Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

A Method for Manufacturing Solid Rocket Motor Grains Using 3D-Printed Soluble Cores

Mężyk Łukasz, Chmielarek Michał, Zdybał Dominik, Kołodziej Maciej, Wacko Krzysztof, Kindracki Jan, Woźniak Przemysław, Metelska Sylwia

Central European Journal of Energetic Materials

|

2025

|

Vol. 22, no. 4

437--469

EN

Traditional manufacturing of solid rocket motor grains is constrained by challenges associated with the mechanical removal of the casting core. This study investigates a hybrid method that combines conventional propellant casting with 3D-printed soluble cores to overcome these manufacturing limitations and enable greater design freedom. Moulds were fabricated using FDM from materials including BVOH, HIPS, and ABS. After casting a propellant, these moulds were dissolved using compatible solvents such as water, limonene, or acetone. The ballistic properties of the resulting propellant grains, including burn rate and ignition delay, were evaluated in a laboratory-scale rocket motor test stand. The choice of solvent proved critical to propellant performance. While organic solvents resulted in reliable ignition, water immersion caused ignition failures, likely due to the leaching of the water-soluble oxidiser. A comparison revealed that grains produced via the soluble core method exhibited a slightly higher burn rate than conventionally manufactured reference samples across a pressure range of 20 to 70 bar. The 3D-printed soluble core method is a promising technique for fabricating complex SRM grains. However, its success is critically dependent on the careful selection of a compatible material-solvent propellant system to prevent chemical interactions that degrade ballistic performance, particularly ignition reliability.

2

Silnik startowo-marszowy do pocisku badawczego RPT Orion : konstrukcja i testy

Kindracki Jan, Mężyk Łukasz, Wacko Krzysztof, Woźniak Przemysław, Kozłowska Sylwia, Kołodziej Maciej

Przemysł Chemiczny

|

2024

|

T. 103, nr 11

1308--1311

PL

Przedstawiono prace badawcze nad silnikiem startowo-marszowym przeznaczonym do pocisku badawczego RPT Orion. Jest to konstrukcja kompozytowo-metalowa, kalibru 122 mm, której parametry pozwalają na osiągnięcie zasięgu do 10 km dla masy początkowej pocisku ok. 31 kg. Silnik został przetestowany na hamowni stacjonarnej, gdzie wykonano pomiar ciśnienia pracy i ciągu, a następnie został sprawdzony w lotach testowych, w których wykonywano pomiary ciśnienia pracy. Przeprowadzone badania pozwoliły na opracowanie kilku rekomendacji umożliwiających optymalizację masy własnej silnika i technologii wykonania.

EN

A launch and march solid motor for the RPT Orion research missile was presented, with a composite-metal structure, caliber 122 mm, a range of up to 10 km with an initial gross mass of approx. 31 kg. The rocket motor was tested on a static test stand, where the working pressure and thrust were measured, and then checked in test flights, in which the working pressure was measured. Several recommendations were developed for optimizing the mass of engines and manufacturing technology.

3

The effect of using additive manufactured nozzle plugs on the ignition process

Kozłowska Sylwia, Kindracki Jan, Woźniak Przemysław, Wacko Krzysztof, Mężyk Łukasz, Kołodziej Maciej

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2024

|

T. 16

55--64

EN

The selection of the nozzle plug and the appropriate quantity of an incendiary composition is an important step in modelling the ignition process of a solid propellant motor. The aim of the research discussed in this paper was to develop a nozzle plug which promotes adequate pressure in the combustor, while ensuring safety and simplicity of installation on the nozzle. The widespread availability of 3D printing technology has significantly simplified and reduced the cost of fabricating complex geometries. The authors designed and tested more than a dozen different snap-on nozzle plugs in order to investigate the effects of the material, the direction of printing, the shape and number of snaps, the smoothness of the printed surface, the composition of the incendiary composition and the use of an additional hold-down feature. Tests were carried out on two test rigs equipped with features imitating a rocket motor nozzle, pressure measurement, temperature measurement, and a propellant fixture. The tests showed that the printed nozzle plugs only allow effective ignition of the solid propellant with additional attachment features applied and an incendiary composition in the form of a mixture of black powder and smokeless powder. The research used a low-smoke propellant based on poly(glycidyl azide) for fuel and ammonium perchlorate as the oxidizer with the addition of octogen.

