МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА

DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.01.034 The process of designing a solid-propellant rocket engine is a complex problem. Usually, it is solved by an iterative method, in which the initial data are gradually refined using experimental studies. With a sufficient statistical database, the problem i...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:

Bibliographische Detailangaben
Datum:	2026
1. Verfasser:	VASYLIV, S. S.
Format:	Artikel
Sprache:	Ukrainisch
Veröffentlicht:	текст 3 2026
Schlagworte:	тверде ракетне паливо бомба постійного тиску експериментальні методи ракетний двигун.
Online Zugang:	https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/170
Tags:	Tag hinzufügen Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
Назва журналу:	Technical Mechanics
Завантажити файл:

Institution

Technical Mechanics

_version_	1870650004620705792
author	VASYLIV, S. S.
author_facet	VASYLIV, S. S.
author_institution_txt_mv	[ { "author": "S. S. VASYLIV", "institution": "https:\/\/orcid.org\/ 0009-0000-0815-6323 Institute of Technical Mechanics of the National Academy of Sciences of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine 15 Leshko-Popel St., Dnipro 49005, Ukraine; e-mail: gl_konstruktor@ukr.net" } ]
author_sort	VASYLIV, S. S.
baseUrl_str	https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/oai
collection	OJS
datestamp_date	2026-07-13T20:30:24Z
description	DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.01.034 The process of designing a solid-propellant rocket engine is a complex problem. Usually, it is solved by an iterative method, in which the initial data are gradually refined using experimental studies. With a sufficient statistical database, the problem is somewhat simplified because use can be made of the results for a similar engine close to that under development. In any case, the design is completed by engine testing. The cost of each stage depends on the complexity of the engine as a whole, but the most expensive stage is always the engine testing. Because of this, in order to minimize resources, rocket engine developers try to reduce the extent of experimental tryout. In addition to energy characteristics, an important parameter necessary for engine design is the propellant combustion characteristics. The solid rocket propellant burning rate depends on many factors: the propellant type and initial temperature, the combustion chamber pressure, the component particle size, the flight acceleration, the gas speed near the charge surface, etc. Accordingly, these properties are used to regulate the burning rate. Since it is now mathematically very difficult to predict the solid rocket propellant burning rate, various experimental methods are used for these purposes. The goal of the work is to analyze experimental methods of solid rocket propellant characterization at the research stage. Research tests are carried out to study working processes occurring in the engine and its systems. Their study is necessary for the development and use of new propellants, radically new design ideas, and advanced materials and technologies. Research test programs are diverse and usually require new test and measurement methods and means. Therefore, this stage of rocket engine development is more often carried out using not standard equipment, but unique experimental installations or models, which allow one to obtain information on the object of research with a certain degree of reliability. The primary objectives of experimental studies at the research stage are to characterize the propellant and its combustion process to a required accuracy. This article overviews the most widely used methods for solid rocket propellant characterization. REFERENCES 1. Garbinets V. O., Gorbenko G. A., Gumnytsky B. P., Dzhur O. Ye., Kuchma L. D., Pron L. V. Fundamen-tals of Solid-Propellant Rocket Engine Theory and Design. Art-Press, 2005. 200 pp. (In Ukrainian). 2. Rogov N. G., Ishchenko M. A. Mixed Solid Rocket Propellants: Components. Requirements. Proper-ties. St. Petersburg: St. Petersburg State University of Technology, 2005. 195 pp. (In Russian). 3. Suprunenko V. A. Experimental Tryout Organization of Large-Sized Sustainer Solid-Propellant Rocket Engines. Dnipropetrovsk: Yuzhnoye State Design Office, 2000. 38 pp. (In Russian). 4. Gladkov I. M., Ermakov Yu. P., Malkin B. Ya. Mukhamedov V. S., Nalivaiko V. A., Soloukhin A. S. Solid-Propellant Pulse-Type Special-Purpose Engines. Design Fundamentals, Design, and Tryout Experience. Moscow: Central Research Institute of Information, 1990. 116 pp. (In Russian). 5. G. Gupta, L. Jawale, Mehilal, B. Bhattacharyа. Various methods for the determination of the burning rates of solid propellants - An overview. Central European Journal of Energetic Materials. 2015. V. 12. No. 3. Pp. 593-620. 6. Wei W., Yan X., Cui J., Wang R., Zheng Y., Xue C. Ultrasonic signal processing method for dynamic burning rate measurement based on improved wavelet thresholding and extreme value feature fitting. Micromachines. 2025. V. 16. 290. https://doi.org/10.3390/mi16030290 7. Oatman S. A., Caito A. A., Klinger D. J., Cooper J. N., Manship T. D., Son S. F. Closed vessel burning rate measurements of composite propellants using microwave interferometry. Propellants, Explosives, Pyrotechnics. 2024. V. 49. Iss.8. e202400072.https://doi.org/10.1002/prep.202400072 8. Trebinski R., Leciejewski Z. Surma Z. determining the burning rate of fine-grained propellants in closed vessel tests. Energies. 2022. V. 15. Iss. 7. 2680.https://doi.org/10.3390/en15072680 9. Razdan M.K., Kuo K. K. Erosive Burning Studies of Composite Solid Propellants by the Reacting Tur-bulent Boundary-Layer Approach. The Pennsylvania State University. 1976. 82 рp. 10. Liu J., Wang Y., Li X., Cong J. Using the impulse method to determine high-pressure dynamic burn-ing rate of solid propellants. Aerospace. 2023. V. 10. 818.https://doi.org/10.3390/aerospace10090818 11. Proroka V. A., Solntsev V. A., Kulyk O. V., Dobrodomov O. O., Shvets A. S., Lukianenko I. H., Dron M. M. Verification of methodological approaches to evaluating the characteristics of composite solid rocket propellants. Journal of Rocket-Space Technology. 2024. V. 33. No. 4-29. Pp. 11-22. (In Ukrainian). https://doi.org/10.15421/452446 12. DeLuca L. T., Annovazzi A. Survey of burning rate measurements in small solid rocket motors. Fire-PhysChem. 2024. V. 4. Iss. 2. Pp. 146-165. https://doi.org/10.1016/j.fpc.2023.11.004
first_indexed	2026-04-04T01:00:15Z
format	Article
fulltext	34 УДК 629.7.018; 629.7.036 https://doi.org/10.15407/itm2026.01.034 С. С. ВАСИЛІВ, https://orcid.org/ 0009-0000-0815-6323 МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України, вул. Ляшко-Попеля, 15, 49005, Дніпро, Україна; e-mail: gl_konstruktor@ukr.net Процес проєктування твердопаливного ракетного двигуна є складною задачею. Зазвичай її вирішу- ють ітераційним методом, поступово уточнюючи вихідні дані, залучаючи експериментальні дослідження. При достатній статистичній базі даних задача дещо спрощується, бо використовують результати двигуна- аналога, близького до того, який розробляється. В будь-якому випадку проєктування завершується випро- буваннями двигуна. Вартість кожного етапу залежить від складності двигуна в цілому, проте однозначно найдорожчим етапом є випробування двигуна. Тому розробники ракетних двигунів з метою мінімізації ресурсів прагнуть зменшити об’єм експериментального відпрацювання. Окрім енергетичних характеристик важливим фактором, який необхідний для проєктування двигу- на, є характеристики горіння палива. Швидкість горіння твердого ракетного палива залежить від багатьох факторів: виду палива, його початкової температури, тиску в камері згорання, дисперсності твердих ком- понентів, перевантажень в польоті, швидкості газу біля поверхні заряду тощо. Відповідно ці властивості використовуються для регулювання швидкості горіння. Оскільки на даний час математично дуже складно спрогнозувати швидкість горіння твердого ракетного палива, то для цих цілей використовують різні екс- периментальні методи. Мета роботи – аналіз методів експериментальних досліджень твердого ракетного палива на етапі на- уково-дослідних розробок. Науково-дослідні випробування проводяться з метою вивчення робочих процесів, що відбуваються в двигуні і його системах. Їх вивчення необхідне для розробки і використання нових палив, принципово нових конструкторських ідей, перспективних матеріалів та технологій. Програми науково-дослідних ви- пробувань різноманітні і зазвичай потребують нових методів і засобів проведення випробувань та вимі- рювань. Тому вказаний етап розробки ракетного двигуна проводиться не на серійних, а частіше на експе- риментальних унікальних установках чи моделях, які з певною мірою достовірності дозволяють отримати інформацію про об’єкт досліджень. Першочерговими задачами експериментальних досліджень на етапі науково-дослідних розробок є визначення характеристик палива та процесу його горіння з необхідною точністю. Стаття присвячена огляду найбільш поширених методів дослідження характеристик твердого ракетного палива. Ключові слова: тверде ракетне паливо, бомба постійного тиску, експериментальні методи, раке- тний двигун. The process of designing a solid-propellant rocket engine is a complex problem. Usually, it is solved by an itera- tive method, in which the initial data are gradually refined using experimental studies. With a sufficient statistical database, the problem is somewhat simplified because use can be made of the results for a similar engine close to that under development. In any case, the design is completed by engine testing. The cost of each stage depends on the complexity of the engine as a whole, but the most expensive stage is always the engine testing. Because of this, in order to minimize resources, rocket engine developers try to reduce the extent of experimental tryout. In addition to energy characteristics, an important parameter necessary for engine design is the propellant combustion characteristics. The solid rocket propellant burning rate depends on many factors: the propellant type and initial temperature, the combustion chamber pressure, the component particle size, the flight acceleration, the gas speed near the charge surface, etc. Accordingly, these properties are used to regulate the burning rate. Since it is now mathematically very difficult to predict the solid rocket propellant burning rate, various experimental methods are used for these purposes. The goal of the work is to analyze experimental methods of solid rocket propellant characterization at the research stage. Research tests are carried out to study working processes occurring in the engine and its systems. Their study is necessary for the development and use of new propellants, radically new design ideas, and advanced materials and technologies. Research test programs are diverse and usually require new test and measurement methods and means. Therefore, this stage of rocket engine development is more often carried out using not stand- ard equipment, but unique experimental installations or models, which allow one to obtain information on the object of research with a certain degree of reliability. The primary objectives of experimental studies at the re- search stage are to characterize the propellant and its combustion process to a required accuracy. This article overviews the most widely used methods for solid rocket propellant characterization. Keywords: solid rocket propellant, constant pressure bomb, experimental methods, rocket engine. © С. С. Василів, 2026 The article is an open access article distributed underthe terms and conditions of the Creative Commons Attributions ( CC BY) license (https/creativecommons.org/licenses/by/4.0/) ISSN 1561-9184 (Print) ISSN 2616-6380 (Online) Технічна механіка. 2026. № 1. https://doi.org/10.15407/itm2026.01.0 35 Вступ. При проєктуванні твердопаливних ракетних двигунів і інших те- хнічних пристроїв виникає багато питань, пов’язаних з розрахунком нестаці- онарних характеристик горіння енергетичних матеріалів в перехідних режи- мах – запуск двигуна, відсікання тяги і згасання заряду, регулювання величи- ни тяги. Необхідно також забезпечити стійкість стаціонарного режиму робо- ти РДТП при наявності різних збурюючих факторів [1]. Ефективність палива визначається, насамперед, питомим імпульсом тяги. Для газоподібної робочої речовини максимально можливе значення термо- динамічного питомого імпульсу, розрахованого в припущенні хімічно рівно- важної течії в соплі із заданим розширенням, реалізується у разі, коли у вихі- дному перерізі формується однорідний та паралельний осі сопла потік. Екс- периментальне значення реального питомого імпульсу завжди менше термо- динамічного на величину енергетичних втрат. Величина питомого імпульсу залежить від кількості тепла, що виділяється внаслідок хімічних реакцій, тобто від теплоти згорання палива і ступеня перетворення теплоти в кінетич- ну енергію газового потоку. На це помітний вплив має дисоціація продуктів згорання. З її збільшенням знижується термічний коефіцієнт корисної дії. Дисоціація продуктів згорання сильно залежить від температури, збільшую- чись із її зростанням, проте зі збільшенням тиску, навпаки, знижується. Ок- рім того, ступінь перетворення теплоти на кінетичну енергію залежить і від агрегатного стану, оскільки процес розширення відбувається тільки у газопо- дібних речовинах. Тому наявність твердих чи рідких сполук в продуктах реа- кції при заданій температурі знижує питомий імпульс [1]. Швидкість горіння твердого ракетного палива – одна з фундаментальних характеристик, яка визначає внутрішньобалістичні характеристики твердопа- ливного двигуна. В залежності від швидкоплинності зовнішніх умов розріз- няють стаціонарну, квазістаціонарну і нестаціонарну швидкість горіння. Ста- ціонарна швидкість горіння реалізується при постійному тиску. Квазістаціо- нарна швидкість реалізується при відносно малій його зміні. Але при різкій зміні тиску чи інших параметрів двигуна швидкість горіння суттєво відрізня- ється від перелічених вище. Детермінований підхід використовує реальну кінетику хімічних реакцій, тому теорія нестаціонарного горіння пороху більш складна, ніж для стаціонарного режиму. Проте з достатньою точністю можна побудувати феноменологічну теорію, в якій кінетика хімічних реакцій враховується шляхом введення в теорію закономірностей горіння, які отри- муються з експериментальних даних. Лінійна швидкість горіння – це швидкість переміщення фронту горіння по нормалі до поверхні. При горінні твердого палива в стаціонарних умовах можна визначити величину швидкості горіння теоретично. Для цього потріб- но знати параметри, зокрема – енергію активації, константу швидкості реак- ції, температуру спалаху і її залежність від тиску, тепловий ефект реакції в конденсованій фазі, коефіцієнт тепловіддачі в конденсовану фазу і його за- лежність від швидкості потоку. Оскільки ці параметри дуже складно визна- чити наперед, то застосувати теоретичний закон горіння для визначення вну- трішньобалістичних характеристик неможливо. Проте визначити закономір- ності їх впливу на швидкість горіння можна експериментальним шляхом [2]. Тверді ракетні палива поділяють на гомогенні та гетерогенні. В гомоген- ному паливі молекули в своєму складі мають горючі і окислюючі елементи, а 36 в гетерогенному – різні речовини змішані механічно. Частіше в класифікації за структурою палива поділяють на – нітроцелюлозні (одноосновні, двохосновні); – сумішеві; – модифіковані (нітрозольні). Нітроцелюлоза є основою нітроцелюлозного палива, в склад якого окрім неї входить пластифікатор-розчинник та різні добавки: стабілізатори, каталі- затори, флегматизатори, технологічні та енергетичні добавки, тощо. Сумішеві палива мають в своєму складі окремо неорганічний окислювач у вигляді порошку – зв’язуючого полімерного компонента (каучук чи ін.), та зазвичай металічну енергетичну добавку. Модифіковане тверде паливо – це гетерогенна система, яка містить неор- ганічний окислювач, складне активне пальне-зв’язуюче і металічну енергети- чну добавку у вигляді мікродисперсного порошку, зазвичай алюмінію. Це паливо, не поступаючись технологічним перевагам сумішевих палив, пере- вищує їх за енергетичними характеристиками. Швидкість горіння баліс- титних твердих ракетних палив лежить в діапазоні (3 – 20) мм/с при тиску 4 МПа. Діапазон горіння сумішевих вище і становить (1 – 100) мм/с. Зважаючи на різномаїття складових і їх кількість в рецептурі твердого ракетного палива механізм горіння окремих рецептур відрізняється. Внутрі- шньобалістичні характеристики двигуна залежать від характеристик твердо- го ракетного палива і параметрів його горіння. Оскільки, як вже було сказа- но, характеристики горіння визначають експериментально, то при розробці твердопаливного ракетного двигуна доводиться проводити значний об’єм експериментальних досліджень. Випробування твердопаливного двигуна можуть закінчуватися руйну- ванням матеріальної частини або проявлятися відхиленнями будь-яких пара- метрів за межі допустимих, заданих вимогами. Аналіз несправностей, відмов і аварій двигунів при стендових випробуваннях необхідний для доопрацю- вання двигуна і вчасного внесення коректив в методологію та технічну осна- щеність стендового обладнання. Найбільш поширеними причинами аварій твердопаливних двигунів є [3]: – конструктивні недоліки двигуна; – відхід від технологічного процесу при виготовлені його вузлів; – виробничі дефекти; – спотворення датчиками істинної інформації про параметр; – неповне уявлення про умови роботи двигуна на випробувальному стенді; – вихід з ладу стендового обладнання; – неполадки в роботі систем, установлених на двигуні. При проєктуванні твердопаливних двигунів виникає ситуація, коли з од- ної сторони не можливо розробити перспективний двигун з високим рівнем технічної досконалості, не використовуючи в його конструкції нові матеріа- ли, технологічні процеси і конструктивні рішення, які покращують його ха- рактеристики в порівнянні з більш ранніми розробками. Проте з іншої сторо- ни, якщо інновації недостатньо відпрацьовані на момент узгодження техніч- ного завдання на дослідно-конструкторську розробку, то можуть виникати проблеми досягнення заявлених характеристик, що в свою чергу, веде до зміщення термінів завершення розробки, збільшення затрат і інших незапла- нованих заходів. Тому обов’язковою умовою є завершеність попередніх нау- 37 ково-дослідних робіт над ключовими проблемами. Затрати на основні види наземних випробувань і терміни їх проведення головним чином визначають- ся комплексом навантажень на конструкцію в польоті. Завищені вимоги в технічному завданні щодо навантажень, початкового рівня надійності приз- водять до збільшення кількості випробувань і тривалого відпрацювання дви- гуна. Гірша ситуація може скластися, коли накладаються завищені вимоги і недостатня відпрацьованість науково-дослідної розробки. Такий збіг обста- вин може призвести до морального старіння ракетного двигуна до початку його серійного виготовлення і не прийняття в експлуатацію. Задача експериментального відпрацювання ракетного двигуна – підтвер- дження ймовірності безвідмовної його роботи і визначення практично досто- вірного інтервалу зміни контрольованих параметрів. Для її вирішення на по- чатку розробки двигуна і ракети в цілому розробляють програму забезпечен- ня надійності. В цьому документі описаний принциповий підхід до експери- ментального відпрацювання, обґрунтовуються для кожного етапу об’єм ви- пробувань, які в підсумку забезпечують досягнення заданого рівня надійнос- ті. Програми забезпечення надійності мають багато різновидів. Реалізацією таких програм варто вважати випробування, які з точки зору об’єкта їх про- ведення можна розділити на стендові та льотні. Мета роботи – аналіз методів експериментальних досліджень твердого ракетного палива на етапі науково-дослідних розробок. Постановка задачі. В практиці двигунобудування використовуються рі- зні методи визначення параметрів горіння твердого ракетного палива. На ос- нові експериментальних даних можна з більш високою ймовірністю прогно- зувати роботу твердопаливного ракетного двигуна. З іншого боку, чим менше об’єм експериментального відпрацювання елементів двигуна, тим менше за- трат на розробку. Проте збільшується ймовірність помилкових рішень, чи неточностей в проєктних параметрах, які можуть призводити до аварійних пусків та ще більших затрат часу і ресурсів на доведення двигуна до експлуа- тації. Таким чином, процес проєктування – це оптимізаційна задача, яка охо- плює багато факторів, тому доцільно його розглянути та визначити роль екс- периментальних даних у ньому. Методи і результати. Основними етапами вогневих стендових випробу- вань маршових твердопаливних двигунів є [3]: – конструкторські випробування (основний етап стендового відпрацю- вання), які проводяться під контролем головного конструктора в об’ємі не менше 20 вогневих випробувань. Їх задачею є перевірка варіантів технічних рішень всіх вузлів двигуна з метою вибору найбільш оптимального і підтвер- дження працездатності двигуна в цілому; – випробування доведення – в об’ємі не менше 10 вогневих випробувань проводяться під контролем замовника. Основними задачами є доведення конструкції двигуна, оцінка надійності, підтвердження заданого рівня основ- них характеристик; – залікові випробування доведення – в об’ємі не менше 5-ти пусків під контролем замовника. Задача цього етапу підтвердити працездатність конс- трукції і всіх її елементів, а також зробити висновок про готовність до польо- тних випробувань у складі ракети; 38 – міжвідомчі випробування проводяться під контролем комісії, в яку входять представники розробників основних вузлів двигуна і ракети, а також представники замовника. Задача цього етапу – підтвердити готовність двигу- на і його конструкторської документації до серійного виробництва. Кількість пусків зазвичай не менше трьох. Таким чином, потреба в кількості двигунів для вогневих стендових ви- пробувань складає не менше 38. Зрозуміло, що це становить значні фінансові та часові затрати, тому природно, що розробники шукають шляхи зменшення їх кількості. Для допоміжних ракетних двигунів принцип проведення вогневих стен- дових випробувань приблизно такий же, проте через значно менші розміри, простішу конструкцію вартість одного випробування в рази, а інколи на кіль- ка порядків менша. На етапі автономних та конструкторських випробувань передбачається використання не менше 20 двигунів; випробування доведення і залікові потребують 22, а міжвідомчі – ще 14 двигунів. Таким чином для малорозмірних допоміжних двигунів кількість для вогневих стендових ви- пробувань становить не менше 56 штук [4]. Для підтвердження нижньої межі ймовірності безвідмовної роботи Рн > 0,99 при довірчій ймовірності 0,95 не- обхідно провести n = 300 безвідмовних випробувань, а для Рн > 0,999 – n=1000 безвідмовних випробувань. Тому чим вища точність вимірювань па- раметрів при випробуваннях на початковому етапі, тим менше буде затрат на досягнення заданого рівня надійності на етапі відпрацювання повнорозмір- ного двигуна. Тиск, при якому протікає процес горіння, є важливим фактором, який впливає на швидкість горіння твердого палива. Для більшості палив спосте- рігається ріст швидкості з ростом тиску в камері. Цей вплив пояснюється зростанням густини потоку і відповідною інтенсифікацією тепловіддачі до поверхні палива. Швидкість реакцій в конденсованій фазі при цьому збіль- шується. Одночасно збільшення концентрації газоподібних сполук, що реа- гують, приводить до росту швидкості екзотермічних реакцій в газовій фазі. Високотемпературна зона полум’я наближається до поверхні твердого палива [1]. Рис. 1 – Залежність швидкості горіння твердого ракетного палива від тиску [1] Вплив початкової температури палива на швидкість горіння пояснюється залежністю гомогенних і гетерогенних хімічних реакцій від температури. Низька теплопровідність палива призводить до того, що температура різко знижується в тонкому шарі і на відстані кількох десятих міліметра від повер- 39 хні, що горить, становить початкове значення. Експерименти підтверджують, що зміна тиску і температури практично не впливає на швидкість горіння твердого палива. Проте розглянуті випадки відносяться до умов, коли поверхня палива, що горить, не обдувається газом. Такі умови реалізуються в зарядах торцьо- вого горіння. В більш розповсюджених канальних зарядах поверхня обдува- ється продуктами горіння. При цьому з рухом газу від передньої частини за- ряду до сопла збільшується масова витрата, а отже і швидкість газового по- току, що обтікає поверхню заряду. В таких умовах спостерігається збільшен- ня швидкості горіння. Основна його причина – збільшення тепловіддачі від продуктів горіння до поверхні заряду внаслідок зростання конвективного те- плового потоку, обумовленого збільшенням швидкості руху газу вздовж по- верхні заряду і збільшенням турбулентності потоку. Горіння зі збільшеною швидкістю внаслідок обдування поверхні палива продуктами згорання нази- вають ерозійним горінням. Крім цього на швидкість горіння впливають технологічні фактори, на- приклад, якість перемішування конденсованих компонентів з полімером в сумішевих паливах. В двохосновних паливах спостерігається залежність швидкісті горіння від тиску пресування, а також напрямку орієнтації поверх- ні горіння до напряму пресування. На швидкість горіння чинить вплив також розмір зерна окислювача: чим менший розмір частинок окислювача, тим вища швидкість горіння. Залежність швидкості горіння від різних факторів можна записати у ви- гляді добутку незалежних функцій від кожного з них [1]: , де позначені функції: – тиску, – початкової температури заряду, – швидкості течії продуктів горіння вздовж поверхні горіння, – прискорення, що діє по нормалі до поверхні горіння. Залежність швидкості горіння від тиску і температури визначається пря- мим вимірюванням в установці «бомба постійного тиску». Варто зауважити, що цей прилад (рис. 2), або, як його ще називають бомба Кроуфорда, має ба- гато версій і в загальному випадку дозволяє визначати швидкість горіння від тиску та початкової температури. Способи реєстрації швидкості горіння в ньому засновані на перепалюванні провідників, розміщених на відомій відс- тані від внутрішньої поверхні [5], на вимірюванні відстані, що утворюється до фронту полум’я, за допомогою ультразвукових коливань [6] чи мікрохви- льової інтерферометрії [7]. 40 Рис. 2 – Схема бомби постійного тиску Проте, якщо об’єм бомби не заповнювати газом, а навпаки, вакуумувати, то таким чином можна визначити енергетичні характеристики твердого пали- ва. Крім того, в такому випадку можна провести аналіз хімічного складу про- дуктів горіння. Визначення часу горіння від певної базової відстані можна проводити не тільки фіксуючи моменти перегорання провідників в паливі при сталому тиску. Зразок твердого палива можна спалювати при необхідно- му початковому тиску, не дренуючи надлишковий тиск з бомби. При цьому значення тиску фіксуються за допомогою датчиків [8]. На рис. 3 проілюстровано графік зміни тиску з часом для такого способу вимірювання. Для запалювання палива використовується наважка пороху чи спеціальної піротехнічної суміші. При її швидкому згоранні на графіку фік- сується стрибок тиску. Час, який йому відповідає, є початком горіння зразка. Тиск поступово зростає до моменту, коли зразок не згорає повністю. Після цього, через теплопровідність бомби, тиск починає падати. Час, який відпові- дає його найвищому значенню, є кінцем процесу горіння. Хоча технічно це простіший і більш зручний метод, проте він має меншу точність, оскільки швидкість горіння визначається для якогось середнього значення тиску. Рис. 3 – Зміна тиску з часом в бомбі постійного тиску 41 В окремих випадках при дослідженні горіння зразків твердого ракетного палива виявлено ряд недоліків, що призводять до спотворення даних. Так, в процесі проведення випробувань виявилось, що при горінні деяких типів тве- рдого палива виділяється певна кількість електропровідних продуктів реакції на внутрішній броньованій оболонці зразка. Їх провідність достатня для про- тікання струму, який фіксується аналого-цифровим перетворювачем. Таким чином, неможливо визначити час початку чи кінця горіння від базової відс- тані зразка. Для вирішення цієї проблеми було використано здвоєний генера- тор, в коливальні контури якого підключалися конденсатори стандарту SMD. Самі конденсатори вмонтовувались в зразки при їх формуванні. Принцип ро- боти такого рішення такий. На виходах генератора формується сигнал у ви- гляді прямокутних імпульсів (рис. 4). Рис. 4 – Схема експериментальної установки для визначення швидкості горіння палив з електропровідними продуктами При перепалюванні конденсаторів не важливо, проводять струм продук- ти горіння чи залишки зразка палива. Конденсатор виходить з ладу, генера- тор перестає працювати, а комп’ютер реєструє вже не імпульси, а постійний струм. Різниця часу між закінченням генерування прямокутного сигналу на першому і другому виходах з генератора і є часом горіння (рис. 5). Рис. 5 – Осцилограма при вимірюванні швидкості горіння палив з електропровідними продуктами Ще один фактор, який суттєво впливає на швидкість горіння, – ефект її збільшення при обтіканні поверхні твердого палива потоком газу. Врахову- ється це явище у вигляді кореляційної функції, яка є відношенням швидкос- 42 тей горіння палива при обтіканні газовим потоком і без нього [1]. Використо- вують різні методи для виявлення мінімальної швидкості потоку газу, що провокує ерозійне горіння, обдуваючи поверхню палива. Наприклад, в [9] описано установку, яка за допомогою твердопаливної шашки дозволяла ство- рювати обдув поверхні піддослідних зразків палива. Вони, в свою чергу, за допомогою спеціального механізму подавалися в тестову камеру зі швидкіс- тю, рівною швидкості горіння. Механізм був оснащений оптичними датчи- ками з автоматичною системою управління швидкістю. Проте це складна установка. Більш простіші методи побудовані на модельних двигунах, які оснащені засобами для загашування шашки. Знаючи час горіння і маючи різ- ницю розмірів шашки до і після, можна визначити величину спаленого шару. Також можна визначити для цього випадку вільний об’єм і розміри попереч- ного перетину камери згорання. При відомому значенні тиску визначається швидкість газового потоку і, відповідно, його вплив на швидкість горіння. Для визначення швидкості горіння застосовується також малорозмірний модельний двигун (рис. 6). Спалюючи в ньому шашку відомих розмірів з ци- ліндричним каналом, можна уточнити швидкість горіння в умовах, наближе- них до реального двигуна [10 – 12]. На такій експериментальній установці також досліджується процес запуску двигуна. Рис. 6 – Дослідження горіння палива в малорозмірному модельному двигуні Окрім того, метод дозволяє визначати питомий імпульс тиску (оскільки надзвукової частини в модельному двигуні зазвичай немає). Ці дані викорис- товують для оцінки енергетичних характеристик майбутнього двигуна. Збі- льшуючи довжину шашки без зміни діаметру каналу, підбираючи площу критичного перетину і, як було сказано вище, знаючи вільний об’єм та розмі- ри поперечного перетину камери згорання, можна визначити швидкість газо- вого потоку, при якій починається ерозійне горіння. Воно проявляється через стрибок тиску, значення якого буде вищим, ніж очікуване при розрахунку горіння шашки за характеристиками, отриманими з бомби постійного тиску. Для прикладу на рис. 7 проілюстровано кадри роботи малорозмірного моде- льного ракетного двигуна з нормальним (рис. 7, а)) і ерозійним горінням мо- дельного палива (рис. 7, б)). 43 а) б) Рис. 7 – Дослідження горіння модельного палива в малорозмірному двигуні: а) з нормальним горінням, б) з ерозійним горінням Для баліститних палив показник степеня в законі горіння вище, ніж для сумішевих, тому і розкид внутрішньобалістичних характеристик для них та- кож вище. На противагу технології рідинних ракетних двигунів в даний час не існує методики теоретичної оцінки стабільності горіння для повнорозмір- них твердопаливних маршових двигунів. Для оцінки стабільності горіння ви- користовуються методи дослідження за допомогою модельних двигунів, Т- подібних камер та інших методів. Найбільш широковідомим з них є викорис- тання Т-подібної камери (рис. 8) для отримання даних, пов'язаних зі стабіль- ністю горіння [5]. Рис. 8 – Т-подібна камера Нестабільність горіння виявляється на стадії проєктування чи науково- дослідної розробки. При випробуванні горіння палива в Т-подібній камері отримують дані відгуку горіння (динамічна поведінка швидкості горіння) та демпфування. Крім енергетичних та характеристик горіння необхідними даними для проєктування твердопаливного ракетного двигуна є міцнісні характеристики. Їх можна визначити на спеціальних розривних машинах [2]. Таким чином, розглянувши методи експериментальних досліджень, їх можна класифікувати за процесами: – визначення швидкості горіння; – визначення енергетичних характеристик палива; – дослідження запалювання палива; – визначення характеристик ерозійного горіння; – уточнення енергетичних характеристик і швидкості горіння в умовах, подібних до тих, що реалізуються в камері згорання повнорозмірного ракетного двигуна; – визначення фізико-механічних властивостей палива. 44 Описані методи використовуються на етапі науково-дослідної розробки, але їх точність і достовірність даних впливають на затрати часу та ресурсів на експериментальне відпрацювання двигуна в подальшому. Висновки. Описано найбільш поширені експериментальні методи дослі- дження характеристик твердого ракетного палива. Проведено їх класифіка- цію за процесами, що досліджуються. Показано застосування простих експе- риментальних методів дослідження характеристик ракетного палива. 1. Габрінець В. О., Горбенко Г. А., Гумницький В. П., Джур О. Є., Кучма Л. Д., Пронь Л. В. Основи теорії та проектування РДТП. Підручник. Арт-Прес. 2005. 200 с. 2. Рогов Н. Г., Ищенко М. А. Смесевые ракетные твердые топлива: Компоненты. Требования. Свойства: Учебное пособие. Санкт-Петербург: СПбГТИ (ТУ). 2005. 195 с. 3. Супруненко В. А. Организация экспериментальной отработки крупногабаритных маршевых РДТТ: уче- бно-методическое пособие. Днепропетровск. ГКБ «Южное». 2000. 38 с. 4. Гладков И. М., Ермаков Ю. П., Малкин Б. Я., Мухамедов В. С., Наливайко В. А., Солоу- хин А. С. Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. Основы проекти- рования, конструкция и опыт отработки. Москва: ЦНИИ информации. 1990. 116 с. 5. Gupta G., Jawale L., Mehilal B. Bhattacharyа. Various Methods for the Determination of the Burning Rates of Solid Propellants - An Overview. Central European Journal of Energetic Materials. 2015. 12(3). Р. 593–620. 6. Wei W., Yan X., Cui J., Wang R., Zheng Y., Xue C. Ultrasonic Signal Processing Method for Dynamic Burning Rate Measurement Based on Improved Wavelet Thresholding and Extreme Value Feature Fitting. Microm- achines. 2025. V. 16, Iss.3. 290. https:// doi.org/10.3390/mi16030290 7. Oatman S. A., Caito A. A., Klinger D. J., Cooper J. N., Manship T. D., Son S. F. Closed vessel burning rate measurements of composite propellants using microwave interferometry. Propellants, Explosives, Pyrotechnics. 2024. V.49, Iss.8. https://doi.org/10.1002/prep.202400072 8. Trebinski R., Leciejewski Z. Surma Z. Determining the Burning Rate of Fine-Grained Propellants in Closed Vessel Tests. Energies. 2022. V. 15, Iss. 7. 2680. https:// doi.org/10.3390/en15072680 9. Razdan M. K., Kuo K. K. Erosive burning studies of composite solid propellants by the reacting turbulent boundary-layer approach. The Pennsylvania state university. 1976. 82 р. 10. Liu J., Wang Y., Li X., Cong J. Using the Impulse Method to Determine High-Pressure Dynamic Burning Rate of Solid Propellants. Aerospace. 2023. V. 10, Iss. 9. https://doi.org/10.3390/aerospace10090818 11. Пророка В. А., Солнцев В. А., Кулик О. В., Добродомов О. О., Швець А. С., Лук’яненко І. Г., Дронь М. М. Верифікація методичних підходів до оцінки характеристик твердих сумішевих ракетних палив. Вісник Дніпровського університету. Серія Ракетно-космічна техніка. 2024. Т. 33, № 4 (29). C. 11–22. https://doi.org/10.15421/452446 12. DeLuca L. T., Annovazzi A. Survey of burning rate measurements in small solid rocket motors. FirePhysChem 2024. V. 4, Iss. 2. P. 146–165. https://doi.org/10.1016/j.fpc.2023.11.004 Стаття надійшла до редакції 02.03.2026, прийнято до друку після рецензування 27.03.2026, дата публікації 31.03.2026. https://doi.org/10.1016/j.fpc.2023.11.004
id	oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-170
institution	Technical Mechanics
keywords_txt_mv	keywords
language	Ukrainian
last_indexed	2026-07-14T01:01:04Z
publishDate	2026
publisher	текст 3
record_format	ojs
resource_txt_mv	journal-itmdpua/df/c4d3e462828b80b39aea8a5a7fb657df.pdf
spelling	oai:ojs2.journal-itm.dp.ua:article-1702026-07-13T20:30:24Z EXPERIMENTAL METHODS OF SOLID ROCKET PROPELLANT CHARACTERIZATION МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА VASYLIV, S. S. тверде ракетне паливо, бомба постійного тиску, експериментальні методи, ракетний двигун. solid rocket propellant, constant pressure bomb, experimental methods, rocket engine. DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.01.034 The process of designing a solid-propellant rocket engine is a complex problem. Usually, it is solved by an iterative method, in which the initial data are gradually refined using experimental studies. With a sufficient statistical database, the problem is somewhat simplified because use can be made of the results for a similar engine close to that under development. In any case, the design is completed by engine testing. The cost of each stage depends on the complexity of the engine as a whole, but the most expensive stage is always the engine testing. Because of this, in order to minimize resources, rocket engine developers try to reduce the extent of experimental tryout. In addition to energy characteristics, an important parameter necessary for engine design is the propellant combustion characteristics. The solid rocket propellant burning rate depends on many factors: the propellant type and initial temperature, the combustion chamber pressure, the component particle size, the flight acceleration, the gas speed near the charge surface, etc. Accordingly, these properties are used to regulate the burning rate. Since it is now mathematically very difficult to predict the solid rocket propellant burning rate, various experimental methods are used for these purposes. The goal of the work is to analyze experimental methods of solid rocket propellant characterization at the research stage. Research tests are carried out to study working processes occurring in the engine and its systems. Their study is necessary for the development and use of new propellants, radically new design ideas, and advanced materials and technologies. Research test programs are diverse and usually require new test and measurement methods and means. Therefore, this stage of rocket engine development is more often carried out using not standard equipment, but unique experimental installations or models, which allow one to obtain information on the object of research with a certain degree of reliability. The primary objectives of experimental studies at the research stage are to characterize the propellant and its combustion process to a required accuracy. This article overviews the most widely used methods for solid rocket propellant characterization. REFERENCES 1. Garbinets V. O., Gorbenko G. A., Gumnytsky B. P., Dzhur O. Ye., Kuchma L. D., Pron L. V. Fundamen-tals of Solid-Propellant Rocket Engine Theory and Design. Art-Press, 2005. 200 pp. (In Ukrainian). 2. Rogov N. G., Ishchenko M. A. Mixed Solid Rocket Propellants: Components. Requirements. Proper-ties. St. Petersburg: St. Petersburg State University of Technology, 2005. 195 pp. (In Russian). 3. Suprunenko V. A. Experimental Tryout Organization of Large-Sized Sustainer Solid-Propellant Rocket Engines. Dnipropetrovsk: Yuzhnoye State Design Office, 2000. 38 pp. (In Russian). 4. Gladkov I. M., Ermakov Yu. P., Malkin B. Ya. Mukhamedov V. S., Nalivaiko V. A., Soloukhin A. S. Solid-Propellant Pulse-Type Special-Purpose Engines. Design Fundamentals, Design, and Tryout Experience. Moscow: Central Research Institute of Information, 1990. 116 pp. (In Russian). 5. G. Gupta, L. Jawale, Mehilal, B. Bhattacharyа. Various methods for the determination of the burning rates of solid propellants - An overview. Central European Journal of Energetic Materials. 2015. V. 12. No. 3. Pp. 593-620. 6. Wei W., Yan X., Cui J., Wang R., Zheng Y., Xue C. Ultrasonic signal processing method for dynamic burning rate measurement based on improved wavelet thresholding and extreme value feature fitting. Micromachines. 2025. V. 16. 290. https://doi.org/10.3390/mi16030290 7. Oatman S. A., Caito A. A., Klinger D. J., Cooper J. N., Manship T. D., Son S. F. Closed vessel burning rate measurements of composite propellants using microwave interferometry. Propellants, Explosives, Pyrotechnics. 2024. V. 49. Iss.8. e202400072.https://doi.org/10.1002/prep.202400072 8. Trebinski R., Leciejewski Z. Surma Z. determining the burning rate of fine-grained propellants in closed vessel tests. Energies. 2022. V. 15. Iss. 7. 2680.https://doi.org/10.3390/en15072680 9. Razdan M.K., Kuo K. K. Erosive Burning Studies of Composite Solid Propellants by the Reacting Tur-bulent Boundary-Layer Approach. The Pennsylvania State University. 1976. 82 рp. 10. Liu J., Wang Y., Li X., Cong J. Using the impulse method to determine high-pressure dynamic burn-ing rate of solid propellants. Aerospace. 2023. V. 10. 818.https://doi.org/10.3390/aerospace10090818 11. Proroka V. A., Solntsev V. A., Kulyk O. V., Dobrodomov O. O., Shvets A. S., Lukianenko I. H., Dron M. M. Verification of methodological approaches to evaluating the characteristics of composite solid rocket propellants. Journal of Rocket-Space Technology. 2024. V. 33. No. 4-29. Pp. 11-22. (In Ukrainian). https://doi.org/10.15421/452446 12. DeLuca L. T., Annovazzi A. Survey of burning rate measurements in small solid rocket motors. Fire-PhysChem. 2024. V. 4. Iss. 2. Pp. 146-165. https://doi.org/10.1016/j.fpc.2023.11.004 DOI: https://doi.org/10.15407/itm2026.01.034 Процес проєктування твердопаливного ракетного двигуна є складною задачею. Зазвичай її вирішують ітераційним методом, поступово уточнюючи вихідні дані, залучаючи експериментальні дослідження. При достатній статистичній базі даних задача дещо спрощується, бо використовують результати двигуна-аналога, близького до того, який розробляється. В будь-якому випадку проєктування завершується випробуваннями двигуна. Вартість кожного етапу залежить від складності двигуна в цілому, проте однозначно найдорожчим етапом є випробування двигуна. Тому розробники ракетних двигунів з метою мінімізації ресурсів прагнуть зменшити об’єм експериментального відпрацювання. Окрім енергетичних характеристик важливим фактором, який необхідний для проєктування двигуна, є характеристики горіння палива. Швидкість горіння твердого ракетного палива залежить від багатьох факторів: виду палива, його початкової температури, тиску в камері згорання, дисперсності твердих компонентів, перевантажень в польоті, швидкості газу біля поверхні заряду тощо. Відповідно ці властивості використовуються для регулювання швидкості горіння. Оскільки на даний час математично дуже складно спрогнозувати швидкість горіння твердого ракетного палива, то для цих цілей використовують різні експериментальні методи. Мета роботи – аналіз методів експериментальних досліджень твердого ракетного палива на етапі науково-дослідних розробок. Науково-дослідні випробування проводяться з метою вивчення робочих процесів, що відбуваються в двигуні і його системах. Їх вивчення необхідне для розробки і використання нових палив, принципово нових конструкторських ідей, перспективних матеріалів та технологій. Програми науково-дослідних випробувань різноманітні і зазвичай потребують нових методів і засобів проведення випробувань та вимірювань. Тому вказаний етап розробки ракетного двигуна проводиться не на серійних, а частіше на експериментальних унікальних установках чи моделях, які з певною мірою достовірності дозволяють отримати інформацію про об’єкт досліджень. Першочерговими задачами експериментальних досліджень на етапі науково-дослідних розробок є визначення характеристик палива та процесу його горіння з необхідною точністю. Стаття присвячена огляду найбільш поширених методів дослідження характеристик твердого ракетного палива. ПОСИЛАННЯ 1. Габрінець В. О., Горбенко Г. А., Гумницький В. П., Джур О. Є., Кучма Л. Д., Пронь Л. В. Основи теорії та проектування РДТП. Підручник. Арт-Прес. 2005. 200 с. 2. Рогов Н. Г., Ищенко М. А. Смесевые ракетные твердые топлива: Компоненты. Требования. Свойства: Учебное пособие. Санкт-Петербург: СПбГТИ (ТУ). 2005. 195 с. 3. Супруненко В. А. Организация экспериментальной отработки крупногабаритных маршевых РДТТ: учебно-методическое пособие. Днепропетровск. ГКБ «Южное». 2000. 38 с. 4. Гладков И. М., Ермаков Ю. П., Малкин Б. Я., Мухамедов В. С., Наливайко В. А., Солоухин А. С. Двигатели специального назначения импульсного типа на твердом топливе. Основы проектирования, конструкция и опыт отработки. Москва: ЦНИИ информации. 1990. 116 с. 5. Gupta G., Jawale L., Mehilal B. Bhattacharyа. Various Methods for the Determination of the Burning Rates of Solid Propellants - An Overview. Central European Journal of Energetic Materials. 2015. 12(3). Р. 593–620. 6. Wei W., Yan X., Cui J., Wang R., Zheng Y., Xue C. Ultrasonic Signal Processing Method for Dynamic Burning Rate Measurement Based on Improved Wavelet Thresholding and Extreme Value Feature Fitting. Micromachines. 2025. V. 16, Iss.3. 290. https://doi.org/10.3390/mi16030290 7. Oatman S. A., Caito A. A., Klinger D. J., Cooper J. N., Manship T. D., Son S. F. Closed vessel burning rate measurements of composite propellants using microwave interferometry. Propellants, Explosives, Pyrotechnics. 2024. V.49, Iss.8. https://doi.org/10.1002/prep.202400072 8. Trebinski R., Leciejewski Z. Surma Z. Determining the Burning Rate of Fine-Grained Propellants in Closed Vessel Tests. Energies. 2022. V. 15, Iss. 7. 2680. https://doi.org/10.3390/en15072680 9. Razdan M. K., Kuo K. K. Erosive burning studies of composite solid propellants by the reacting turbulent boundary-layer approach. The Pennsylvania state university. 1976. 82 р. 10. Liu J., Wang Y., Li X., Cong J. Using the Impulse Method to Determine High-Pressure Dynamic Burning Rate of Solid Propellants. Aerospace. 2023. V. 10, Iss. 9. https://doi.org/10.3390/aerospace10090818 11. Пророка В. А., Солнцев В. А., Кулик О. В., Добродомов О. О., Швець А. С., Лук’яненко І. Г., Дронь М. М. Верифікація методичних підходів до оцінки характеристик твердих сумішевих ракетних палив. Вісник Дніпровського університету. Серія Ракетно-космічна техніка. 2024. Т. 33, № 4 (29). C. 11–22. https://doi.org/10.15421/452446 12. DeLuca L. T., Annovazzi A. Survey of burning rate measurements in small solid rocket motors. FirePhysChem 2024. V. 4, Iss. 2. P. 146–165. https://doi.org/10.1016/j.fpc.2023.11.004 текст 3 2026-03-31 Article Article application/pdf https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/170 Technical Mechanics; No. 1 (2026): Technical Mechanics; 34-44 Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины; № 1 (2026): Technical Mechanics; 34-44 ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; № 1 (2026): ТЕХНІЧНА МЕХАНІКА; 34-44 uk https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/170/72 Copyright (c) 2026 Technical Mechanics
spellingShingle	тверде ракетне паливо бомба постійного тиску експериментальні методи ракетний двигун. VASYLIV, S. S. МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА
title	МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА
title_alt	EXPERIMENTAL METHODS OF SOLID ROCKET PROPELLANT CHARACTERIZATION
title_full	МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА
title_fullStr	МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА
title_full_unstemmed	МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА
title_short	МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА
title_sort	методи експериментальних досліджень характеристик твердого ракетного палива
topic	тверде ракетне паливо бомба постійного тиску експериментальні методи ракетний двигун.
topic_facet	тверде ракетне паливо бомба постійного тиску експериментальні методи ракетний двигун. solid rocket propellant constant pressure bomb experimental methods rocket engine.
url	https://journal-itm.dp.ua/ojs/index.php/ITM_j1/article/view/170
work_keys_str_mv	AT vasylivss experimentalmethodsofsolidrocketpropellantcharacterization AT vasylivss metodieksperimentalʹnihdoslídženʹharakteristiktverdogoraketnogopaliva

МЕТОДИ ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА

Institution

Ähnliche Einträge