Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Precyzyjne bomby szybujące występujące w uzbrojeniu oraz kierunki ich rozwoju

Elert S., Sokołowski D.

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

2018

|

R. 47, z. 148

61--78

PL

W artykule przedstawiono przegląd stosowanych rozwiązań konstrukcyjnych bomb szybujących. Bardziej szczegółowo potraktowano rodzaje bomb, które są lub były intensywnie użytkowane przez siły powietrzne, w tym były wykorzystywane w konfliktach zbrojnych. Uwzględniono także dostępne autorom modele i prototypy bomb przewidziane do wprowadzenia do uzbrojenia w najbliższych latach. Uzyskane w trakcie opracowania publikacji zbiory danych pozwoliły m.in. określić aktualną strategię oraz priorytety walki z przeciwnikiem. Przedstawiono propozycję nowoczesnego sposobu wykorzystania bomby szybującej do efektywnego (także pod względem ekonomicznym) ataku na przewidywanym polu walki. Przedstawione rozwiązanie pokazuje ciągłe powstawanie nowego typu uzbrojenia gwarantując przy tym niski koszt, wysoką skuteczność oraz jak najmniejsze ryzyko dla obsługującego system personelu wojskowego.

EN

Some designs of gliding bombs are reviewed in the paper. The types of bombs which have been intensely used by the air forces, especially those used in military conflicts, are presented in more detailed way. Moreover the models and prototypes of bombs accessible for authors and planned to enter into the inventory of the ordnance in the near future are considered. Data bases prepared at elaboration of the paper allowed above all to identify current strategy and priorities for engaging an enemy. Additionally the paper presents an option for modern use of gliding bombs to effective attacks (including also economical aspects) on predicted battlefield. Presented solution illustrates a continuous process of creation of a new type of ordnance which provides high efficiency at low costs and low level of risk for the military personnel servicing the system.

2

Wybrane problemy projektowania układów zasilania rakietowych platform testowych

Lewandowski Z., Łuszczyk M., Turek J.

Elektronika : konstrukcje, technologie, zastosowania

|

2018

|

Vol. 59, nr 10

48--52

PL

Realizacja badań naukowych i prac rozwojowych w obszarze technologii rakietowych wymaga opracowania rakietowych platform testowych, które charakteryzować się będą bezpieczeństwem eksploatacji, dużą niezawodnością, powtarzalnością parametrów technicznych oraz niskimi kosztami wytwarzania. Jednym z istotnych elementów rakietowych platform testowych jest źródło zasilania urządzeń pokładowych, takich jak układy sterów elektrycznych, układ autopilota, układ samodestrukcji oraz układ telemetrii pokładowej. W artykule sformułowano problem badawczy dotyczący opracowania wydajnych, niezawodnych oraz tanich źródeł zasilania o niewielkich wymiarach gabarytowych oraz przedstawiono wybrane problemy doboru źródeł zasilania dla testowych platform rakietowych. Zaprezentowano koncepcję wykorzystania źródeł zasilania na bazie baterii superkondensatorów. Zaprojektowano i wykonano model bloku zasilania oraz poddano go testom i badaniom weryfikującym założone parametry techniczne. Wyniki badań zostały w podsumowaniu artykułu poddane krytycznej ocenie. Sformułowano dalsze kierunki prac inżynierskich i badań, których celem jest opracowanie wydajnych oraz tanich źródeł zasilania dla rakietowych platform testowych.

EN

Implementation of scientific research and development works in the field of missile technologies requires the development of rocket testing platforms, which will be characterized by operational safety, high reliability, repeatability of technical parameters and low manufacturing costs. One of the important elements of the rocket testing platforms is the power supply for on-board equipment such as electrical steering systems, autopilot systems, self-destruction systems and on-board telemetry systems. The article presents a research problem concerning the development of efficient, reliable and cheap power sources of small dimensions and presents selected problems of selection of power sources for test rocket platforms. The concept of using power sources based on super capacitors’ batteries was presented. A power block model was designed and manufactured and subjected to tests and examinations verifying the assumed technical parameters. The results of the research were critically evaluated in the summary of the article. Further engineering and research directions have been formulated to develop efficient and cost-effective power supplies for rocket testing platforms.

