Specific design features of solid propellant rocket motors for shoulder-launched weapon systems

ویرایش:  
نویسندگان: Zecevic B.,  Terzic J.,  Baskarad M.,  Catovic A.,  Serdarevic-Kadic S.,  Pekic Z.  
سری:  
 
ناشر:  
سال نشر:  
تعداد صفحات: [22] 
زبان: English 
فرمت فایل : PDF (درصورت درخواست کاربر به PDF، EPUB یا AZW3 تبدیل می شود) 
حجم فایل: 731 Kb 

قیمت کتاب (تومان) : 43,000

/ Конструктивные особенности твердотопливных ракетных двигателей для ручных противотанковых гранатомётов.
مقالات پژوهشی. مشکلات تسلیحات مکاترونیک، هوانوردی، مهندسی ایمنی. 2 (4)، 2011، 7-28 صفحات. ISSN 2081-5891. موتورهای موشک پیشران جامد برای سیستم های تسلیحاتی پیاده نظام پرتاب شانه (SLWS) با یک مشخصه مشخص می شوند. زمان سوختن بسیار کوتاه، احتراق با فشار بالا و طیف گسترده ای از راه حل های طراحی برای ساختار موتور موشک. رفتار بالستیک داخلی چنین موتورهای موشکی به عوامل زیادی مانند ساختار طراحی، شکل دانه پیشران، اتصال دانه پیشرانه به جعبه موتور موشک، نوع و محل جرقه زن، حالت چرخش و طراحی نازل بستگی دارد. سوزاندن فرسایشی نیز به دلیل دبی جرمی بالای گازهای احتراق نقش مهمی ایفا می کند. در این مقاله شبیه‌سازی عددی جریان گازهای احتراق جرقه‌گیر از طریق توخالی لوله‌های دانه پیشران با توزیع دمای گاز انجام شد. نتایج این فرضیه را تأیید کرد که جریان گاز داخلی جرقه زن بر مدت زمان افزایش فشار تأثیر می گذارد. یک رویکرد مدل ریاضی برای پیش‌بینی منحنی p=f(t) که در مدلی از سطح سوختن دانه پیشران اصلاح‌شده برای دو نوع موتور موشک کوتاه‌مدت گنجانده شده است، ارائه شده است. توافق خوبی با منحنی‌های اندازه‌گیری شده به دست آمد. محتوا:
مقدمه.
اطلاعات منتشر شده از برخی موتورهای موشک سوخت جامد کوتاه‌مدت.< br/>تجزیه و تحلیل موتورهای موشک 64 میلی متری M80 و 90 میلی متری M79.
نتیجه گیری.

/ Конструктивные особенности твердотопливных ракетных двигателей для ручных противотанковых гранатомётов.
Research papers. Problems of mechatronics armament, aviation, safety engineering. 2 (4), 2011, 7-28 pp. ISSN 2081-5891. Solid propellant rocket motors for Shoulder Launched Infantry Weapon Systems (SLWS) are characterized with a very short burning time, high-pressure combustion and a wide spectrum of design solutions for rocket motor structure. Interior ballistic behaviour of such rocket motors depends on many factors such as design structure, propellant grain shape, propellant grain joint to the rocket motor case, type and location of the igniter, spinning mode and nozzle design. Erosive burning also plays important role due to high combustion gases mass flow rate. Numerical simulation of the igniter combustion gases flow through the hollow of the propellant grain tubes with gas temperature distribution was carried out in this paper. Results confirmed assumptions that igniter interior gas flow affected duration of the pressure rise. A mathematical model approach for prediction of the curve p = f(t) which was included in a model of the corrected propellant grain burning surface for two types of short-time rocket motors has been presented. A good agreement with measured curves was achieved. Contents:
Introduction.
Published data of some short-action solid propellant rocket motors.
Analysis of rocket motors 64 mm M80 and 90 mm M79.
Conclusion.