Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

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.

2

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.

3

Piston pumps for space rocket engines : review and design

Saboktakin A.

Journal of Power Technologies

|

2023

|

Vol. 103, nr 1

49--57

EN

A high-performance space propulsion system normally uses pressure fed systems that drive up propellant tank mass and limit space engine performance and design varieties. In this paper, the particular specifications and designing factors that should be met by rocket engine fuel pumps are demonstrated, and a comparative study is formed on the suitableness of all the necessary kinds of pumps to be used with rocket engines and their applications. Furthermore, the paper describes low cost and high-performance pump technology. This new piston pump has been improved for space applications. Depending on the type of body of this pump, its various parts should be evaluated at the desired pressure and temperature as well as the speed of fluid handling, leakage from the body, and the strength of the parts. Our review results are expressed to give complete awareness of different situations in space rockets.

4

Symulacje numeryczne pól temperatury w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu z wkładką w przekroju krytycznym wykonaną z różnych materiałów

Zieliński Mateusz, Koniorczyk Piotr, Zmywaczyk Janusz, Preiskorn Marek

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej

|

2021

|

Vol. 70, nr 1

15--30

PL

W pracy przedstawiono symulacje numeryczne nieustalonego przewodzenia ciepła w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu. Obliczenia wykonano dla konfiguracji dyszy z wkładką w przekroju krytycznym wykonaną z różnych materiałów. Jako materiał wkładki zastosowano: grafit POCO, ceramikę Al₂O₃, ceramikę ZrO₂-3Y₂O₃. Dla porównania przeprowadzono również symulacje numeryczne wymiany ciepła w dyszy wykonanej w całości ze stali St 45, której temperatura topnienia wynosi 1700 K. Czas pracy silnika był rzędu 3 s. Symulacje numeryczne wykonano za pomocą programu CO MSOL Multiphysics. Wyniki obliczeń podano w postaci zależności temperatury oraz gęstości strumienia ciepła w funkcji czasu w przekroju krytycznym.

EN

The paper presents numerical simulations of transient heat conduction in the uncooled nozzle of a short-range anti-aircraft rocket engine. The calculations were made for the configuration of the nozzle with an insert in the critical section made of various materials. The inserts used were: POCO graphite, Al₂O₃ ceramics, and ZrO₂-3Y₂O₃ ceramics. For comparison, numerical simulations of the heat transfer in a nozzle made entirely of St 45 steel, the melting point of which is 1700 K, were also carried out. The engine’s working time was of the order of 3 s. Numerical simulations were performed using the CO MSOL program. The calculation results are given in the form of temperature dependence and heat flux density as a function of time in the critical cross-section.

5

Wpływ parametrów wytwarzania na właściwości użytkowe korpusów silników rakietowych kalibru 227 mm

Burdek Marek, Marcisz Jarosław, Stępień Jerzy, Skowron Ewelina, Król Józef

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

2019

|

R. 48, z. 152

91--103

PL

W pracy przeprowadzono badania procesu wytwarzania korpusów kalibru 227 mm ze stali niskowęglowej w gatunku 15HGMVŻ w skali przemysłowej. Określono wpływ parametrów technologii produkcji, takich jak stan materiału przed zgniataniem i wielkość odkształcenia w procesie zgniatania na właściwości mechaniczne korpusu. Wskazano optymalne właściwości materiału po ulepszaniu cieplnym oraz wartości odkształcenia w procesie zgniatania obrotowego dla uzyskania określonych właściwości finalnych korpusów. Wyznaczono rozkład twardości na grubości ścianki korpusu oraz wykonano badania mikrostruktury. Uzyskane wyniki badań wskazują na poprawność procesu wytwarzania korpusów w zakresie doboru parametrów ulepszania cieplnego i wartości odkształcenia.

EN

The paper presents a process of industrial fabrication of 227 mm calibre frames made of 15HGMVŻ grade low-carbon steel. Influence of production technology parameters such as the state of material before forming and the degree of deformation during the forming on mechanical properties of frames was established. Optimal material properties after thermal improvement, and levels of deformation at a rotary forming process needed for getting the specific characteristics of final frames were indicated. The hardness across the frame wall was identified and the microstructure was studied. Received results of tests indicate on correctness of the frame production process regarding the selection of parameters for thermal improvement and rates of deformation.

