밧테

BATES
이 기사는 AFRL BATES에 관한 것입니다.다른 용도는 Bates(동음이의)를 참조하십시오.

BATES는 BALListic Test and Evaluation System의 약자로 1959년부터 1960년대 [1]초까지 미 공군연구소가 설계하고 개발한 고체 로켓 추진체 성능을 측정하기 위한 표준화된 시스템으로 이후 거의 40년 동안 사용되었으며 [2]2010년부터 다시 사용되었습니다.그리고 2016년까지.이 참조에 따르면 원래 AFRL BATES 모터 설계에는 68~70파운드의 단일 추진제 입자가 사용되었습니다.한 AFRL BATES 추진제 곡물, 화염 저항력이 탄피로 대개, 오디에 관해서는 두 외부가 끝나고 중앙 보어만 주괘, dimensioned 있는 지역, pr을 최소화하기 위해 납작 추력 곡선(중립 연소)을 크게 화상을 통해(<>원래 BATES는 동안 모터에 3%)을 바꾸지 않는다 금지한다.o펠트 특성화 비용을 절감하고 데이터 분석을 단순화할 수 있습니다.

BATES 시스템에 대한 첫 번째 공식 설명은 국방 기술 정보 센터(DTIC)에 의해 발행되었고 "고체로켓 추진체를 위한 USAF 탄도 시험 평가 시스템의 개발과 평가"[3]에서 구할 수 있다.

1964년 공식 보도 자료에는 BATES [4]정보가 포함되어 있었다.

2016년 공군은 DTIC를 통해 BATES [5]사용 개요를 발표했다.

현대 용법에서 BATES는 종종 고체 연료 로켓 모터 입자 형상을 참조합니다.BATES 입자는 2개 이상의 원통형 입자로 구성되며, 외부 표면은 억제되지만 세그먼트 끝과 원통형 코어 양쪽에서 자유롭게 연소할 수 있다.이러한 입자는 허용 [6]무게 중심을 유지하면서 원하는 추력-시간 프로파일을 달성하도록 구성할 수 있습니다.

레퍼런스

  1. ^ Geisler, R.; Beckman, C. "The History of the BATES Motors at the Air Force Rocket Propulsion Laboratory" (PDF). AIR FORCE RESEARCH LAB EDWARDS AFB CA PROPULSION DIRECTORATE WEST (1998). Archived from the original on October 9, 2012. Retrieved 16 September 2011.
  2. ^ Thuloweit, Kenji. "AFRL test marks return to 'in-house' rocket fuel development". Press Release. US Air Force. Archived from the original on 18 December 2011. Retrieved 16 September 2011.
  3. ^ Gale, Harold W. (April 1962). Development and Evaluation of the USAF Ballistic Test Evaluation System for Solid Rocket Propellants Accession Number : AD0276424: Technical documentary report : TEST GROUP (DEVELOPMENT) (6593RD) EDWARDS AFB CA (PDF) (Report). Archived from the original (PDF) on February 1, 2017. Abstract: A reproducible, accurate, ballistic evaluation system for solid propellants was developed. Particular attention centered on an accuracy level of 0.5 percent or better on specific impulse (Isp). Evaluation of new propellants by their manufacturers had resulted in a multiplicity of definitions and mathematical correction factors which obscure actual performance results and complicate qualitative comparison of competitive propellants. An industry survey determined desirable standard motor system parameters and prevailing practices. From industry, best practice such as 1,000 psi combustion pressure and 15 degree nozzle exit half-angle expanded to local ambient pressure, were adopted in the motor and system design as far as possible. Other system parameters were selected by the assigned design engineer/manager; 2Lt H. Gale. Eight months after assignment, first firing was in September, 1961. Twelve firings of two propellants were made for motor and system evaluation. All objectives were successfully achieved or exceeded. Calibration firings established the confidence level and accuracy of the system prior to evaluation of industry propellants.
  4. ^ "- YouTube". YouTube.
  5. ^ 기사 제목[베어 URL PDF]
  6. ^ Nakka, Richard. "RNX Composite Propellant". Richard Experimental Rocketry. Retrieved 16 September 2011.


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