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 1-15 z 39
Tytuł:
Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych samolotów bojowych
Ballistic parameters of propelling charges for aircraft ejection seats
Autorzy:
Zygmunt, B.
Motyl, K.
Surma, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/211046.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
fotel katapultowy
silnik rakietowy
ładunki napędowe
ejection seat
rocket engine
solid rocket propellant charge
Opis:
Samoloty bojowe wyposażone są w fotele katapultowe, stanowiące główny element systemu bezpieczeństwa załogi. Silnik rakietowy fotela służy do szybkiej ewakuacji pilota z uszkodzonego samolotu. Prochowe ładunki napędowe charakteryzują się ściśle określonymi parametrami balistycznymi w szerokim zakresie temperatury. Autorzy przedstawili wyniki badań balistycznych ładunków napędowych, stosowanych w fotelach katapultowych czołowych firm światowych. Ładunki napędowe do badań wyprodukowano w kraju według polskiej technologii.
The ballistic parameters of propellant charges for rocket motors of ejection seats for different aircrafts are described. Some of charges have been modernized to improve their characteristics. Diagrams of pressure in ballistic chamber and thrust vs. time at wide range of temperatures for the tested and modernized charges were analyzed. Results of the work were positive and have been implemented to the practice. The work has been done on the order of the foreign customer. The proposal of the solution for the Polish Air Force was formulated.
Źródło:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2008, 57, 3; 97-109
1234-5865
Pojawia się w:
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Development 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:
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:
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:
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:
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:
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:
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:
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:
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:
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
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:
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:
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
Wyświetlanie 1-15 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