Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Design and application of a parachute deployment mechanism for sounding rockets based on commonly available and affordable components

Jasztal Michał, Kłosiński Artur

Journal of KONBiN

|

2024

|

Vol. 54, iss. 1

21--31

EN

Sounding rockets must be equipped with a proper recovery system enabling the safe return of all rocket modules to the ground. This requirement is achieved by a parachute recovery system triggered by various types of deployment mechanisms. The paper presents the process of designing and implementing a low-cost parachute deployment mechanism for use in sounding rockets. The design of the mechanism is based on commercially available CO2 cartridges, electric igniter and the original housing structure made using 3D printing technology. As a result of a number of experimental tests, the design details of the device were improved. Finally, successful verification tests were carried out on the operation of the developed parachute deployment mechanism on the finished sounding rocket structure.

PL

Rakiety sondujące muszą być wyposażone w odpowiedni system odzyskiwania, umożliwiający bezpieczny powrót wszystkich modułów rakietowych na ziemię. Wymóg ten jest spełniany przez spadochronowe systemy odzyskiwania uruchamiane przez różnego rodzaju mechanizmy. W artykule przedstawiono proces projektowania i implementacji taniego mechanizmu wyrzucania spadochronów do użytku w rakietach sondujących. Projekt mechanizmu opiera się na dostępnych w handlu nabojach CO2, zapłonnikach elektrycznych i oryginalnej konstrukcji obudowy wykonanej w technologii druku 3D. W wyniku szeregu testów eksperymentalnych usprawniono szczegóły konstrukcji urządzenia. Ostatecznie, przeprowadzono pomyślne testy weryfikacyjne działania opracowanego mechanizmu wyrzucania spadochronu na gotowej konstrukcji rakiety sondującej.

2

Solid Rocket Boosters Separation System Development for the ILR-33 Amber 2K Rocket

Kierski Jan, Pazik Arthur, Cieśliński Dawid

Transactions on Aerospace Research

|

2023

|

Nr 3 (272)

16--27

EN

The paper presents the development process of the solid rocket boosters (SRBs) separation system of the ILR-33 AMBER 2K rocket. A redesign of the system was required due to the development of new, larger SRBs. The main system requirements were transmission of forces and moments between the SRBs and the main stage, execution of the separation process at a given moment in flight and mechanical integration simplification. A set of aerodynamics calculations were performed. With the use of computational fluid dynamics software, forces acting on the booster during separation for several angles of attack, as well as the critical booster deflection angle, have been determined. Next, a mathematical model was created to define the load spectrum acting on the system during the flight and separation phases, covering both static and dynamic loads. All the internal and external force sources were considered. A series of motion dynamics simulations were conducted for representative flight cases. Then, the system operational parameters were verified with the use of dedicated ground test facilities. Necessary calibrations of the mathematical model were then implemented, leading to a high level of confidence with the empirical data obtained, thereby leading to a successful system qualification for the flight campaign.

3

Aplikacja wspomagająca projektowanie geometrii spadochronów dla systemu odzysku rakiet sondujących

Jasztal Michał, Kłosiński Artur, Stańska Marta

Journal of KONBiN

|

2022

|

Vol, 52, iss. 2

101--116

PL

Praca przedstawia aplikację umożliwiającą obliczanie podstawowych wymiarów geometrycznych spadochronów wykorzystywanych w systemach odzysku rakiet sondujących. Wyznaczanie geometrii czaszy spadochronu bazuje na równaniu oporu aerodynamicznego, co pozwala uzyskać zadeklarowaną przez użytkownika prędkość opadania obiektu. Opracowana aplikacja umożliwia również wizualizację geometrii czaszy spadochronu dobranej odpowiednio do specyficznych wymagań misji. Kluczowym elementem pracy jest możliwość uzyskania geometrii pojedynczego segmentu czaszy spadochronu wraz z niezbędnym naddatkiem na szew, co znacząco ułatwia proces wykonania gotowego do użycia spadochronu. W ramach niniejszego opracowania przeprowadzono weryfikację wyników obliczeń wykonanych za pomocą aplikacji, w oparciu o dane zebrane podczas lotu eksperymentalnej rakiety sondującej.

