Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Theoretical and experimental investigations on a rocket propulsion system of projectiles intended for vehicle active protection system

Surma Zbigniew, Leciejewski Zbigniew, Dzik Arkadiusz, Białek Marek

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2020

|

T. 12(1)

133--143

EN

The paper presents the results of a research project carried out at the Military University of Technology aimed at designing a technology demonstrator of an active protection system – a smart counter-projectile for combating anti-tank missiles at a fixed distance from the protected object. Since the design of the counter-projectile head includes electronic components sensitive to high loads, a solid propellant rocket motor was used as the propulsion system. Based on the specification and requirements for the propulsion system, the propellant charge and nozzle dimensions were determined, and the performance properties of the designed system (chamber pressure, thrust with time and total thrust pulse), calculated. The tests and analyses were carried out using the known properties of homogenous solid rocket propellants manufactured in Poland. To verify the results of the theoretical analysis, experimental studies were carried out in collaboration with “GAMRAT” Sp. z o.o. Special Production Plant (Jasło, Poland) to validate the selected solid propellant and the initial assumptions made on the operation of the propulsion system of the designed counter-projectile.

PL

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.

2

Development trends in artillery ammunition propellants

Szala Mateusz

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2020

|

T. 12(2)

5--16

EN

A short history of nitrocellulose (NC) use in propellants is discussed. The advantages and disadvantages of NC as a semi-synthetic component of powders and rocket propellants are presented. Based on the conventional classification of propellants, the options of eliminating nitrocellulose in different types of powders and rocket propellants are discussed in detail. The analysis shows that in the foreseeable future, the elimination of NC in single-base and double-base propellants is highly unlikely. The observed trends in triple-base propellant development also does not show any tendencies in the elimination of NC, only the replacement of nitroguanidine with cyclic nitroamines. However, the elimination of NC in LOVA composite propellants is probable. Synthetic, rubber-based solid composite rocket propellants, with ammonium perchlorate as the oxidizer, are the only ones not dependent on NC.

PL

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.

3

An analysis of the mechanical properties of HTPB-propellants using DMA

Gańczyk-Specjalska Katarzyna, Magnuszewska Paulina

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2020

|

T. 12(2)

81--91

EN

The paper presents the thermomechanical properties of solid rocket propellants containing hydroxyl-terminated polybutadiene. Dynamic mechanical analysis (DMA) was used in analysing the mechanical properties of propellant for two different sample geometries (cuboid and cylindrical). Nonisothermal and isothermal analyses were carried out in two holders: dual-cantilever and compression. The glass transition temperature of soft and hard segments in the propellants, the effect of dynamic force on sample strain, the creep-relaxation process (based on which parameters in the Burgers model were calculated) were determined based on the results of the analysis.

PL

W pracy przedstawiono właściwości termomechaniczne stałego paliwa rakietowego zawierającego polibutadien zakończony grupami hydroksylowymi. Do analizy właściwości mechanicznych wykorzystano dynamiczną analizę mechaniczną (DMA) dla dwóch różnych geometrii próbek (prostopadłościennej i walcowej). Przeprowadzono badania nieizotermiczne i izotermiczne w dwóch uchwytach: podwójny wspornik i ściskający. Na podstawie przeprowadzonych badań określono: – temperaturę zeszklenia miękkich i twardych segmentów w paliwie, – wpływ siły dynamicznej na odkształcenie próbki, – proces pełzania-relaksacji (na podstawie którego obliczono parametry w modelu Burgersa).

4

Badania właściwości termiczno-mechanicznych homogenicznego paliwa rakietowego poddanego starzeniu zgodnie z wymaganiami STANAG

Prasuła P., Czerwińska M.

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

2018

|

R. 47, z. 145

47--63

PL

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.

EN

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.

5

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.

6

Odpowiedzi wybranego złożonego paliwa rakietowego na obciążenia osiowe przy zróżnicowanych warunkach eksploatacyjnych

Zalewski R., Wolszakiewicz T.

Przemysł Chemiczny

|

2016

|

T. 95, nr 12

2452--2455

PL

Przeprowadzono badania wytrzymałościowe stałego paliwa rakietowego, wyznaczając krzywe siła-wydłużenie i naprężenie-odkształcenie. Zaprezentowano przykładowe wyniki badań doświadczalnych. Skupiono się na przeprowadzeniu prób jednoosiowych ze zróżnicowanymi prędkościami odkształcenia. Na podstawie uzyskanych doświadczalnie krzywych naprężenie-odkształcenie analizowano podstawowe parametry wytrzymałościowe badanego paliwa. Stwierdzono, że odpowiedzi mechaniczne paliwa różniły się w zasadniczy sposób zarówno co do charakteru rejestrowanych krzywych doświadczalnych, jak i wartości zarejestrowanych parametrów mechanicznych, w zależności od parametrów prowadzonych prób doświadczalnych.

EN

A solid propellant consisting of NH₄ClO₄, acrylonitrile-butadiene rubber, Al powder and dioctyl adipate was studied for uniaxial tension strength to determine the force-elongation and stress-strain curves. The propellant behaved as a typical viscoplastic material.

