Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

1

VRS - Program do symulacji lotu rakiet wielostopniowych

100%

Florczuk W.

|

2009

|

tom Nr 3 (198)

62-83

PL

Program komputerowy VRS (Visual Rocket Simulation) to inżynierskie narzędzie stworzone w celu obliczania trajektorii oraz parametrów lotu rakiet wielostopniowych, a także statków kosmicznych typu "Reentry Vehicle", np. kapsuły załogowe. W celu usprawnienia pracy nad programem oraz zapewnienia jego przejrzystości z punktu widzenia programisty, kod źródłowy podzielono na oddzielne moduły odpowiedzialne za poszczególne podmodele. Moduły te stanowią modele najważniejszych elementów rozważanej konstrukcji rakiety oraz otoczenia, tj. model napędu, model konstrukcji stopni, model separacji stopni, model pola grawitacyjnego Ziemi, model aerodynamiki rakiety oraz model atmosfery. Dzięki temu możliwe jest dodawanie nowych cech związanych z jej konstrukcją oraz środowiskiem, zwiększając przez to dokładność symulowanego lotu. Najważniejszym modułem odpowiedzialnym za symulacje jest moduł zawierający równania różniczkowe określające dynamikę ruchu statku w przestrzeni trójwymiarowej. Równania te wyprowadzone zostały w układzie sferycznym, którego początek związany jest ze środkiem Ziemi. Do całkowania tych równań użyto powszechnie stosowaną metodę typu RK4 (Runge-Kutta 4 rzędu). Użyty model statku kosmicznego w programie VRS zawiera 3 stopnie swobody (3DOF) odpowiedzialne za ruch translacyjny konstrukcji. Model z 3DOF pozwala z dobrym przybliżeniem określić trajektorię lotu rozważanego obiektu bez uwzględniania ruchu obrotowego konstrukcji wokół jego osi głównych w czasie symulacji, co także wiąże się z pominięciem metod sterowania. Program posiada możliwość importowania danych określających parametry atmosfery w lokalnym punkcie startu, importowanie charakterystyk ciągu (daje to możliwość symulacji pracy silnika rakietowego z dyszą typu "aerospike"), a także importowanie charakterystyk oporu aerodynamicznego. Do wyświetlania wyników z symulacji stworzono moduł post-processora, który może działać w trybie FRS (Fast Results Calculation) lub w trybie RTS (Real Time Simulation). Dzięki graficznemu interfejsowi, w którym osadzono kod programu, wygodne i przejrzyste stało badanie dynamiki lotu rakiet wielostopniowych. Program VRS został napisany w środowisku programowania DELPHI 7 z wykorzystaniem bibliotek graficznych typu GLScene.

EN

Task of modeling and simulations is a essential and primary procedure in space and aircraft designing process, that has a iterative nature. Such advance structures like rocket launchers need very accurate and time-consuming calculations during design process in order to obtain optimal solutions. Because of this, the very accurate and fast tools to simulate flight mechanics, checking the capability and efficiency of the rocket is required. This work concerns all steps, procedures and models used to programming a 3 DoF(degrees of freedom) application to simulate flight of multistage rocket launcher from launch site to assigned orbit. This application permits to analysis of primary parameters and obtain trajectory at real flight time, that includes launch from start position, flight by dense atmosphere, stages separations and injection payload into orbit. Also it is possible to observe the payload flight on the obtain orbit that can be circular, elliptical, hyperbolical or parabolic. Contents of this work include: description model of no spherical planet gravity potential, with spherical harmonics, description of atmosphere, aerodynamic model, model of propulsion and staging systems. All of those models with derived equations of motion are solved by most efficient numerical integration method name's Runge- Kutta 4th order. In order to increase capabilities of this application, the graphical user interface has been designed. Modules of pre-processing and post-processing has been performed using a OpenGI library GLScene for Delphi 7.

2

Badanie quasi hipergolicznego zapłonu paliw węglowodorowych z nadtlenkiem wodoru klasy HTP

100%

Florczuk W.

|

tom Nr 1 (234) March 2014

41--50

PL

Artykuł ten przedstawia omówienie obecnie badanych mieszanin hipergolicznych typu „green”, będących potencjalną alternatywą dla układów złożonych z hydrazyny i jej pochodnych w połączeniu z utleniaczami typu N2O4, WFNA, czy RFNA. Przedstawione wyniki badań wykazują, że większość związków chemicznych posiadające cechy samozapłonowe z nadtlenkiem wodoru klasy HTP charakteryzuje się czasem opóźnienia samozapłonu w przedziale od 10-30 ms, a niektóre z nich nawet 9 ms. W artykule zawarto również opis metod badawczych określania czasu opóźnienia samozapłonu mieszanin hipergolicznych. Dodatkowo przedstawiono opis stanowiska badawczego wykonanego w ramach projektu PULCHER z FP7 SPACE.

