczalne badania na hamowni, które potwierdziły prawidłowość doboru paliwa oraz postawione na wstępie założenia dotyczące działania układu napędowego projektowanego antypocisku.
    The paper presents selected results of a research project carried out at the Military University of Technology (Warsaw, Poland), whose aim is to perform the technology demonstrator of active protection system for vehicles. One of the elements of this system is a smart counterprojectile which is designed to combat anti-tank missiles at a fixed distance from the protected object. Counterprojectile head design includes electronic components sensitive to high overload. For this reason, it was decided to use a solid propellant rocket motor as a propulsion system. On the basis of specific requirements (assumptions), design concept of counterprojectile and its propulsion system have been developed. Based on the energy-ballistic properties of homogeneous solid rocket propellant domestic production, adopted dimensions of the propellant charge and nozzle block, were carried out calculations of ballistic characteristics of the proposed propulsion system (gas pressure in the combustion chamber and motor thrust as a function of time, a total impulse). In order to verify the results of the theoretical analysis, was carried out experimental study in collaboration with the ZPS “GAMRAT” Sp. z o. o. (Jasło, Poland), which confirmed the correctness of the solid propellant selection, and posed at the outset assumptions as to the operation of the propulsion system of designed counterprojectile.
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2015, T. 7; 44-52
    2083-0165
    Pojawia się w:
    Materiały Wysokoenergetyczne
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania nad opracowaniem stałego paliwa rakietowego niejednorodnego dla ładunków napędowych związanych ze ścianką komory silnika
    Studies on elaborating non-homogeneous solid rocket propellant for propellant cartridges bonded to motor chamber wall
    Autorzy:
    Florczak, B.
    Białek, M.
    Szczepanik, M.
    Dzik, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1216924.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Przemysłu Chemicznego. Zakład Wydawniczy CHEMPRESS-SITPChem
    Tematy:
    stałe niejednorodne paliwo rakietowe
    prędkość spalania
    laboratoryjny silnik rakietowy
    non-homogeneous solid rocket propellant
    burning rate
    laboratory rocket motor
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki z badań podstawowego parametru balistycznego stałych paliw rakietowych niejednorodnych, jakim jest liniowa prędkość spalania i jej zależność od ciśnienia. Prędkość wyznaczono na podstawie zarejestrowanych charakterystyk p = f(t) uzyskanych podczas spalania w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego ładunków z paliwa o kształcie cylindra z zainhibitowaną boczną powierzchnią zewnętrzną i takich wymiarach, które zapewniały quasi stałe ciśnienie w komorze spalania. Zmianę quasi stałego ciśnienia w komorze spalania uzyskiwano poprzez spalanie ładunków o takim samym kształcie, ale przy stosowaniu dysz różniących się średnicą krytyczną.
    This paper presents the test results for the fundamental ballistic parameter of non-homogeneous solid rocket motors, that is, the linear burning rate and its dependence on pressure. The burning rate was determined in the laboratory rocket motor system on the basis of the recorded characteristic curves p = f(t) obtained during the burning procedure of the propellant cartridges of cylindrical shape with inhibited external lateral surface and the dimensions which provided the quasi constant level in the combustion chamber. The change in the quasi constant pressure in the combustion chamber was obtained by burning the cartridges of the same shape but using nozzles of various critical diameters.
    Źródło:
    Chemik; 2013, 67, 1; 25-32
    0009-2886
    Pojawia się w:
    Chemik
    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:
    Metody wyznaczania własności mechanicznych stałych paliw rakietowych w warunkach dynamicznych. Metoda kafarowa
    Methods on determination of mechanical properties of solid rocket propellants under the dynamic conditions. Drop weight impact method
    Autorzy:
    Nowicki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/234946.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
    Tematy:
    własności mechaniczne
    stałe paliwo rakietowe
    metoda kafarowa
    warunki dynamiczne
    mechanical properties
    solid rocket propellant
    drop weight impact method
    dynamic conditions
    Opis:
    Artykuł jest kontynuacją rozważań dotyczących problemu wytrzymałości mechanicznej rakietowych ładunków napędowych [1, 2]. W [2] podano niektóre dostępne w literaturze oraz uzyskane podczas własnych badań dane dotyczące własności mechanicznych stałych paliw rakietowych określonych w warunkach statycznych (maszyna wytrzymałościowa). W artykule przedstawiono metody wyznaczania charakterystyk wytrzymałościowych paliwa rakietowego w warunkach dynamicznych tj. w warunkach zbliżonych do rzeczywistego startu i lotu pocisku rakietowego. W sposób szczegółowy przedstawiono wyniki kompleksowych badań paliwa rakietowego metodą kafarową polegającą na uderzeniu walcowej próbki paliwa rakietowego opadającym obciążnikiem (jednoosiowe obciążenie ściskające).
    This paper is continuation of discussion dealing with the problem on mechanical strength of solid rocket propellant charge [1, 2]. In [1] there were given data accessible in literature and obtained from own tests. These data deal with mechanical properties of solid rocket propellants determined under static conditions (strength machine). In the paper, these are also presented methods on determination of strength characteristics of solid rocket propellant under dynamic conditions, i.e. under conditions being close to conditions of real start and flight of the missile. In detailed way, there are presented results of complex tests of solid rocket propellant by means of drop weight impact method based on impact cylindrical solid rocket propellant specimen by freely falling weight (uniaxial compression load).
    Źródło:
    Problemy Techniki Uzbrojenia; 2012, 41, 121; 33-44
    1230-3801
    Pojawia się w:
    Problemy Techniki Uzbrojenia
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Nowa metoda ciągłego pomiaru szybkości palenia stałego paliwa rakietowego za pomocą kamery termowizyjnej
    A new method for continuous measurements of solid rocket propellant burning rate with use of IR camera
    Autorzy:
    Miszczak, M.
