PL
 |
EN
Nowa wersja platformy, zawierająca wyłącznie zasoby pełnotekstowe, jest już dostępna.
Przejdź na https://bibliotekanauki.pl
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 9

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  rocket engine
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Content available remote Ciśnienie pracy w silniku rakietowym na paliwo stałe
100%
Nowicki J.
|
|
tom R. 33, z. 92
145--152
PL
W artykule podano metodę praktycznego analitycznego określania ciśnienia roboczego w komorze spalania silnika rakietowego na paliwo stałe. W oparciu o tę metodę obliczono ciśnienie robocze dla istniejącego silnika startowego imitatora celu powietrznego ICP-G. Następnie porównano je z rzeczywistym ciśnieniem roboczym otrzymanym podczas badań stacjonarnych tego silnika na hamowni i na tej podstawie oceniono dokładność obliczanie ciśnienia roboczego dla tego rozwiązania konstrukcyjnego silnika.
EN
A method for practical analytical determination of working pressure in the solid propellant rocket motor burning chamber is presented in the paper. The working pressure of the ICP-G aerial target imitator launching motor was calculated by this method and compared with the experimental value measured on the motor testing bed to evaluate the accuracy of this working pressure calculation method for such design of motors.
2
Content available remote Experimental and numerical research on rotating detonation in a small rocket engine model
100%
Kindracki J. , Kobiera A. , Wolański P.
Silniki Spalinowe
|
2009
|
tom R. 48, SC2
392--400
EN
The paper describes reserch on posibility of use rotating detonation in rocket engine. The basic properties of the wave propagation were studied. Next the parameters of the rocket engine based on the rotating detonation were measured. The experimental reserch were supprote by numerical simulations which allow detailed analysisi of the structure of the detonation wave and the flow in the detonation chamber.
PL
Artykuł prezentuje wyniki badań nad możliwościom zastosowania detonacji wirującej w silniku rakietowym. W pierwszej fazie badań określono podstawowe własności takiej fali detonacyjnej. Następnie dokonano pomiarów osiągów silnika rakietowego wykorzystującego detonację wirującą. Badania doświadczalne były uzupełnione obliczeniami numerycznymi w celu określenia szczegółów struktury wirującej detonacji i przepływu w komorze detonacyjnej.
3
Content available Właściwości balistyczne ładunków napędowych do foteli katapultowych samolotów bojowych
75%
Zygmunt B. , Motyl K. , Surma Z.
|
2008
|
tom Vol. 57, nr 3
97-109
PL
Samoloty bojowe wyposażone są w fotele katapultowe, stanowiące główny element systemu bezpieczeństwa załogi. Silnik rakietowy fotela służy do szybkiej ewakuacji pilota z uszkodzonego samolotu. Prochowe ładunki napędowe charakteryzują się ściśle określonymi parametrami balistycznymi w szerokim zakresie temperatury. Autorzy przedstawili wyniki badań balistycznych ładunków napędowych, stosowanych w fotelach katapultowych czołowych firm światowych. Ładunki napędowe do badań wyprodukowano w kraju według polskiej technologii.
EN
The ballistic parameters of propellant charges for rocket motors of ejection seats for different aircrafts are described. Some of charges have been modernized to improve their characteristics. Diagrams of pressure in ballistic chamber and thrust vs. time at wide range of temperatures for the tested and modernized charges were analyzed. Results of the work were positive and have been implemented to the practice. The work has been done on the order of the foreign customer. The proposal of the solution for the Polish Air Force was formulated.
4
Content available Symulacje numeryczne pól temperatury w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu z wkładką w przekroju krytycznym wykonaną z różnych materiałów
75%
Zieliński M. , Koniorczyk P. , Zmywaczyk J. , Preiskorn M.
|
|
tom Vol. 70, nr 1
15--30
PL
W pracy przedstawiono symulacje numeryczne nieustalonego przewodzenia ciepła w niechłodzonej dyszy silnika rakietowego przeciwlotniczej rakiety krótkiego zasięgu. Obliczenia wykonano dla konfiguracji dyszy z wkładką w przekroju krytycznym wykonaną z różnych materiałów. Jako materiał wkładki zastosowano: grafit POCO, ceramikę Al₂O₃, ceramikę ZrO₂-3Y₂O₃. Dla porównania przeprowadzono również symulacje numeryczne wymiany ciepła w dyszy wykonanej w całości ze stali St 45, której temperatura topnienia wynosi 1700 K. Czas pracy silnika był rzędu 3 s. Symulacje numeryczne wykonano za pomocą programu CO MSOL Multiphysics. Wyniki obliczeń podano w postaci zależności temperatury oraz gęstości strumienia ciepła w funkcji czasu w przekroju krytycznym.
