Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

Znaleziono wyników: 3

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

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

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.

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.

Opracowanie elektrycznego inicjatora detonacji lontów i liniowych ładunków kumulacyjnych systemu cięcia wybuchowego łącznika pierścieniowego korpusu rakiety

Wilk Z., Koślik P., Zuń H., Bartkowiak B., Marciniak B.

Materiały Wysokoenergetyczne

2016

T. 8

33--46

W pracy przedstawiono rozwiązania konstrukcyjne elektrycznych inicjatorów detonacji (EID) o zminimalizowanych wymiarach, do zastosowań specjalnych. Dla realizacji pracy przyjęto założenia ze strony Instytutu Lotnictwa – Centrum Technologii Kosmicznych odnoszące się do projektowanego systemu rozcalania stopni rakiety. Podstawowy parametr inicjatora określony przez masę zawartego w nim materiału wybuchowego (MW) musiał być zminimalizowany (do 80 ÷ 100 mg). Dla systemu cięcia wybuchowego korpusu rakiety (materiał: stop aluminium, grubość 2-3 mm) założono zastosowanie odpowiednio dobranego lontu pentrytowego (PETN) z flegmatyzatorem, o gramaturze jak najmniejszej, np. (6 ÷ 8) g/mb. Zaproponowano wykonanie lontu detonacyjnego w powłoce metalowej ze stopu Pb/Sb w technologii własnej IPO – Oddział w Krupskim Młynie. Do kolejnych prac doświadczalnych wykonana została partia lontu o średnicy 5 mm o wymaganej gramaturze 8 g/mb. Zaproponowano zastosowanie układu cięcia wybuchowego z wykorzystaniem lontu detonacyjnego profilowanego – z wgłębieniem kumulacyjnym ( ładunek kumulacyjny liniowy ŁKL-PETN5F-6/8). Przeprowadzono testy skuteczności cięcia płytki aluminiowej o grubości 2 mm i 3 mm za pomocą ŁKL 6/8, które zakończyły się wynikiem pozytywnym. Liniowy ładunek inicjowano zaprojektowanym zestawem spłonkowym (EID-100-0,2A). W cyklu badawczym oznaczono także prędkość detonacji ŁKL 6/8, która wynosi 7400 m/s.

The paper presents design solutions for electrical initiators (EID) for special applications. An operating assessment carried out by the Aviation Institute – Centre for Space Technology, relating to the proposed system for explosively cutting a rocket body, was adopted. The basic parameter of the initiator, determined by the mass of the contained explosive had to be minimized to (80 - 100) mg. For the explosive cutting system of the rocket body (material: aluminum alloy, thickness (2 - 3) mm) the use of an appropriate PETN cord with a phlegmatizer, is assumed, with as low a mass as possible, e.g. (6 - 8) g/m. It proposes the making the detonation cord of the coating metal alloy Pb/Sb using the inhouse capability in IPO - Branch in Krupski Mlyn. Further experimental work involved making a partner fuse with a diameter of 5 mm with the required mass of 8 g/m. It proposes the use of an explosive cutting system using a detonating profile – with a cumulative recess (linear-shaped charge LLK-PETN5F 6/8). Its efficacy was tested by cutting aluminum plate of thickness 2 mm and 3 mm with LLK 6/8, which ended with the positive result. The linear charge is initiated using the designed primers (EID-100-0.2A). The test cycle also determined the detonation velocity of LLK 6/8, which was measured as 7400 m/s.

Projekt silnika rakietowego na ekologiczne ciekłe materiały pędne

Okniński A., Bartkowiak B.

Prace Instytutu Lotnictwa

2014

Nr 1 (234) March 2014

73--81

Praca przedstawia projekt rozwoju ekologicznego silnika rakietowego wykorzystującego wysoko stężony nadtlenek wodoru jako utleniacz i węglowodory jako paliwo. Projekt realizowany w ramach prac statutowych Instytutu Lotnictwa ma na celu budowę i przetestowanie jednostki napędowej umożliwiającej transfer satelitów telekomunikacyjnych z niskiej na geostacjonarną orbitę ziemską. Przedstawiono układ konstrukcyjny silnika wraz z opisem jego kluczowych elementów. W pracy zawarto również uproszczoną metodologię rozwoju projektu wraz z przykładowymi wynikami obliczeń. Projekt pozwolił na budowę i wstępne przetestowanie zaproponowanego silnika rakietowego, pozytywnie weryfikując postawione założenia. Obecnie trwają prace nad kolejną wersją tego typu jednostki napędowej, przystosowanej do realizacji badań laboratoryjnych.