6

Thermal insulating cover for the metal body of a rocket motor

Borkowska Małgorzata, Mężyński Jan, Moskalewicz Maciej, Rasztabiga Tomasz, Tulik Marek

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2019

|

T. 11(1)

31--38

EN

Many years of experience in the design and manufacturing technology of ammunition and rockets by BUMAR AMUNICJA S.A. enabled undertaking, together with the Institute IMPiB Department Elastomers and Rubber Technology in Piastów, the task of developing an upgraded insulation cover for the metal body of the rocket motor of the GROM-M system. The insulating layer of the metal body of the motor is characterised by the fact that local thermal exposure occurring during rocket propellant combustion, often causes the motor body to burn through locally. Applying an insulating composition matched to the temperature of combustion of the rocket motor, brings about a carbonisation process applicable to this temperature. Thus, it provides a sufficient layer of carbon-carbon phase composite at the site to enhance the strength of the motor and protect the above-mentioned metal body from exposure to heat during combustion of the rocket propellant. The thermal insulating layer is a double layered coating consisting of a layer of rubber compound and a layer of impregnated carbon cloth. To obtain uniformity of the insulating layer and hence its heat resistance, similar components are used in the composition of the rubber compound for impregnating a composite based on carbon cloth: the same type of rubber, the same phenol-formaldehyde resin and the same vulcanising agents.

PL

Wieloletnie doświadczenie firmy BUMAR AMUNICJA S.A. w zakresie konstrukcji i technologii produkcji amunicji i rakiet, pozwoliło na podjęcie się zadania, wspólnie z Instytutem IMPiB Oddziału Elastomerów i Technologii Gumy w Piastowie, stworzenia zmodernizowanej osłony termoizolacyjnej do metalowego korpusu silnika rakietowego do wyrobu GROM-M. Warstwa izolacyjna metalowego korpusu silnika rakietowego charakteryzuje się tym, że miejscowe narażenia termiczne występujące w czasie spalania paliwa rakietowego, często wywołują miejscowe przepalenia korpusu silnika. W przypadku zastosowanego składu warstwy izolacyjnej zależnie od temperatury spalania w danym miejscu silnika wywołują odpowiedni dla tej temperatury przebieg procesu karbonizacji. Zapewniając tym samym wystarczającą w tym miejscu warstwę kompozytu fazy węgiel-węgiel zwiększającą wytrzymałość silnika oraz zabezpieczającą wspomniany metalowy korpus przed narażeniem termicznym w czasie spalania paliwa rakietowego. Warstwa termoizolacyjna silnika rakietowego jest powłoką dwuwarstwową składającą się z warstwy mieszanki kauczukowej i warstwy impregnowanej tkaniny węglowej. Dla uzyskania jednolitej struktury warstwy izolacji i jej odporności termicznej, w składzie mieszanki kauczukowej i w mieszance kauczukowej do impregnacji kompozytu na bazie tkaniny węglowej stosowane są podobne składniki: ten sam typ kauczuku, ta sama żywica fenolowo-formaldehydowa oraz te same substancje wulkanizacyjne.

7

Preliminary Studies of a Propellant System for the Counterprojectile of an Active Protection System

Surma Z., Zahor M., Kupidura P., Leciejewski Z.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2017

|

Vol. 8, Nr 2 (28)

33--42

EN

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.

PL

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.

8

A Concept for Striking Range Improvement of the GROM/PIORUN Man-Portable Air-Defence System

Motyl K., Makowski M., Zygmunt B., Puzewicz Z., Noga J.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2017

|

Vol. 8, Nr 1 (27)

55--70

EN

This paper presents a concept for striking distance performance improvement of the GROM/PIORUN Man-Portable Air-Defence System rocket missiles by increasing the rated diameter of the rocket missile propulsion system and its fuel charge weight. A mathematical and physical model of the GROM rocket missile was designed and its enhanced propulsion system was simulated in a computer environment. The computer simulation results were displayed on plot charts.