PL

Dobór zatyczki dyszowej oraz odpowiedniej ilości masy zapalającej stanowi istotny etap modelowania procesu zapłonu silnika na stały materiał pędny. Cel badań stanowiło opracowanie zatyczki pozwalającej na uzyskanie odpowiedniego ciśnienia w komorze spalania oraz zapewniającej bezpieczeństwo i prostotę montażu na dyszy. Szeroka dostępność technologii druku 3D znacząco uprościła i obniżyła koszty wykonywania nawet bardzo skomplikowanych geometrii. Autorzy pracy zaprojektowali i przetestowali kilkanaście różnych zatrzaskowych zatyczek dyszowych, badając wpływ materiału, kierunku druku, kształtu i liczby zatrzasków, stopnia wygładzenia powierzchni wydruku, składu masy zapalczej oraz zastosowania dodatkowego elementu dociskowego. Badania przeprowadzono na dwóch stanowiskach wyposażonych w element imitujący dyszę silnika, pomiar ciśnienia, pomiar temperatury i mocowanie materiału pędnego. Testy wykazały, że zatyczki drukowane pozwalają na skuteczny zapłon stałego materiały pędnego dopiero po zastosowaniu dodatkowych elementów dociskowych oraz masy zapalczej w postaci mieszaniny prochu czarnego z prochem bezdymnym. Do badań wykorzystano materiał pędny o zmniejszonej intensywności dymienia oparty na paliwie w postaci poli(azdyku glicydylu), utleniaczu chloranie(VII) amonu z dodatkiem oktogenu.

4

Mobile stand for static rocket motor testing

Kołodziej Maciej, Kindracki Jan, Mężyk Łukasz, Kozłowska Sylwia, Wacko Krzysztof, Woźniak Przemysław

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2024

|

T. 16

89--98

EN

This paper presents the design and study of solid propellant rocket motors using a mobile test stand. The test stand allows the measurement of two primary rocket motor parameters: combustion chamber pressure and thrust. In addition, the measurement system is structured so that measurements other than those previously mentioned can be defined and implemented by the user. Each experiment is recorded with an industrial surveillance cameras system and a high-speed digital camera synchronised with the other data acquisition channels. So far, tests have been conducted on two different calibres of motor, each acting as the main motor in the rocket test platform. The tests confirmed the functionality of the described stand and its flexibility in adapting to users’ requirements.

PL

W pracy przedstawiono projekt i badania wykonywane z wykorzystaniem mobilnego stanowiska do testów na hamowni silników rakietowych na stały materiał pędny, o kalibrach do 122 mm. Umożliwia ono pomiar dwóch podstawowych parametrów silnika rakietowego: ciśnienia w komorze spalania oraz generowanego ciągu. Dodatkowo, system pomiarowy jest zbudowany w sposób umożliwiający zdefiniowanie i zaimplementowanie przez użytkownika, pomiarów wielkości innych niż wspomniane. Każdy eksperyment jest nagrywany systemem kamer przemysłowych i szybką kamerą cyfrową zsynchronizowaną z pozostałymi kanałami pomiarowymi. Dotychczas eksperymenty prowadzono na dwóch różnych kalibrach silnika, każdy z nich spełniał rolę silnika głównego w rakietowej platformie testowej. Wykonane testy potwierdziły funkcjonalność opisanego stanowiska i jego elastyczność w dopasowaniu do wymagań użytkownika.

5

Development and Testing of a Propulsion System for a Space Robot Platform Operating in 2D Microgravity

Kindracki Jan, Paszkiewicz Przemysław, Mężyk Łukasz, Rybus Tomasz, Seweryn Karol, Barciński Tomasz

Central European Journal of Energetic Materials

|

2024

|

Vol. 21, no. 4

384--409

EN

Robotic arms for use aboard satellites continue to attract much research and development interest due to the vast range of potential applications, ranging from satellite servicing to debris removal. The challenges faced relate to the extent of the complexity of the system and the demands made. The Space Research Centre of the Polish Academy of Sciences, in collaboration with the Warsaw University of Technology, was engaged in research aimed at designing and constructing a robotic platform that was equipped with air bearings and operated on a granite table - thereby simulating 2D microgravity conditions. The paper describes the design process of the propulsion system for the platform, which is a new direction for cold-gas thrusters. The specific requirements regarding the propulsion system, solutions for design problems, and the measurement methods and instrumentation were covered briefly. These were followed by presenting the facility configuration, evaluation methodology, representative results of single-engine performance, and platform-propulsive module integration mechanism. Finally, on-board propulsion test results were presented in which a comparison of two maneuvers was given, namely, the realization of the same trajectory by the platform in two distinct robotic arm configurations.

6

Development of a Solid, Low-Smoke Rocket Propellant : Smoke Generation Intensity Tests Using a Laser and Photodiode Setup

Woźniak Przemysław, Kindracki Jan, Wacko Krzysztof, Gołofit Tomasz, Chmielarek Michał, Cieślak Katarzyna, Kozłowska Sylwia, Maksimowski Paweł, Mężyk Łukasz, Kołodziej Maciej, Zdybał Dominik

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2023

|

Vol. 14, Nr 3 (53)

41--58

EN

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.

