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

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

Identyfikatory

DOI

10.15199/62.2024.11.16

Warianty tytułu

EN

The launch and march solid rocket motor for a research missile RPT Orion : design and tests

• Języki publikacji: PL

Abstrakty

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.

Słowa kluczowe

PL

sterowanie gazodynamiczne; silnik rakietowy; stały materiał pędny

EN

gas-dynamic control; solid rocket motor; solid propellant

• Wydawca: Wydawnictwo SIGMA-NOT
• Czasopismo: Przemysł Chemiczny
• Rocznik: 2024
• Tom: T. 103, nr 11
• Strony: 1308--1311
• Opis fizyczny: Bibliogr. 7 poz., rys., tab., wykr.

Twórcy

autor

Kindracki Jan

• Instytut Techniki Cieplnej, Wydział Mechaniczny Energetyki i Lotnictwa, Politechnika Warszawska, ul. Nowowiejska 21/25, 00-665 Warszawa

• https://orcid.org/0000-0002-3453-7776

autor

Mężyk Łukasz

• Politechnika Warszawska

• https://orcid.org/0000-0002-2297-5672

autor

Wacko Krzysztof

• Politechnika Warszawska

• https://orcid.org/0000-0002-6128-6730

autor

Woźniak Przemysław

• Politechnika Warszawska

• https://orcid.org/0000-0002-1952-0343

autor

Kozłowska Sylwia

• Politechnika Warszawska

• https://orcid.org/0000-0002-8269-2340

autor

Kołodziej Maciej

• Politechnika Warszawska

• https://orcid.org/0000-0002-6765-6157

Bibliografia

• [1] B. Grenda, R. Bielawski, Rozwój lotniczych środków rażenia, Wydawnictwo Akademii Sztuki Wojennej, Warszawa 2017.
• [2] M. Czeczko, Przegl. Sił Zbrojnych 2021, nr 1, 8.
• [3] H. Singh, H. Shekhar, Solid rocket propellants. Science and technology challenges, RSC, 2016.
• [4] S. N. A. Rusly, S. H. Jamal, A. Samsuri, S. A. M. Noor, K. S. A. Rahim, Energ. Mater. Front. 2024, nr 1, 52.
• [5] S. Chaturvedi, P. N. Dave, Arabian J. Chem. 2019, 12, nr 8, 2061.
• [6] B. Florczak, M. Białek, M. Szczepanik, A. Dzik, Chemik 2013, 67, nr 1, 25.
• [7] G. P. Sutton, O. Biblarz, Rocket Propulsion Elements, John Wiley & Sons, 2010.

Uwagi

Projekt finansowany przez Narodowe Centrum Badań i Rozwoju w ramach umowy nr DOB-SZAFIR/03/B/002/01/2021, „Opracowanie gazodynamicznego modułu sterującego, precyzyjnego naprowadzania pocisku rakietowego", w ramach programu,, Rozwój nowoczesnych, przełomowych technologii służących bezpieczeństwu i obronności państwa" - SZAFIR 1.