PL

W pracy przedstawiono koncepcję poprawy parametrów zasięgowych rakiety GROM/PIORUN poprzez zwiększenie średnicy układu napędowego i zwiększenie masy ładunku napędowego. Zbudowano model matematyczno-fizyczny pocisku GROM i przeprowadzono symulacje komputerowe z zastosowaniem wzmocnionego układu napędowego. Wyniki badań symulacyjnych przedstawiono w formie wykresów.

9

Badania właściwości heterogenicznych stałych paliw rakietowych na bazie kauczuku HTPB

Bogusz R., Florczak B., Sałaciński T., Dzik A.

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

2016

|

R. 45, z. 137

111--126

PL

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.

EN

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.

10

Symulacja komputerowa balistyki 122 mm pocisku rakietowego ze zmodernizowanym zespołem napędowym

Zygmunt B., Motyl K.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2016

|

Vol. 7, Nr 2 (24)

53--72

PL

Rozpatrzono możliwości zmiany technologicznej i konstrukcyjnej silnika rakietowego 122 mm pocisku rakietowego GRAD, polegające na zastąpieniu paliwa rakietowego typu homogenicznego paliwem o znacznie podwyższonej kaloryczności oraz wyraźnie większym impulsie jednostkowym. Zbudowano model matematyczno-fizyczny rakietowego 122 mm pocisku rakietowego z uwzględnieniem charakterystyk aerodynamicznych, geometrycznych i masowo-bezwładnościowych. Model zaimplementowano w programie symulacyjnym MathCAD14. Uzyskano analizę numeryczną podstawowych parametrów toru pocisku rakietowego GRAD ze zmodernizowanym zespołem napędowym i porównano je z zespołem dotychczasowym pocisku i zespołem napędowym pocisku rakietowego FENIKS. Przedstawiono wyniki symulacji komputerowej w postaci wykresów.

EN

Technological changes have been proposed for a rocket engine of 122 mm GRAD missile, consisting in the exchange of homogeneous type of rocket propellant into the propellant with significantly increased calorific value and the higher unit pulse. A mathematical-physical model of a 122 mm missile was built, taking into account the aerodynamic, geometric, mass and inertia properties. The model was implemented in a MathCAD14 simulation program. Numerical analysis of primary flight GRAD missile with a modernized driving unit has been performed and compared with the existing driving unit and driving unit of the Phoenix missile. The results of computer simulation are shown in the form of graphs.

11

Comparative study of an additional oxidizer charge effect on selected operational characteristics of a solid-fuel rocket engine

Pietraszek M., Klemba T., Lubieniecka J., Łukasiewicz J., Pietraszek J.

Czasopismo Techniczne. Mechanika

|

2016

|

Y. 113, iss. 4-M

65--72

EN

This paper describes a part of research related to the elimination of adverse phenomenon involving the occurrence of a negative oxygen balance of combustion products of missile engines during their firing from aircrafts. It also presents the results of comparative tests of rocket engines equipped with an additional oxidizer charge.

PL

Artykuł opisuje fragment badań związanych z eliminowaniem niekorzystnego zjawiska polegającego na występowaniu ujemnego bilansu tlenowego produktów spalania silników pocisków rakietowych podczas ich odpalania ze statków powietrznych. Przedstawiono również wyniki porównawcze badań silników rakietowych wyposażonych w dodatkowy ładunek utleniacza.

12

Silnik rakietowy z kompozytową komorą spalania

Drabik Z., Rasztabiga T.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2015

|

Vol. 6, Nr 3 (21)