EN

This article describes the survey of the presently tested green hypergolic propellants that could be used as an alternatives for highly toxic mixtures such as hydrazine and its methyl derivatives with NTO, WFNA or RFNA. Presented research results clearly demonstrate that the autoignition delays for most of them being hypergolic with HTP(High Test Peroxide) are in the range of 10-30ms. Some of these propellants promoted with hydride compounds of light transition metals exhibit AID on the level of 9 ms. In the comparison to the MMH/NTO with AID equal to 3 ms the new hypergolic green propellants seems very attractive with their performances for the new space applications. Description of the methods to test hypergolic propellants are also included. Additionally the test stand designed and manufactured in the frame of project PULCHER FP7 SPACE is demonstrated.

3

Rozwój ekologicznych silników rakietowych na ciekłe materiały pędne

51%

Florczuk W. , Kublik D. , Sobczak K.

|

tom Nr 1 (234) March 2014

62--72

PL

W artykule zawarto zestawienie i omówienie ekologicznych materiałów pędnych będących obecnie tematem najliczniejszych publikacji w zakresie badań nad ciekłymi rakietowymi materiałami pędnymi stanowiącymi realną alternatywę dla obecnie stosowanych mieszanin typu MMH/MON, UDMH/NTO, czy hydrazyna. Należą do nich ADN, HAN, HNF oraz HTP. Dodatkowo, przedstawione zostały programy badań kosmicznych, gdzie jako źródło napędu platform satelitarnych zastosowanie znalazły opisane ekologiczne materiały pędne. Przedstawiono również wyzwania stojące przed konstruktorami pracującymi nad silnikami na ciekłe materiały pędne, a także trendy dotyczące ich przyszłych zastosowań.

EN

This article contains the survey of the non-toxic, environment friendly and low cost, green propellants being intensively investigated by the space propulsion communities. These propellants represent compounds with the highest potential to be used as an alternatives for the mixture of MMH/MON, UDMH/NTO or hydrazine in monopropellant propulsion. They include ADN, HAN, HNF and HTP. Additionally, the newest space missions with the utilization of the green propellants in their ACS (Attitude Control Systems) were described. The new challenges for the design and determination of the current trends in the field of development of the liquid rocket engines are also included.

4

Koncepcja rakiety kosmicznej przeznaczonej do transportu mikro-satelitów na orbitę synchronizowaną słonecznie

32%

Florczuk W. , Folusiak M. , Kublik D. , Rarata G. , Sobczak K. , Świderski K. , Surmacz P. , Wolański P.

|

2009

|

tom Nr 3 (198)

5-24

PL

W pracy przedstawiono historyczny rys rozwoju technik rakietowych w Polsce oraz rok Instytutu Lotnictwa w budowie rakiet balistycznych i meteorologicznych w latach 60-70-tych ubiegłego stulecia. Krótko omówiono budowę w Instytucie Lotnictwa pierwszych instrumentów pomiarowych umieszczanych na satelitach z serii "Interkosmos" oraz obecną aktywność Polski w wykorzystaniu technik kosmicznych. Zasadnicza część prasy pświęccona jest omówieniu problemu budowy rakiety do wysyłania małych satelitów Ziemi. Przedstawiono w niej analizę zapotrzebowania na rakiety wynoszące na orbity Ziemi małe satelity oraz metodykę opracowania konstrukcji takie rakiety. Przeanalizowano wybór materiałów pędnych, silników rakietowych i w efekcie porównano konstrukcję rakiety dwu i trzystopniowej przeznaczonej do wynoszenia satelitów o masie 100 kg na orbitę synchronizowaną słonecznie na wysokości 600km.

EN

A short presentation of Polish contribution into development of rocket as well as the role of the Institute of Aviation in design of ballistic, meteorological and space instrument are briefly described. Main part of the paper is devoted to analyses of design and performances of small rocket designed to launch 100 kg satellite into 600 km Solar Synchronous Orbit (SSO). Selection of propellants, engines and comparison of performance of two and three stage rockets is presented.