EN

The work presents an application that enables the calculation of the basic geometric dimensions of parachutes used in the sounding rocket recovery systems. Determining the geometry of the parachute canopy, based on the equation of aerodynamic drag, which allows to obtain the object drop velocity declared by the user. The developed application also enables the visualization of the parachute canopy geometry selected according to the specific requirements of the mission. The key element of the work is the possibility of obtaining the geometry of a single segment of the parachute canopy along with the necessary allowance for the seam, which significantly facilitates the process of making a ready-to-use parachute. As part of this study, the results of the calculations made with the use of the application were verified on the basis of data collected during the flight of the experimental sounding rocket.

4

Suborbital Rockets in Safety & Defense Applications

Noga Tomasz

Safety & Defense

|

2021

|

2

65--79

EN

This paper presents benefits from using suborbital rockets in safety & defense applications. The paper describes suborbital rockets and their contribution to modern science, research and technology development. A historical view of suborbital rockets and their applications in safety & defense roles is discussed. Chosen research & development activities, military exercises and air defense systems’ tests performed using suborbital rockets in various countries are listed and described based on a literature review of publicly available sources. The paper presents capabilities of Łukasiewicz Research Network - Institute of Aviation in the field of suborbital rockets. A development of ILR-33 AMBER 2K rocket reaching flight speeds over Mach 4 and optimized to reach 100 km altitude is described with comment regarding its applicability in safety & defense applications supported by flight simulations.

5

Preliminary design analysis of regenerative cooling for N2O/alcohol small scale liquid rocket engine

Palej P., Palacz T.

Transactions on Aerospace Research

|

2018

|

Nr 3 (252)

84--98

EN

This paper presents a concept of a small scale liquid-propellant rocket engine designed in AGH Space Systems for sounding rocket. During preliminary design of thermal aspects various ways of cooling were evaluated and described. Possible issues and design approaches for ablative, radiation and regenerative cooling are raised. the authors describe available solutions. regenerative cooling is especially concerned as it is most popular solution in bi-liquid engines, in which alcohol fuel acts as coolant and is preheated before it reaches combustion chamber. To estimate a possible temperature distribution - and thus an applicability of such a system in the engine - a mathematical model of heat transfer was developed. Unique element of said engine is its oxidizer - nitrous oxide, which have been rarely used to date. Comparison between typical LOX bi-liquids is given and major differences that affect cooling arrangement are discussed. The authors compared different combinations of coolants, fuel/oxidizer ratios etc. To optimize the temperature distribution which is a key factor for the engine performance.

PL

W publikacji przedstawiono koncepcję małego, ciekłego silnika rakietowego zaprojektowanego w AGH Space Systems dla rakiet sondujących. Podczas wstępnej analizy termiczne aspekty różnych sposobów chłodzenia zostały wzięte pod uwagę, oszacowane i opisane. Rozważone zostały możliwe problemy i podejścia projektowe dla chłodzenia ablacyjnego, radiacyjnego oraz regeneracyjnego, a autorzy opisują dostępne rozwiązania. Chłodzenie regeneracyjne jest rozważane w szczególności ze względu na swoją popularność wśród silników zasilanych ciekłym materiałem pędnym, w których paliwo pełniąc rolę chłodziwa zostaje ogrzane zanim dotrze do komory spalania. W celu oceny rozkładu temperatury, tym samym oceny możliwości zastosowania chłodzenia, został stworzony model matematyczny wymiany ciepła. Unikatowym elementem wspomnianego silnika jest jego utleniacz - podtlenek azotu, który dotychczas był rzadko wykorzystywany. Wybór takiego utleniacza i jego implikacje porównano do typowego silnika zasilanego ciekłym tlenem i wskazano główne różnice, które wpływają na układ chłodzenia. Autorzy porównali również ze sobą różne warianty chłodziwa, w szczególności różne stosunki paliwa i utleniacza, w celu optymalizacji rozkładu temperatury.

