Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Pedagogiczna Biblioteka Wojewódzka im. Komisji Edukacji Narodowej w Lublinie Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaPedagogiczna Biblioteka Wojewódzka im. Komisji Edukacji Narodowej w Lublinie
Zmień bibliotekę

Wyszukujesz frazę "rakieta" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Dostawca treści
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-10 z 44
Tytuł:
Aspekty badań prognostycznych rakiet krótkiego zasięgu
Projection testing aspects of short range rocket
Autorzy:
Nadulicz, K.
Tematy:
rakieta
eksploatacja
rocket
safe operation
Pokaż więcej
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/234562.pdf  Link otwiera się w nowym oknie
Opis:
W artykule przedstawiono badania rakiet krótkiego zasięgu typu 5W27U, będących na wyposażeniu dywizjonów rakietowych. Szczególną uwagę poświęcono określeniu okresu bezpiecznej eksploatacji.
The article presents a tests on short range missiles such NEWA, which are equipped missile squadrons. Special attention was given to testing service conditions for safe operation.
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Lessons learned and the recent achievements of a three-stage suborbital rocket production
Autorzy:
Sokołowski, Dariusz
Cichocki, Maciej
Tematy:
rocket
three-stage rocket
missile defense
aircraft defense
rakieta
rakieta trójstopniowa
obrona przeciwrakietowa
obrona przeciwlotnicza
Pokaż więcej
Wydawca:
Centrum Rzeczoznawstwa Budowlanego Sp. z o.o.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/27315604.pdf  Link otwiera się w nowym oknie
Opis:
The project presented in this article, which consists in designing and launching a three-stage suborbital rocket with a 40 kg payload covers the subjects of the rapid development of a multi-stage proof-of-concept vehicle with a limited time to deploy. These finite resources and a negligible percentage of the technology available tested in-house in advance led to the implementation of chosen, well-known industrial solutions into the concept for a winning strategy. This paper presents the recent achievements and lessons learned from the production phase of the components, namely: the rocket motor, control section compartment, guidance and navigation bay, together with recent achievements and future challenges. This set of components, derived from the project, will fill the gap in the technological chain for future Polish launchers and munition. The three-stage suborbital rocket development project is divided into three phases, which will last a total of three years. The first phase is the conceptual design stage, along with laboratory tests of solutions and subsystems used in the rocket. The second phase consists in flight tests for individual stages, together with the decisive flight of a three-stage rocket made to reach the Kármán line. The final stage involves the commercialization of the developed technology and the creation of a service for carrying research loads of up to 40 kg. The project is valued at approximately USD 5 million. The project is co-financed by the National Centre for Research and Development (NCRD) as part of dedicated support for the Polish space industry.
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania wpływu temperatur ekstremalnych na działanie turbogeneratora rakiety przeciwlotniczej KUB
Testing of dependence of antiaircraft KUB missile turbo-generators operation on extreme temperatures
Autorzy:
Studencki, M.
Tematy:
turbogenerator
rakieta przeciwlotnicza
układ elektropneumatyczny
anti-aircraft missile
Pokaż więcej
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235555.pdf  Link otwiera się w nowym oknie
Opis:
W artykule przedstawiono wyniki badań odporności turbogeneratora rakiety” KUB” na temperatury ekstremalne. Potrzeba symulacji ekstremalnych warunków pracy ma swoje uzasadnienie rzeczywistymi warunkami jakie mogą wystąpić podczas startu i lotu rakiety, bowiem różnica temperatur w miejscu startu i na maksymalnej wysokości (rzędu 10 km) może wynosić nawet do 100 0 C. Duży gradient temperatury może wystąpić również podczas transportu rakiet statkami powietrznymi.
The resistance of missile KUB turbo-generator against extreme temperatures is presented in the paper. The need to simulate extreme operation conditions is substantiated by the real conditions which may happen at the launching and flying of the missile as the temperature difference between the launching site and maximum ceiling of 10 km may get 100 C deg. Great temperature gradient may also happen when missiles are transported by planes.