3

Analysis of heat transfer in a supersonic rocket head

Rosłowicz A., Bednarczyk P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2017

|

Nr 1 (246)

79--94

EN

Design of supersonic HI rocket by the Rocketry Group of Students' Space Association (SR SKA) requires an analysis of thermal phenomena occurring in the elements particularly exposed to the high temperature gas. This paper contains a description of the methodology and the results of numerical simulation of heat transfer in the elements of the rocket head. The starting points were the flight conditions (3 characteristic points defined by altitude and Mach number) and independently calculated adiabatic temperature field of the gas. ANSYS Fluent code was used to determine the temperature field on the surface of the rocket. Computed cases were viscous and inviscid flow (for comparison). Based on the results formulated for the viscous case heat transfer boundary conditions, the numerical model and the thermophysical properties of materials were defined. The model was limited to a brass top part of the head and a part of a composite dome. Analytical and empirical method of "intermediate enthalpy" determined distribution of the heat transfer coefficient on the rocket surface. Then the transient heat transfer was calculated with the ANSYS system. It included the range from the rocket launch, moment of maximum Mach number to sufficient structure cooling. The results of the analyses were conclusions relevant to the further development work. Excessive heating of composite structures during the flight has been shown.

PL

Niniejszy artykuł zawiera opis metody oraz wyniki numerycznej symulacji wymiany ciepła w elementach głowicy rakiety. Punkt wyjścia stanowiły założone warunki lotu (3 punkty charakterystyczne określone przez wysokość i liczbę Macha) i wyznaczone niezależnie adiabatyczne pole temperatury gazu. Do wyznaczenia pola temperatur na powierzchni rakiety użyty został system ANSYS Fluent. Zostały' obliczone przypadki przepływał lepkiego i nielepkiego (dla porównania). Na podstawie wyników* dla przypadku lepkiego sformułowano warunki brzegowe wymiany ciepła, założenia modelu numerycznego. Model ograniczono do mosiężnej części noskowej i fragmentu kompozytowej kopułki. Metodą analityczno-empiryczną „średniej entalpii" (intermediate enthalpy) wyznaczono rozkład współczynnika przejmowania ciepła na powierzchni rakiety. Następnie dokonano obliczenia nieustalonej wymiany ciepła z wykorzystaniem systemu ANSYS. Obejmowały one zakres od startu rakiety, poprzez moment osiągnięcia maksymalnej liczby Macha, do wystarczającego schłodzenia konstrukcji. Efektem pracy było sformułowanie wniosków istotnych z punktu widzenia dalszych prac konstrukcyjnych, wykazano nadmierne ogrzewanie elementów kompozytowych w trakcie lotu.

4

Stan aktualny i tendencje rozwojowe przeciwpancernych zestawów rakietowych

Motyl K., Woźniak R.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Wojsk Lądowych im. gen. T. Kościuszki

|

2012

|

Nr 3

272-288

PL

W artykule przedstawiono stan aktualny w dziedzinie przeciwpancernych pocisków kierowanych (PPK) w Siłach Zbrojnych RP (SZ RP), scharakteryzowano współczesne rozwiązania broni tego typu w czołowych armiach świata oraz zaprezentowano tendencje rozwojowe PPK z zaznaczeniem potrzeb SZ RP.

EN

The article presents the current status in the field of antitank guided missiles in the Polish Armed Forces. It describes the modern solutions of this type of weapons in the leading armies in the world and presents development trends in antitank guided missiles, emphasizing the needs of the Polish Armed Forces.

5

Analiza wpływu uproszczenia modelu matematycznego na parametry procesu samonaprowadzania rakiety przeciwlotniczej sterowanej jednokanałowo

Gacek J., Baranowski L.

Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej

|

2009

|

R. 50 nr 4 (179)

19-34

PL

W pracy podjęto próbę dokonania analizy wpływu uproszczeń modelowych na symulację procesu samonaprowadzania (dokładność i czas trwania obliczeń) na przykładzie rakiet przeciwlotniczych sterowanych jednokanałowo. Uzyskano komputerowe wyniki obliczeń w oparciu o dwa — o różnym stopniu uproszczenia — modele matematyczne lotu rakiety 9M39 z przenośnego zestawu przeciwlotniczego Igła (9K38). Wyniki i wnioski z przeprowadzonych badań numerycznych zilustrowano rysunkami i wykresami.

EN

An attempt was made to analyze the effect of the model simplifications on homing process simulation (accuracy and computation time) based on the example of anti-aircraft one-canal controlled missiles. The computer-based calculation results were obtained on the basis of two differently approximated mathematical models for missile 9M39 of the portable anti-aircraft missile system Igla (9K38). The solutions and conclusions are illustrated by figures and drawings. Keywords: missile technology, homing guidance, flight dynamics.