7

Teoretyczno-doświadczalne badania rakietowego układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej pojazdów

Surma Z., Leciejewski Z., Dzik A., Białek M.

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2015

|

T. 7

44--52

PL

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.

EN

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.

8

Metody wyznaczania własności mechanicznych stałych paliw rakietowych w warunkach dynamicznych. Metoda kafarowa

Nowicki J.

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

2012

|

R. 41, z. 121

33--44

PL

Artykuł jest kontynuacją rozważań dotyczących problemu wytrzymałości mechanicznej rakietowych ładunków napędowych [1, 2]. W [2] podano niektóre dostępne w literaturze oraz uzyskane podczas własnych badań dane dotyczące własności mechanicznych stałych paliw rakietowych określonych w warunkach statycznych (maszyna wytrzymałościowa). W artykule przedstawiono metody wyznaczania charakterystyk wytrzymałościowych paliwa rakietowego w warunkach dynamicznych tj. w warunkach zbliżonych do rzeczywistego startu i lotu pocisku rakietowego. W sposób szczegółowy przedstawiono wyniki kompleksowych badań paliwa rakietowego metodą kafarową polegającą na uderzeniu walcowej próbki paliwa rakietowego opadającym obciążnikiem (jednoosiowe obciążenie ściskające).

EN

This paper is continuation of discussion dealing with the problem on mechanical strength of solid rocket propellant charge [1, 2]. In [1] there were given data accessible in literature and obtained from own tests. These data deal with mechanical properties of solid rocket propellants determined under static conditions (strength machine). In the paper, these are also presented methods on determination of strength characteristics of solid rocket propellant under dynamic conditions, i.e. under conditions being close to conditions of real start and flight of the missile. In detailed way, there are presented results of complex tests of solid rocket propellant by means of drop weight impact method based on impact cylindrical solid rocket propellant specimen by freely falling weight (uniaxial compression load).

9

Wpływ geometrii ładunku gazogeneratora na jego właściwości balistyczne

Gawor T., Wolszakiewicz T.

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2012

|

T. 4

60--65

PL

W ramach tej pracy przeprowadzono badania zmian szybkości spalania, w zależności od składu chemicznego paliwa prochowego akumulatora ciśnienia (PAC). Wytworzone zostały ładunki o różnej zawartości dodatków i dla tych ładunków wyznaczono szybkość spalania. Kolejna część pracy dotyczy wpływu kształtu wgłębienia w czaszy, tj. średnicy i głębokości wgłębienia, na parametry balistyczne gazogeneratora. Wykonano spalania ładunków PAC dla różnych wymiarów wgłębienia w czaszy. Zostały wyznaczone takie parametry jak; ciśnienie maksymalne, ciśnienie w 1 sekundzie, maksymalne ciśnienie pracy, impuls ciśnienia po czasie 0,3 s oraz całkowity czas pracy.

EN

In this study made an investigation the changes in the burning rate, depending on the chemical composition of the propellant of gas generator (PAC). Charges were produced containing different amounts of these additives and to this charges calculated the burning rate. Another part of the work concerns the impact of the shape of the cavity in the bowl, i.e. the diameter and depth of the cavity, the ballistic parameters of the gas generator. PAC charges with the various dimensions of the cavity of the bowl were burned. There have been designated as parameters; maximum pressure, the pressure in 1 second, maximum operating pressure, pressure impulse after time 0.3 s, and the total working time.

10

Aparatura badawczo-testowa do wykrywania i śledzenia procesów pękania w materiałach wysokoenergetycznych

Zbrowski A., Wolszakiewicz T.

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2012

|

T. 4

66--74

PL

W pracy przedstawiono budowę i działanie aparatury badawczo testowej umożliwiającej śledzenie procesów pękania w materiałach wysokoenergetycznych. System jest przeznaczony do inspekcji stałych paliw rakietowych sformowanych w postaci próbek wiosełkowych poddawanych obciążeniom mechanicznym i termicznym. Rozwiązanie wykorzystujące technikę maszynowego widzenia przeznaczone jest do prowadzenia badań w warunkach laboratoryjnych na maszynie wytrzymałościowej. Zasada pomiaru polega na analizie w czasie rzeczywistym, kolejnych rejestrowanych obrazów powierzchni próbki i wyznaczaniu zmian położenia charakterystycznych punktów obrazu związanych z pęknięciem. System posiada strukturę modułową, której zasadniczymi elementami są: głowica pomiarowa z modułem wizyjnym, układ pozycjonowania głowicy komputer z oprogramowaniem. W artykule przedstawiono przykładowe wyniki badań zarejestrowane z zastosowaniem prezentowanej aparatury badawczej.

EN

The work presents the structure and operation of the research and test apparatus for detection and monitoring the crack propagation processes in the high-energy materials. The system is intended for inspection of the solid rocket propellants in the form of oar-shaped samples subjected to the mechanical and thermal loads. The solution using the techniques of machine vision is intended for the research in the laboratory environment on the fatigue strength testing machines. The principle of operation consists in the analysis, in real-time, subsequent recorded images of the sample surface and determination of the changes of the location of characteristic points of the image related to the crack. The system is of modular structure with essential elements: the measurement head with vision module, the positioning module for the measurement head, computer with the software. The article presents the sample results of the tests recorded with use of the presented apparatus.

