Tube-like charges of a double-base propellant were studied for burning rate in a lab. rocket motor at 228 K and 338 K. The internal-burning tube grain where the outer surface burning was inhibited and the burning occurred from the inside and on both ends was assumed. The temp. relationship of pressure was detd. and used for calcg. the burning rate and temp. sensitivity of pressure. Przedstawiono wyniki badania szybkości spalania stałego paliwa rakietowego homogenicznego w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego dla początkowych temperatur badanych ładunków 228 K i 338 K. Do badań przyjęto ładunki rurkowe z zainhibitowaną zewnętrzną boczną powierzchnią, spalające się od środka i z obydwu końców. Z zarejestrowanych charakterystyk wyznaczono metodą pośrednią zależność szybkości spalania od ciśnienia oraz współczynnik temperaturowy ciśnieniowy. Jednym z głównych balistycznych parametrów stałych paliw rakietowych jest szybkość spalania i jej zależność od ciśnienia1). Na pośrednie wyznaczanie tych parametrów pozwala metoda badań w układzie laboratoryjnego silnika rakietowego (LSR)2-5) lub w silniku o zmniejszonej skali6). Tę pierwszą metodę autorzy zastosowali podczas przeprowadzonych badań, używając do tego celu LSR własnej konstrukcji7). W metodzie LSR zakłada się, że spalanie izotropowego paliwa jest równowagowe, ciśnienie i prędkość gazu są stałe wzdłuż całej długości silnika, gaz jest gazem idealnym i pomija się straty cieplne. Metoda pozwalająca określić szybkość spalania w LSR z zależności ciśnienia od czasu p(t) wymaga określenia grubości warstwy palnej ładunku, charakterystycznych czasów spalania, szybkości spalania i charakterystycznych ciśnień.Część doświadczalna Materiały [...]

  Four com. rocket propellants were studied for burning rate under 5-11 MPa in sub-scale rocket motor systems in 2 independent labs. The burning rate depended on the propellant sample anisotropy along or across the direction of the sample formation. Some differences (3-8%) in results achieved in particular labs. were obsd. Jednym z istotnych parametrów charakteryzujących właściwości użytkowe stałych paliw rakietowych jest liniowa szybkość spalania, równa przemieszczaniu się frontu płomienia w głąb fazy stałej, prostopadle do palącej się powierzchni. Powierzchnia ta znajduje się w otoczeniu gazowych produktów spalania o wysokiej temperaturze i odpowiednim ciśnieniu, które przepływają wzdłuż ładunku w stronę dyszy. Przeprowadzono badania porównawcze spalania paliw rakietowych w ZPS "Gamrat" i IPO dla różnych ich gabarytów. Odpowiedni kształt próbkom nadano przez obróbkę mechaniczną. Dodatkowo zainhibitowano część powierzchni palnych, zapewniając efekt plateau podczas spalania. Sprawdzono również wpływ sposobu pobrania próbki na wyniki szybkości spalania (efekt anizotropii). Homogeniczne stałe paliwa rakietowe (SPR) swe pochodzenie zawdzięczają prochom bezdymnym, których główne składniki to nitroceluloza (NC) (ester celulozy i kwasu azotowego(V)), nitrogliceryna (NG) oraz dodatki związków małocząsteczkowych spełniających rolę modyfikatorów spalania, stabilizatorów i substancji poprawiających reologię w procesie przetwórstwa. Stosując proces wytłaczania i prasowania (EDB) lub odlewania (CDB) uzyskuje się materiał o jednolitej, zhomogenizowanej strukturze jednofazowej. Typowe homogeniczne stałe paliwa rakietowe zawierają 50-60% NC i 30-50% NG1). W zależności od warunków estryfikacji można uzyskać NC o zawartości azotu do 14,14%. Jest to uwarunkowane liczbą grup azotowych podstawionych w miejsce grup hydroksylowych. NC jest materiałem sztywnym nie nadającym się do bezpośredniego wykorzystania2-4). W celu poprawienia jej właśc[...]