71-84

PL

W artykule przedstawiono wyniki prac związanych z opracowaniem silnika rakietowego służącego do kompletacji układu napędowego będącego I stopniem rozpędzającym demonstrator rakiety dwustopniowej. Prace te były realizowane w ramach projektu rozwojowego pt. „Opracowanie demonstratora przeciwlotniczej dwustopniowej rakiety krótkiego zasięgu” przez Konsorcjum naukowo-przemysłowe tworzone przez Wojskową Akademię Techniczną, MESKO S.A., Zakład Produkcji Specjalnej GAMRAT Sp. z o.o. oraz Polski Holding Obronny. Jednym z głównych zadań stawianych projektowi było opracowanie i opanowanie technologii oraz wykonanie kompozytowego korpusu nośnego służącego do kompletacji układu napędowego rakiety o masie startowej rzędu kilkudziesięciu kilogramów. Zadanie to było realizowane równocześnie z konstruowaniem i opanowaniem technologii pozostałych głównych zespołów silnika rakietowego, takich jak: ładunek napędowy z homogenicznego (dwubazowego) paliwa rakietowego, zapłonnik, kompensator i dysza. W wyniku tych prac wykonano i przebadano stacjonarnie w komorze balistycznej ładunek napędowy wraz z zapłonnikiem i dyszą oraz opracowano i opanowano technologię kompozytowego korpusu nośnego o kalibrze 171 mm będącego jednocześnie komorą spalania, który również przebadano stacjonarnie na hamowni w kompletnym silniku rakietowym. W konsekwencji przeprowadzono dynamiczne badania poligonowe, w których przy użyciu silnika rakietowego według ww. konfiguracji wystrzelono rakietę dwustopniową o masie startowej 70 kg, która osiągnęła prędkość maksymalną 960 m/s.

EN

The article presents the results of work concerning a two-stage rocket motor. In the first step tested stationary the charge rocket motor with the ignitor and the nozzle system in the ballistic chamber was tested. The technology of composite casing with a caliber of 171 mm, which is also a combustion chamber, was designed and mastered. The composite casing was tested stationary in complete rocket motor. The next step was to conduct dynamic tests at the rocket test range. During the dynamic tests a two-stage rocket with a mass of 70 kg was fired. The rocket has reached a maximum speed of 960 m/s.

13

Silniki rakietowe foteli katapultowych samolotów bojowych (analiza rozwiązań konstrukcyjnych)

Zygmunt B., Krajewski T.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2014

|

Vol. 5, Nr 3 (17)

69-82

PL

W artykule porównano cechy konstrukcyjne oraz parametry balistyczne silników rakietowych foteli katapultowych współczesnych samolotów bojowych. Autorzy dysponowali danymi z prowadzonych badań własnych oraz zebranymi danymi literaturowymi. Własne badania dotyczą foteli typu KM1M, K-36DM (produkcji rosyjskiej) oraz foteli Mk10 (produkcji brytyjskiej). Dane literaturowe zebrano o fotelu ACES II (USA) oraz VS (produkcji czeskiej). W konkluzji pracy stwierdzono, że fotele o różnorodnej konstrukcji i różnej masie charakteryzują się zbliżonymi parametrami kinematycznymi w trakcie katapultowania, co wynika z uwarunkowań fizjologicznych organizmu pilota poddanego dużym przeciążeniom.

EN

A comparison of structural features and ballistic parameters of rocket motors of ejection seats has been made for contemporary combat aircrafts. The authors had the data obtained from their own researches and of collected literature data. The own investigations concerned KM1M, K-36D (Russian made), and Mk10 (British made) ejection seats. Literature data of ACES II (US made) and VS (Czech made) and other ejection seats were collected from websites. In conclusion, it has been stated that ejection seats of various constructions and masses are described by similar kinematic parameters of the ejection process, what results from physiological limitations of pilot organism subjected to a high overload.

14

Badanie wymiany ciepła za falą detonacyjną

Kublik D.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 1 (234) March 2014

116--125

PL

Wartykule przedstawiono wyniki badań nad wymianą ciepła za falą detonacyjną propagującą w jednorodnej, stacjonarnej mieszaninie H2-O2. Badania przeprowadzone zostały na poziomie eksperymentalnym jak i teoretycznym. Część eksperymentalna skupia się na szybkim pomiarze temperatury na drodze, propagującej w rurze uderzeniowej, fali detonacyjnej, na podstawie którego wyznaczyć można strumień ciepła przekazywany do ścianki. Wyniki eksperymentów porównane zostały z wynikami obliczeń teoretycznych. Obliczenia przeprowadzone zostały w oparciu o model analityczny zaproponowany przez Sichela i Davida [1], w którym jako parametry wejściowe wykorzystano wyniki symulacji CFD (Obliczeniowej Mechaniki Płynów, ang. Computational Fluid Dynamics) nielepkiego, reagującego gazu. Uzyskane wyniki posłużą do oceny możliwości chłodzenia komory spalania wykorzystującej zjawisko wirującej detonacji.