    Panas, A. J.
    Świderski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/157643.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
    Tematy:
    stałe paliwo rakietowe
    kamera termowizyjna
    grafit pirolityczny
    własności anizotropowe
    modelowanie numeryczne
    solid rocket propellant
    IR camera
    pyrographite
    anisotropy properties
    numerical modeling
    Opis:
    W pracy zaprezentowano możliwości wykorzystania anizotro-powych właściwości grafitu pirolitycznego do pomiaru nową metodą liniowej szybkości palenia stałych paliw rakietowych. Przedstawiono wyniki porównawczych badań doświadczalnych spalania stałego paliwa rakietowego w tulei z grafitu pirolitycznego i miedzi, które zostały potwierdzone modelowaniem numerycznym. Podstawową zaletę proponowanej metody należy upatrywać w stworzeniu możliwości ciągłej obserwacji procesu palenia tego rodzaju materiałów.
    In this paper there is presented a new method for continuous burning rate measurement of cylindrical grain of solid, homoge-neous propellant whose main components are nitrocellulose and nitroglycerine. The propellant was initiated to burn from one side (end burning propellant) by a CO2 laser beam. The propellant grain was situated in the tube made from pyrolytic graphite (pyrographite). The rocket propellant burning rate was determined on a basis of recording the burning front/zone movement on the pyrographite tube external surface by an IR camera. The continuous recording of the burning front/zone was possible thanks to application of unique, very high anisotropy of heat conductivity in pyrographite in its crystallographic perpendicular directions i.e. along crystallographic plane - the plane of deposition of hexagonal graphite crystallographic net and along crystallographic axis being vertical to the above plane. The continuous recording of the burning front displacement was also possible due to direct contact of the propellant grain side surface to the internal cylindrical surface of the pyrographite tube possessing higher coefficient of heat transfer along its radius than to longtitudal axis direction. Suitability of pyrographite for measurements of solid rocket propellant burning rate was shown by comparing application of tubes of anisotropic and isotropic properties of heat conductivity, i.e. made from pyro-graphite and copper, respectively. The results of comparative experimental investigations by burning the solid rocket propellant grains inserted in pyrographite and copper tubes were confirmed by the results of numerical modeling. The main advantage of the presented method is possibility of continuous thermal observation of burning process of the above mentioned materials.
    Źródło:
    Pomiary Automatyka Kontrola; 2009, R. 55, nr 11, 11; 950-953
    0032-4140
    Pojawia się w:
    Pomiary Automatyka Kontrola
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    An analysis of the mechanical properties of HTPB-propellants using DMA
    Analiza właściwości mechanicznych paliwa na bazie HTPB z wykorzystaniem metody DMA
    Autorzy:
    Gańczyk-Specjalska, Katarzyna
    Magnuszewska, Paulina
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1075876.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    dynamic mechanical analysis
    solid rocket propellant
    glass transition temperature
    compressive strength
    dynamiczna analiza mechaniczna
    stałe paliwo rakietowe
    temperatura zeszklenia
    wytrzymałość na ściskanie
    Opis:
    W pracy przedstawiono właściwości termomechaniczne stałego paliwa rakietowego zawierającego polibutadien zakończony grupami hydroksylowymi. Do analizy właściwości mechanicznych wykorzystano dynamiczną analizę mechaniczną (DMA) dla dwóch różnych geometrii próbek (prostopadłościennej i walcowej). Przeprowadzono badania nieizotermiczne i izotermiczne w dwóch uchwytach: podwójny wspornik i ściskający. Na podstawie przeprowadzonych badań określono: – temperaturę zeszklenia miękkich i twardych segmentów w paliwie, – wpływ siły dynamicznej na odkształcenie próbki, – proces pełzania-relaksacji (na podstawie którego obliczono parametry w modelu Burgersa).
    Źródło:
    Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 2; 81-91
    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:
    Development of a Composite Propellant Formulation with a High Performance Index Using a Pressure Casting Technique
    Autorzy:
    Ramesh, K.
    Jawalkar, S. N.
    Sachdeva, S.
    Bhattacharya, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/358322.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
    Tematy:
    composite propellant
    high density
    high performance index
    pressure casting
    solid loading
    Opis:
    There is a continuous demand for high performance composite propellant formulations to meet future requirements. The performance of composite propellant formulations can be enhanced by the addition of energetic oxidizers, like ADN/HNF as well as an energetic binder & a plasticizer. However, on incorporation of energetic ingredients, the composition becomes sensitive, and thus processing, handling and transportation pose a greater threat. Therefore, a moderately high burn rate composition having a burn rate ~ 13-14 mmźs -1 at 7000 kPa was tailored by increasing the solid loading of the propellant from 85.15% to 87.27% with the help of ammonium perchlorate and process aids without affecting the burn rate and mechanical properties. The tailored composition was studied for different properties such as end of mix viscosity, density, mechanical & ballistic properties. The evaluated data reveal that the end of mix viscosity of the tailored composition is higher than the base composition, i.e., 672 Paźs and 2340 Paźs at the same temperature; however, this viscosity was castable using a pressure casting technique. The properties of the cured propellant reveal that there is an enhancement of density from 1.74 gźcm -3 to 1.79 gźcm -3 with no other changes in mechanical properties. The performance index of the tailored composition has been increased from 416 to 437, well supported by results of ballistic evaluation motors of 2 kg.
    Źródło:
    Central European Journal of Energetic Materials; 2012, 9, 1; 49-58
    1733-7178
    Pojawia się w:
    Central European Journal of Energetic Materials
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-39 z 39

      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