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Suborbital Rockets in Safety & Defense Applications
Autorzy:
Noga, Tomasz
Tematy:
rocket
safety and defense systems validation
sounding rocket
suborbital launch vehicles
rakieta
walidacja systemów BHP
rakieta brzmiąca
suborbitalne pojazdy nośne
Pokaż więcej
Wydawca:
Centrum Rzeczoznawstwa Budowlanego Sp. z o.o.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/2010341.pdf  Link otwiera się w nowym oknie
Opis:
This paper presents benefits from using suborbital rockets in safety & defense applications. The paper describes suborbital rockets and their contribution to modern science, research and technology development. A historical view of suborbital rockets and their applications in safety & defense roles is discussed. Chosen research & development activities, military exercises and air defense systems’ tests performed using suborbital rockets in various countries are listed and described based on a literature review of publicly available sources. The paper presents capabilities of Łukasiewicz Research Network - Institute of Aviation in the field of suborbital rockets. A development of ILR-33 AMBER 2K rocket reaching flight speeds over Mach 4 and optimized to reach 100 km altitude is described with comment regarding its applicability in safety & defense applications supported by flight simulations.
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
System pionowego startu rakiety z wykorzystaniem sterowania gazodynamicznego
Missile vertical launch system with reaction control jets
Autorzy:
Głębocki, R.
Jacewicz, M.
Tematy:
rakieta
symulacja lotu
sterowanie gazodynamiczne
missile
flight simulation
reaction control system
Pokaż więcej
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235084.pdf  Link otwiera się w nowym oknie
Opis:
Opracowanie dotyczy projektu systemu pionowego startu rakiety z wykorzystaniem sterów gazodynamicznych. Celem pracy było szczegółowe zbadanie metody dającej możliwość efektywniejszego wykorzystania materiałów pędnych w pierwszej fazie lotu pocisku, co pozwala na zwiększenie zasięgu i optymalizację toru lotu. W projektowanym systemie pocisk wyrzucany jest pionowo, obracany do żądanego położenia przy użyciu silników korekcyjnych, po czym następuje uruchomienie silnika marszowego. Skoncentrowano się na badaniu dynamiki i sterowalności pocisku przy małych prędkościach. Opisano model fizyczny i matematyczny obiektu uwzględniający nieliniowości związane z dynamiką samej rakiety, zaburzenia powstałe przy uruchamianiu silnika rakietowego jak również niektóre ze zjawisk aerodynamiki nieustalonej. Przedstawiono sposób identyfikacji charakterystyk aerodynamicznych rakiety oraz algorytm sterowania silnikami korekcyjnymi. Przygotowany matematyczny model rakiety posłużył do stworzenia środowiska symulacyjnego. Przedstawiono wyniki symulacji numerycznych w postaci wykresów i zestawień.
The paper deals with a concept of a missile vertical launch system using reaction control jets. The purpose of the study was a detailed investigation of a method optimizing fuel consumption in the first phase of the missile flight to increase the range and optimize the flight path. In the designed system the missile is ejected vertically and turned to the desired position by using corrective engines before the sustainer motor is started. The dynamics and controllability of the missile at low velocities were studied. The physical and mathematical model of the object has been described, taking into account the nonlinearities connected with the dynamics of the rocket itself, the disturbances caused by firing the rocket engine as well as some effects the unsteady aerodynamics. A method identifying the aerodynamic characteristics of the missile and an algorithm controlling the correction engines is presented. A prepared mathematical model of the missile was used to create a simulating environment. The results of numerical simulations in the form of graphs and tables are presented.
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Selected Properties of Input Stock Material for the Production of Thin-Walled Cylindrical Products by Cold Flow Forming
Wybrane właściwości materiału wyjściowego do wytwarzania cienkościennych stalowych wyrobów cylindrycznych metodą zgniatania obrotowego
Autorzy:
Burdek, Marek A.