6

Wind tunnel tests of influence of boosters and fins on aerodynamic characteristics of the experimental rocket platform

Ruchała P., Placek R., Stryczniewicz W., Matyszewski J., Cieśliński D., Bartkowiak B.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2017

|

Nr 4 (249)

82--102

EN

The paper presents results of wind tunnel tests of the Experimental Rocket Platform (ERP), which is developed in Institute of Aviation. It is designed as an easy accessible and affordable platform for microgravity experiments. Proposed design enables to perform experiments in microgravity for almost 150 seconds with apogee of about 100 km. The full-scale model of the ERP has been investigated in the T-3 wind tunnel in Institute of Aviation. During the investigation, the aerodynamic loads of the rocket has been measured for the angle of attack up to 10° and the different rotation angle around the longitudinal axis (up to 90°, depending on the configuration). Three configurations has been investigated: • without fins and boosters • with fins and without boosters • with fins and boosters. Additionally, the measurements of velocity field around the ERP using the Particle Image Velocimetry (PIV) has been performed. Based on the wind tunnel test, an influence of fins and boosters on aerodynamic characteristics of the rocket has been described. Results of the wind tunnel tests show relatively high contribution of boosters in total aerodynamic drag. Some conclusions concerning performance and stability of the rocket have been presented.

PL

W artykule przedstawiono wyniki badań tunelowych Eksperymentalnej Platformy Rakietowej (EPR), powstającej w Instytucie Lotnictwa. EPR jest projektowana jako tania i łatwo dostępna platforma do eksperymentów w mikrograwitacji. Powstająca konstrukcja umożliwi wykonanie eksperymentów trwających do 150 sekund, na wysokości ok. 100 km. Model EPR w skali naturalnej został przebadany w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa. Podczas badań zmierzono obciążenia aerodynamiczne działające na rakietę dla kątów natarcia do 10° i różnych kątów obrotu wzdłuż osi podłużnej (do 90°, zależnie od konfiguracji). Badania wykonano dla trzech konfiguracji: • korpus, bez stateczników i silników pomocniczych; • ze statecznikami, bez silników pomocniczych; • ze statecznikami i silnikami pomocniczymi. Ponadto wykonano pomiary wektorowego pola prędkości przepływu wokół rakiety, używając metody anemometrii obrazowej PIV (Particle Image Velocimetry). Na podstawie wyników badań tunelowych, określono wpływ stateczników i silników pomocniczych na charakterystyki aerodynamiczne. Wyniki pokazały m.in. duży wpływ silników pomocniczych na całkowity współczynnik oporu aerodynamicznego. W artykule przedstawiono również pewne wnioski dotyczące osiągów i stateczności rakiety.

7

Dwupasmowa antena systemu transmisji danych telemetrycznych do rakiety sondażowej

Kwiatkowski J.

Elektronika : konstrukcje, technologie, zastosowania

|

2017

|

Vol. 58, nr 3

12--13

PL

Artykuł prezentuje projekt anteny dookólnej zabudowanej namałej rakiecie badawczej do lotów sub-orbitalnych. Antena dwustożkowa (biconical) była przeznaczona do systemu transmisji danych telemetrycznych i sterujących w pasmach częstotliwości 869,40÷869,65 MHz oraz 2,4000÷2,4835 GHz. Do zaprojektowania anteny wykorzystano oprogramowanie do symulacji elektromagnetycznych – CST STUDIO SUITE®. Wykorzystanie symulatora elektromagnetycznego 3D pozwoliło przeanalizować wpływ sprzężenia między anteną i kadłubem rakiety na jej parametry efektywne. Przeprowadzono optymalizację wymiarów anteny pod kątem zapewnienia jej zysku w funkcji zmian kąta elewacji powodowanych zmianami położenia rakiety w trakcie lotu. Pomiary prototypu anteny w komorze bezechowej wykazały wysoką zgodność wyników symulacji z wynikami pomiarów.

EN

The article presents the design of omnidirectional antenna integrated on the small research (sounding) rocket dedicated to sub-orbital flights. A biconical antenna was designed for telemetry and payload data transmission system working in dual frequency band 869,40÷869.65 MHz and 2.4000÷2.4835 GHz. For the antenna design a 3D electromagnetic simulation software CST STUDIO SUITE® was used. The use of electromagnetic simulator allowed to examine how the coupling between antenna and the fuselage affects antenna effective parameters. The antenna dimensions were optimized in terms of ensuring the antenna gain as a function of elevation angle changes caused by the rocket position changes during the flight. Measurements of the antenna prototype in an anechoic chamber showed high compliance of simulation results with the measurement results.