EN
The paper presents numerical simulations of transient heat conduction in the uncooled nozzle of a short-range anti-aircraft rocket engine. The calculations were made for the configuration of the nozzle with an insert in the critical section made of various materials. The inserts used were: POCO graphite, Al₂O₃ ceramics, and ZrO₂-3Y₂O₃ ceramics. For comparison, numerical simulations of the heat transfer in a nozzle made entirely of St 45 steel, the melting point of which is 1700 K, were also carried out. The engine’s working time was of the order of 3 s. Numerical simulations were performed using the CO MSOL program. The calculation results are given in the form of temperature dependence and heat flux density as a function of time in the critical cross-section.
5
Content available Analiza wykonalności regeneracyjnego systemu chłodzenia silnika rakietowego przy wykorzystaniu ekologicznych materiałów pędnych
75%
Sobczak K.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2009
|
tom Nr 3 (198)
45-57
PL
W artykule przedstawiona zostanie metodyka i obliczenia układu chłodzenia silnika rakietowego zasilanego ciekłym tlenem i ciekłym metanem. Określone zostaną kluczowe parametry wpływające na sprawne działanie układu chłodzenia, a wykonane analizy pozwolą na sprawdzenie: niezawodności funkcjonowania poszczególnych elementów układu chłodzenia w zakresie dopuszczalnych i przewidywanych obciążeń potencjalnych obszarów podatnych na uszkodzenia, ich identyfikacji, kontrolę lub przeprojektowanie, ograniczenie masy.
EN
Development of efficient cooling system for rocket chamber and nozzle is the one of the crucial aspects of designing process. Complexness of considered application is mostly related to mutual existence of three different modes of heat transfer: conduction, convection and radiation. This paper describes the theoretical model of thermal-fluids processes in the propulsion system, especially regenerative cooled engines. For calculation purpose program was written in Fortran. This code uses iterative marching scheme to match the heat flux and temperature fields of cooling process. Description contains a design parameters qualification which influence a feasibility of cooling system for ecologically propelled rocket engine.
6
Content available A Concept for Striking Range Improvement of the GROM/PIORUN Man-Portable Air-Defence System
63%
Motyl K. , Makowski M. , Zygmunt B. , Puzewicz Z. , Noga J.
|
|
tom Vol. 8, Nr 1 (27)
55--70
EN
This paper presents a concept for striking distance performance improvement of the GROM/PIORUN Man-Portable Air-Defence System rocket missiles by increasing the rated diameter of the rocket missile propulsion system and its fuel charge weight. A mathematical and physical model of the GROM rocket missile was designed and its enhanced propulsion system was simulated in a computer environment. The computer simulation results were displayed on plot charts.
PL
W pracy przedstawiono koncepcję poprawy parametrów zasięgowych rakiety GROM/PIORUN poprzez zwiększenie średnicy układu napędowego i zwiększenie masy ładunku napędowego. Zbudowano model matematyczno-fizyczny pocisku GROM i przeprowadzono symulacje komputerowe z zastosowaniem wzmocnionego układu napędowego. Wyniki badań symulacyjnych przedstawiono w formie wykresów.
7
Wpływ charakterystyk dodatkowego napędu na strefę osiągalności sterowanego gazodynamicznie pocisku moździerzowego
63%
Gacek J. , Baranowski L. , Dec R.
|
|
tom z. 20
117-122
PL
W pracy przedstawiono problematykę związaną z wpływem podstawowych charakterystyk balistycznych dodatkowego silnika rakietowego na strefę osiągalności sterowanego gazodynamicznie pocisku moździerzowego. Rozpatrywany obiekt fizyczny wystrzeliwany jest z moździerza kalibru 98 mm. Pocisk wyposażony jest w dodatkowy silnik rakietowy, zwiększający jego donośność. Silnik ten odłącza się od pocisku po wypaleniu się materiału napędowego.
EN
The influence of an additional booster's basic ballistic features -(particularly thrust and work time) - on the gas-dynamic controlled mortar missile range has been presented in this paper. The physical model of the missile is launched from the 98-mm mortar and equipped with an additional booster to improve its range. The booster is cut off after the end of the propellant.
8
Content available remote Problemy badawcze i technologiczne związane z opracowaniem ładunków napędowych
63%
Florczak B.
|
1998
|
tom R. 27, nr 65
89--96
PL
Przedstawiono problemy badawcze związane przede wszystkim z doborem składu paliwa (roli i znaczenia modyfikatorów) oraz technologiczne, związane z jakością surowców i brakiem produkcji w kraju niektórych z nich.
9
Content available Preliminary Studies of a Propellant System for the Counterprojectile of an Active Protection System
63%
Surma Z. , Zahor M. , Kupidura P. , Leciejewski Z.
|
|
tom 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.
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.