11

Detection and measurement of fatigue cracks in solid rocket propellants

Giesko T., Boroński D., Zbrowski A., Czajka P.

Problemy Eksploatacji

|

2009

|

nr 3

75-84

EN

A method and machine vision system capable of automated crack detection and measurement have been developed for fatigue tests on solid rocket propellants under mechanical and thermal stresses. In image analysis and crack detection, the digital image correlation method (DIC) was used. Examples of crack images acquired using the developed system are presented.

PL

W artykule zaprezentowano metodę i system maszynowego widzenia do automatycznej detekcji i pomiarów pęknięcia w stałych paliwach rakietowych poddawanych obciążeniom mechanicznym i termicznym w trakcie badań zmęczeniowych. W opracowanym systemie do analizy obrazów i wykrywania pęknięć zastosowano metodę cyfrowej korelacji obrazów (DIC). Przedstawiono przykładowe obrazy pęknięć zarejestrowane za pomocą opracowanego systemu.

12

Nowa metoda ciągłego pomiaru szybkości palenia stałego paliwa rakietowego za pomocą kamery termowizyjnej

Miszczak M., Panas A. J., Świderski W.

Pomiary Automatyka Kontrola

|

2009

|

R. 55, nr 11

950-953

PL

W pracy zaprezentowano możliwości wykorzystania anizotro-powych właściwości grafitu pirolitycznego do pomiaru nową metodą liniowej szybkości palenia stałych paliw rakietowych. Przedstawiono wyniki porównawczych badań doświadczalnych spalania stałego paliwa rakietowego w tulei z grafitu pirolitycznego i miedzi, które zostały potwierdzone modelowaniem numerycznym. Podstawową zaletę proponowanej metody należy upatrywać w stworzeniu możliwości ciągłej obserwacji procesu palenia tego rodzaju materiałów.

EN

In this paper there is presented a new method for continuous burning rate measurement of cylindrical grain of solid, homoge-neous propellant whose main components are nitrocellulose and nitroglycerine. The propellant was initiated to burn from one side (end burning propellant) by a CO2 laser beam. The propellant grain was situated in the tube made from pyrolytic graphite (pyrographite). The rocket propellant burning rate was determined on a basis of recording the burning front/zone movement on the pyrographite tube external surface by an IR camera. The continuous recording of the burning front/zone was possible thanks to application of unique, very high anisotropy of heat conductivity in pyrographite in its crystallographic perpendicular directions i.e. along crystallographic plane - the plane of deposition of hexagonal graphite crystallographic net and along crystallographic axis being vertical to the above plane. The continuous recording of the burning front displacement was also possible due to direct contact of the propellant grain side surface to the internal cylindrical surface of the pyrographite tube possessing higher coefficient of heat transfer along its radius than to longtitudal axis direction. Suitability of pyrographite for measurements of solid rocket propellant burning rate was shown by comparing application of tubes of anisotropic and isotropic properties of heat conductivity, i.e. made from pyro-graphite and copper, respectively. The results of comparative experimental investigations by burning the solid rocket propellant grains inserted in pyrographite and copper tubes were confirmed by the results of numerical modeling. The main advantage of the presented method is possibility of continuous thermal observation of burning process of the above mentioned materials.

13

Badania wpływu dodatku paliwa homogenicznego na zdolność do wykonania pracy amonali

Lipiński M., Lipińska K., Maranda A., Sobala J., Witkowski W.

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

2003

|

R. 32, z. 88

201--207

PL

Problem zagospodarowania materiałów wybuchowych pozyskiwanych z wycofywanej amunicji stał się ostatnio ważny ze względu na znaczną ich ilość. Jednym ze sposobów recyklingu wycofywanych wojska stałych paliw rakietowych jest zastosowanie ich jako składników górniczych środków strzałowych, ponieważ przemysł wydobywczy jest głównym konsumentem cywilnych materiałów wybuchowych. Zaprezentowano wyniki badań własnych dotyczące wpływu dodatku paliwa homogenicznego na zdolność do wykonania pracy mieszanin azotanu amonu i pyłu aluminiowego. Pomiary wykonano metodami tradycyjnymi (blok ołowiany, wahadło balistyczne) oraz porównawczo oznaczając nadciśnienie i impuls fali podmuchu w powietrzu.

EN

The problem of utilisation of explosive materials recovered from withdrawn ammunition Has become an import and recently because of their large scale. One of the ways to recycle solid rocket propellants is to use them as the components of mining explosive means, because the mining industry is the main consumer of civilian explosives. Some results of a self made research work on the dependence between homogeneous propellant additions and capacities of ammonia nitrate and aluminium dust compounds to per form work are included. The measurements were carried out by the conventional methods (the lead block, ballistic pendulum) and by the comparative methods by measuring the pressure and impulse of the blasting wave in the air.