PL

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.

7

Tests of a final control element in flight tests of a ground-to-ground missile search support system

Kołodziej Maciej, Kindracki Jan, Mężyk Łukasz, Kozłowska Sylwia, Wacko Krzysztof, Woźniak Przemysław, Zdybał Dominik

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2023

|

T. 15

131--137

EN

Searches for test flight missiles are usually based on data collected and transmitted by the on-board telemetry system of the missile. If this fails, the chances of finding the missile’s landing site are significantly reduced. To provide an emergency solution, work has been undertaken to develop a search support system. Its role as a final control element is performed by an ejector using an explosive material capable of propelling loads containing devices which facilitate finding the missile’s touchdown point. The research conducted on the system included the selection of the mass of black powder required to perform the task, testing of the design solutions and measuring the ejection velocity of the loads. Four different amounts of black powder were tested. The results obtained showed some potential for the proposed solution.

PL

Poszukiwania pocisków rakietowych, wystrzeliwanych do lotów testowych, odbywają się zwykle w oparciu o dane zgromadzone i przekazane przez układ telemetrii znajdujący się na pokładzie rakiety. W przypadku jego awarii, szanse znalezienia miejsca lądowania pocisku znacznie maleją. Aby zapewnić rozwiązanie awaryjne, podjęto prace nad systemem wspomagania poszukiwań. Rola członu wykonawczego jest w nim realizowana przez wyrzutnik wykorzystujący materiał wybuchowy, zdolny do miotania ładunków zawierających urządzenia ułatwiające odnalezienie miejsca przyziemienia pocisku. Wykonane badania nad układem obejmują dobór ilości prochu czarnego, umożliwiającej wykonanie zadania, testy rozwiązań konstrukcyjnych oraz ocenę prędkości wylotowej ładunków. Przetestowano cztery różne naważki prochu czarnego jako materiału napędowego. Uzyskane wyniki pokazały pewien potencjał zaproponowanego rozwiązania.

8

Comparative tests of two types of nozzle closures for solid propellant rocket motors

Wacko Krzysztof, Kindracki Jan, Woźniak Przemysław, Mężyk Łukasz

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2023

|

T. 15

71--80

EN

The ignition of a propellant is one of the most important stages of a rocket motor operation, and so it is essential to provide the proper conditions for this to occur. The igniter used in such motors generates ignition gases, which increase the chamber pressure and temperature and initiate grain combustion. Hence, it is necessary to use a component which enables a sufficiently high pressure in the chamber for the combustion process to become fully developed and maintained. To this end, closures are used, which are pushed out of the nozzle once the required pressure is reached. In addition to ensuring proper ignition conditions for the propellant, they protect the grain from the adverse effects of e.g. weather (contamination, moisture). Proper selection of this component of motor reduces pressure accumulation time in the motor chamber, thereby improving the ignition characteristics, which in turn has a critical impact on the further combustion and performance of the motor. Experiments tested the adhesive bonding using 5 different adhesive types with the bonds being made at both room and increased temperature. For testing membrane, 3 materials were used: copper, brass and polypropylene, in which two thicknesses were tested: 100 and 200 μm. The results of the bonding showed high non-reproducibility and it was not possible to determine working pressure values with great confidence. However, for the membrane, the results were much more reproducible and a relationship was established between membrane diameter and its burst pressure, which may be put to practical use in tests or in micro rocket motor applications.

PL

Zapłon materiału pędnego stanowi jeden z ważniejszych etapów pracy silnika rakietowego, zatem niezbędne jest zapewnienie mu właściwych warunków ku temu. Stosowany w silnikach rakietowych na stały materiał pędny zapłonnik, generuje gazy zapłonowe, które podnoszą ciśnienie i temperaturę w komorze oraz inicjują spalanie ziarna. Dlatego konieczne jest zastosowanie elementu, który pozwoli na utrzymanie odpowiednio wysokiego ciśnienia w komorze, aby mógł się w pełni rozwinąć proces spalania. W tym celu stosowane są zatyczki, które po osiągnięciu odpowiedniego ciśnienia zostają wypchnięte z dyszy. Oprócz zapewnienia właściwych warunków zapłonu materiału pędnego, pełnią m.in. rolę ochrony ziarna przed negatywnym wpływem zewnętrznych warunków atmosferycznych (zanieczyszczenia, wilgoć). Odpowiednie dobranie tego elementu silnika pozwala na zmniejszenie czasu narastania ciśnienia w komorze silnika, poprawiając charakterystyki zapłonowe, co z kolei ma kluczowy wpływ na dalszy przebieg spalania i osiągi silnika rakietowego.