EN

Investigation of heat transfer behind detonation wave that propagates in stationary, homogeneous H2-O2 mixture is described in this article. Investigation was conducted both experimentally and theoretically. Experiments were carried in the shock tube, and focused on fast temperature measurements which were the basis for evaluation of heat flux behind detonation wave. Calculations were conducted using analytical model proposed by Sichel and David. Input parameters for the model were obtained via CFD simulations of reactive, compressible, inviscid flow. The results will be useful for evaluation of heat transfer in Rotating Detonation Combustion Chamber.

15

Flow Modeling in a Porous Cylinder with Regressing Walls Using Semi Analytical Approach

Azimi M., Hedesh A. M., Karimian S.

Mechanics and Mechanical Engineering

|

2014

|

Vol. 18, nr 2

77--84

EN

In this paper, the mathematical modeling of the flow in a porous cylinder with a focus on applications to solid rocket motors is presented. As usual, the cylindrical propellant grain of a solid rocket motor is modeled as a long tube with one end closed at the headwall, while the other remains open. The cylindrical wall is assumed to be permeable so as to simulate the propellant burning and normal gas injection. At first, the problem description and formulation are considered. The Navier–Stokes equations for the viscous flow in a porous cylinder with regressing walls are reduced to a nonlinear ODE by using a similarity transformation in time and space. Application of Differential Transformation Method (DTM) as an approximate analytical method has been successfully applied. Finally the results have been presented for various cases.

16

Badanie wpływu ładunku utleniacza na charakterystyki energetyczne strumienia gazów prochowych silnika rakietowego na paliwo stałe

Pietraszek M., Klemba T.

Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych

|

2013

|

nr 33

187–201

PL

W pracy przedstawiono wyniki badań wpływu ładunku utleniacza na charakterystyki pracy silnika rakietowego, w kontekście przeciwdziałania pompażowi silnika śmigłowca. Homogeniczne paliwo stałe silnika rakietowego charakteryzuje się ujemnym bilansem tlenowym. W przypadku odpalania serią pocisków rakietowych napędzanych takim paliwem ze śmigłowca istnieje możliwość wystąpienia zjawiska pompażu, które może doprowadzić do zgaśnięcia jego silników. Wprowadzenie do komory spalania silnika rakietowego na paliwo stałe siarczanu (VI) potasu (II) jako inhibitora reakcji spalania paliwa rakietowego korzystnie zmienia charakterystyki energetyczne silnika rakietowego, jednocześnie nie wpływając na generowany ciąg. Zastosowanie utleniacza jako wkładu do silnika znacząco poprawia bezpieczeństwo odpalania rakiet ze statku powietrznego i nie wymusza zmian w konstrukcji silnika. Praca zawiera wyniki badań wpływu ładunku K2SO4, w postaci zaprasowanego pręta, na charakterystyki pracy silnika rakietowego Mk66. W trakcie badań na hamowni pionowej zmierzono ciąg oraz temperaturę gazów strumienia gazów wylotowych. Wyniki zestawiono z danymi dla oryginalnych silników.

17

Osłona termoizolacyjna metalowego korpusu silnika rakietowego

Borkowska M., Mężyński J., Moskalewicz M., Rasztabiga T., Tulik M.

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2013

|

T. 5

78--84

PL

Wieloletnie doświadczenie firmy BUMAR AMUNICJA S.A. w zakresie konstrukcji i technologii produkcji amunicji i rakiet, pozwoliło na podjęcie się zadania, wspólnie z Instytutem IMPiB Oddziału Elastomerów i Technologii Gumy w Piastowie, stworzenia zmodernizowanej osłony termoizolacyjnej do metalowego korpusu silnika rakietowego do wyrobu GROM-M. Warstwa izolacyjna metalowego korpusu silnika rakietowego charakteryzuje się tym, że miejscowe narażenia termiczne występujące w czasie spalania paliwa rakietowego, często wywołują miejscowe przepalenia korpusu silnika. W przypadku zastosowanego składu warstwy izolacyjnej zależnie od temperatury spalania w danym miejscu silnika wywołują odpowiedni dla tej temperatury przebieg procesu karbonizacji. Zapewniając tym samym wystarczającą w tym miejscu warstwę kompozytu fazy węgiel-węgiel zwiększającą wytrzymałość silnika oraz zabezpieczającą wspomniany metalowy korpus przed narażeniem termicznym w czasie spalania paliwa rakietowego. Warstwa termoizolacyjna silnika rakietowego jest powłoką dwuwarstwową składającą się z warstwy mieszanki kauczukowej i warstwy impregnowanej tkaniny węglowej. Dla uzyskania jednolitej struktury warstwy izolacji i jej odporności termicznej, w składzie mieszanki kauczukowej i w mieszance kauczukowej do impregnacji kompozytu na bazie tkaniny węglowej stosowane są podobne składniki: ten sam typ kauczuku, ta sama żywica fenolowo-formaldehydowa oraz te same substancje wulkanizacyjne.

EN

Many years of experience of BUMAR AMUNICJA SA in the design and manufacturing technology of ammunition and rockets, allowed to together with the Institute IMPiB Department Elastomers and Rubber Technology in Piastów to take up the task to create an upgraded insulation shield of the metal body of the rocket motor for GROM-M. The insulating layer of metal body of the rocket motor characterizes with the local thermal exposure occurring during rocket propellant combustion, often causes local a burn to the engine body. In the case of the insulating layer composition used depending on the temperature of combustion in the engine the rocket propellant produces a site suitable for the temperature carbonization process. Thereby providing sufficient in this point, carboncarbon phase of the composite layer. It contributes to the strength of the motor and securing given metal body before exposure to heat during combustion of the rocket propellant. The thermal insulating layer of the rocket motor is a two-layer coating comprising a layer of rubber compound and a layer of impregnated carbon cloth. To obtain a uniform structure of the insulating layer and the heat resistance, the composition of the rubber mixture and the rubber mixture for the treatment of composite carbon-based fabrics are used in similar elements: the same type of rubber, the same phenol-formaldehyde resin and the vulcanization of the same substances.

18

Korpusy startowych silników rakietowych ze stali "maraging"

Stępień J., Marcisz J., Garbarz B., Burdek M., Moskalewicz M., Wójtowicz W., Patek A., Materniak J.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2012

|

Vol. 3, Nr 2 (8)

99-108

PL

Artykuł zawiera wyniki prac zrealizowanych we współpracy Zakładów Metalowych MESKO, Instytutu Metalurgii Żelaza i Politechniki Poznańskiej, dotyczących opracowania i zastosowania nowoczesnych wyrobów stalowych do wytwarzania korpusów rakiet. Badania przeprowadzono w celu opracowania i wdrożenia technologii wytwarzania korpusów rakietowych silników startowych z krążków wyciętych z blachy walcowanej na zimno ze stali "maraging" zamiast ze stali 28H3SNMWFAŻ (SP28Ż). Opracowano skład chemiczny stali "maraging" o symbolu N18K9M5Ts oraz wymagania w zakresie właściwości mechanicznych przed poszczególnymi operacjami technologii wytwarzania korpusów rakietowych silników startowych. Wykonano badania podstawowych właściwości fizycznych stali "maraging" N18K9M5Ts wytworzonej w IMŻ w piecu próżniowym VSG 100S, w celu przygotowania bazy danych do projektowania technologii przeróbki plastycznej i obróbki cieplnej. Wyznaczono temperatury przemian fazowych, opracowano charakterystyki odkształcalności na zimno oraz ustalono parametry przesycania i utwardzania wydzieleniowego.

EN

The paper presents the results of examinations carried out to determine thepossibilities of application of super-clean 300 ksi maraging steel instead of 28H3SNMWFAŻ steel to produce the bodies of RATO booster rockets. The studies of basic physical properties, cold formability, temperatures of phase transformations, and parameters of precipitation hardening of 300 ksi maraging steel were carried out.

19

Obliczenia numeryczne nieustalonych pól temperatur w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego z wkładką o minimalnej przewodności cieplnej w kierunku promieniowym

Preiskorn M., Koniorczyk P., Zygmunt B.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2011

|

Vol. 2, Nr 4 (6)

47-60

PL

Artykuł stanowi uzupełnienie obliczeń zilustrowanych i omówionych w pracy [10]. Przedstawiono tam wstępne obliczenia numeryczne nieustalonego przewodzenia ciepła w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu, którego czas pracy wynosił około 3 s. Obliczenia wykonano dla dyszy wykonanej ze stali węglowej St 45, w której w przekroju krytycznym umieszczono wkładkę z grafitu 7087 (tzw. 7087 graphite) o anizotropowym przewodnictwie cieplnym i temperaturze topnienia przewyższającej 3800 K [1]. Przedmiotem analizy prezentowanego artykułu jest nowa konstrukcja wkładki. Wkładkę wycięto tak, by w kierunku osi r uzyskać minimalną przewodność cieplną. Obliczenia numeryczne wykonano za pomocą programu Cosmos/M. Wyniki obliczeń podano w postaci rozkładu izoterm w kolejnych przedziałach czasu w części korpusu dyszy przylegającej do przekroju minimalnego oraz zilustrowano zależnościami temperatury oraz gęstości strumienia ciepła w funkcji czasu w wybranych węzłach siatki elementów, tzn. Ti (t) oraz qi (t).

EN

The paper is a complement to the calculations illustrated and described in the Military University of Technology Bulletin, in the paper [10]. The initial numerical calculations of non-stationary heat transfer in non-cooled short-range anti-aircraft missile rocket engine nozzle are presented. The calculations were performed for the nozzle of carbon steel St 45, which contained graphite insert of graphite 7087 of anisotropic heat transfer and melting point of more than 3800K placed in critical section [1]. New element of the paper is the method of cutting out the insert. This time the insert was cut out in such a way that a minimum thermal conductivity in the direction of r - axis is obtained. Engine operation time was around 3 seconds. Numerical calculations were carried out using program COSMOS/M. Calculation results were given in the form of distribution of isotherms in successive intervals in the nozzle body part adjacent to minimum section and illustrated with temperature and heat flux density dependencies on time in chosen knots of numerical networks, i.e. Ti (t) and qi (t).

20

Obliczenia numeryczne nieustalonych pól temperatur w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu

Preiskorn M., Koniorczyk P., Zygmunt B.

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej

|

2011

|

Vol. 60, nr 2

47-61

PL

W pracy przedstawiono wstępne obliczenia numeryczne nieustalonego przewodzenia ciepła w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu. Obliczenia wykonano dla dwóch konfiguracji dyszy. W pierwszej konfiguracji dyszę wykonano w całości ze stali węglowej St 45, której temperatura topnienia wynosi 1700 K [1, 7]. W drugiej konfiguracji w przekroju krytycznym dyszy umieszczono wkładkę z grafitu 7087, tzw. 7087 graphite o anizotropowym przewodnictwie cieplnym i temperaturze topnienia przewyższającej 3800 K [1]. Czas pracy silnika był rzędu 3 s. Obliczenia numeryczne wykonano za pomocą programu COS MOS/M. Wyniki obliczeń podano w postaci rozkładu izoterm w kolejnych przedziałach czasu w części korpusu dyszy przylegającej do przekroju minimalnego oraz zilustrowano zależnościami temperatury oraz gęstości strumienia ciepła w funkcji czasu w wybranych węzłach siatki elementów, tzn. T(sub)i(t) oraz q(sub)i(t).

EN

In the paper, initial numerical calculations of non-stationary heat transfer in non-cooled short-range anti-aircraft missile rocket engine nozzle are presented. The calculations were carried out for two nozzle configurations. For the first configuration, the nozzle was made entirely from carbon steel St 45, melting point of which is 1700 K. In the second configuration, the insert of graphite 7087 of anisotropic heat transfer and melting point of more than 3800 K was placed in the nozzle critical cross-section. Engine operation time was around 3 seconds. Numerical calculations were carried out using program COS MOS/M. Calculation results were given in the form of distribution of isotherms in successive intervals in the nozzle body part adjacent to minimum section and illustrated with temperature and heat flux density dependencies on time in chosen knots of numerical networks, i.e. T(sub)i(t) an q(sub)i(t).