Marcisz, Jarosław
Stępień, Jerzy
Skowron, Ewelina
Hajdak, Zbigniew
Kowalik, Bogumiła
Król, Józef
Tematy:
materials engineering
rocket casing
manufacturing
inżynieria materiałowa
korpus silnika
rakieta
wytwarzanie
Pokaż więcej
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403747.pdf  Link otwiera się w nowym oknie
Opis:
This paper presents test results for the steel grade 15HGMV metallurgical purity, microstructure, method of production and effect on the mechanical performance of the input stock material for calibre 227 mm missile motor casings manufactured by cold flow forming. The reference product for the determination of preliminary design criteria of missile casings of the higher calibre were calibre 122 mm missiles manufactured in Poland. The final mechanical properties of the casings are a cumulative effect of quenching and tempering and strain hardening during cold flow forming. The research and industrial practice carried out so far have demonstrated that the production process of a Feniks missile (with a 1.5 mm thick casing wall) requires steel grades of extremely high purity. This steel grade is manufactured by VAD (Vacuum Arc Degassing) melting, followed by ESR (ElectroSlag Remelting) or, alternatively by melting and casting in vacuum oven. The content of hard and non-deformable non-metallic inclusions such as oxides is critical to the success of cold flow forming. The cal. 227 mm missile casings feature walls approximately 2.5 mm thick and produced by cold flow forming from a quenched and tempered intermediate product. New material specifications should be developed for this reason to enable correct cold flow forming and contribute to a significant improvement in the cost efficiency of manufacturing. The investigations covered herein were guided by an assumption that the thicker wall sections might make the material specifications applicable to lower-calibre missiles to restrictive and obsolete about cal. 227 missiles. After initial laboratory tests, this hypothesis will be verified in industrial experiments on the production of prototype missile casings from input stock materials varying in metallurgical purity.
W artykule przedstawiono wyniki badań czystości metalurgicznej stali 15CrMoV6-10-3 (15HGMV), mikrostruktury, sposobu jej uzyskania i wpływu na właściwości mechaniczne materiału przeznaczonego do wytwarzania eksperymentalnych korpusów silników rakiet kalibru 227 mm metodą zgniatania obrotowego na zimno. Produkowane w kraju rakiety kal. 122 mm stanowiły wyrób odniesienia do określenia wstępnych wymagań dla korpusów rakiet większego kalibru. Finalne właściwości mechaniczne korpusów są sumarycznym efektem ulepszania cieplnego i umocnienia odkształceniowego w procesie zgniatania obrotowego na zimno. Dotychczas przeprowadzone badania i praktyka przemysłowa, wykazały, że wytworzenie korpusu rakiety Feniks (o grubości ścianki ok. 1,5 mm) wymaga bardzo wysokiej czystości stali, którą uzyskuje się w procesie wytapiania w piecu elektrycznym z próżniowym odgazowaniem i następnym przetopem elektrożużlowym lub alternatywnie w procesie wytapiania i odlewania w piecu próżniowym. Szczególnie istotna w trakcie zgniatania obro owego jest zawartość twardych nieodkształcalnych wtrąceń niemetalicznych takich jak tlenki. Korpusy rakiet 227 mm charakteryzuje ścianka o grubości ok. 2,5 mm uzyskiwana metodą zgniatania obrotowego z półwyrobu ulepszonego cieplnie. Z tego powodu należy opracować nowe wymagania dla materiału do poprawnego przeprowadzenia procesu zgniatania obrotowego, które mogą przyczynić się do istotnej redukcji kosztów wytwarzania. Podejmując zagadnienie stwierdzono, że ze względu na większe grubości ścianek korpusów rakiet 227 mm, stosowanie dla nich wymagań dotyczących mniejszych kalibrów może być zbyt restrykcyjne i niekonieczne. Hipoteza ta po przeprowadzeniu wstępnych badań laboratoryjnych zostanie zweryfikowana na podstawie wyników eksperymentów przemysłowych wytwarzania prototypowych korpusów z materiałów o zróżnicowanym poziomie czystości metalurgicznej.
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-10 z 44

Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies