RU2091736C1 - Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization - Google Patents
Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization Download PDFInfo
- Publication number
- RU2091736C1 RU2091736C1 RU94036121A RU94036121A RU2091736C1 RU 2091736 C1 RU2091736 C1 RU 2091736C1 RU 94036121 A RU94036121 A RU 94036121A RU 94036121 A RU94036121 A RU 94036121A RU 2091736 C1 RU2091736 C1 RU 2091736C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket engine
- friction clutch
- clutch
- friction
- primary transducer
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к испытаниям ракетных двигателей, а конкретно, к способам и устройствам для измерения импульса силы тяги ракетного двигателя. The invention relates to testing rocket engines, and in particular, to methods and devices for measuring the momentum of the thrust of a rocket engine.
Известно устройство для измерения реактивной силы (силы тяги) и ее импульса [1] Измерение реактивной силы во времени регистрируется путем записи показаний пружинного динамометра на вращающемся барабане. Импульс реактивной силы (силы тяги) вычисляется графически интегрированием кривой R=R(τ). В данном устройстве реализован способ измерения импульса силы тяги, включающий измерение силы тяги с последующим интегрированием диаграммы. Вследствие низкой собственной частоты динамометра кривая записи силы тяги имеет волнообразный характер, что усложняет процесс обработки и уменьшает точность определения импульса. Кроме того, использование для измерения силы пружинного динамометра не обеспечивает автоматизации процесса измерения и обработки результатов испытаний, характерных для современного уровня техники, что также снижает точность определения импульса силы тяги и не обеспечивает современных требований оперативности обработки. A device for measuring reactive force (traction force) and its momentum [1] A measurement of reactive force in time is recorded by recording the readings of a spring dynamometer on a rotating drum. The reactive force impulse (traction force) is calculated graphically by integrating the curve R = R (τ). This device implements a method of measuring the impulse of the traction force, including measuring the traction force with subsequent integration of the diagram. Due to the low natural frequency of the dynamometer, the traction force recording curve has a wavy character, which complicates the processing process and reduces the accuracy of determining the momentum. In addition, the use of a spring dynamometer for measuring the force does not provide automation of the process of measuring and processing test results that are characteristic of the current state of the art, which also reduces the accuracy of determining the impulse of the traction force and does not provide modern requirements for processing efficiency.
В последнее время широкое распространение для измерения силы тяги ракетных двигателей получили электрические первичные преобразователи усилия (датчики): тензометрические, вибрационно-частотные, пьезоэлектрические. Наибольшее распространение для измерения силы тяги ракетных двигателей и ее импульса получили тензометрические преобразователи. Известен тензометрический преобразователь усилия [2] в котором в качестве чувствительного элемента применено кольцо с наклеенными на него тензометрами. Использование этого первичного преобразователя усилия в вышерассмотренном устройстве для измерения импульса силы тяги [1] вместо пружинного динамоментра обеспечивает возможность автоматизации процессов измерений и обработки результатов измерений, что позволяет более точно определять импульс силы тяги ракетного двигателя. Recently, electrical primary force transducers (sensors) have become widely used to measure the thrust of rocket engines: tensometric, vibration-frequency, piezoelectric. The most widely used for measuring the thrust of rocket engines and its momentum are strain gauge converters. A tensometric force transducer is known [2] in which a ring with tensometers glued to it is used as a sensing element. The use of this primary force transducer in the above device for measuring the impulse of the thrust force [1] instead of the spring dynamometer provides the ability to automate the measurement processes and process the measurement results, which allows more accurately determine the impulse of the thrust of the rocket engine.
Однако при проведении огневых стендовых испытаний в результате динамического изменения силы в момент запуска двигателя и выхода его на режим в системе первичный преобразователь элементы крепления испытуемый двигатель возбуждаются слабо затухающие собственные механические колебания. Инерционные перегрузки, возникающие при колебаниях, передаются на первичный преобразователь и воспринимаются им, складываясь с измеряемой силой тяги. Амплитуда колебаний нередко соизмерима со значением измеряемой силы тяги и время затухания колебаний достигает нескольких секунд. Колебания искажают картину процесса и оказывают влияние на работу испытуемого двигателя. Кроме того, срабатывание воспламенителя в ракетном двигателе с вкладным зарядом твердого топлива (вкладной шашкой) приводит к резким перемещениям шашки в камере двигателя, удару шашки по днищу двигателя, отскоку с последующим ударом по противоположному днищу. В результате этих ударов первичный преобразователь стенда воспринимает кратковременные усилия, величина которых может значительно (на порядок) превышать значения силы тяги на установившемся режиме работы двигателя. У ракетных двигателей артиллерийских активно-реактивных снарядов сила тяги на установившемся режиме составляет несколько десятков килограмм, а в момент вскрытия сопловой заглушки (достаточно массивной, так как она должна выдерживать значительные давления от метательного заряда в стволе орудия) возникает кратковременное усилие, величина которого может превышать на порядок значение силы тяги на установившемся режиме. Таким образом, в процессе выхода двигателя на режим (в моменты срабатывания воспламенителя и вскрытия сопловой заглушки) на первичный преобразователь стенда воздействует кратковременные всплески силы (удары), значительно превосходящие (иногда на порядок и выше) по величине значения силы тяги на установившемся режиме. Если номинальное значение первичного преобразователя выбрано по величине значения силы тяги на установившемся режиме, то в процессе выхода двигателя на режим от воздействия кратковременных ударов, существенно превосходящих номинальное значение преобразователя, последний выходит из строя и не позволяет измерить силу тяги на установившемся режиме и определить импульс тяги ракетного двигателя. Если же номинальное значение первичного преобразователя выбирается по величине всплесков силы в процессе выхода двигателя на режим, то необоснованно загрубляется точность измерения силы тяги на установившемся режиме, а следовательно, не обеспечивается требуемая точность определения импульса силы тяги. However, when conducting fire bench tests as a result of a dynamic change in force at the time of starting the engine and entering the mode in the primary converter system, the fastening elements of the test engine are excited by weakly damped natural mechanical vibrations. Inertial overloads arising from vibrations are transmitted to the primary transducer and perceived by them, folding with the measured traction force. The amplitude of the oscillations is often comparable with the value of the measured traction force and the decay time of the oscillations reaches several seconds. Fluctuations distort the picture of the process and affect the operation of the test engine. In addition, the operation of the igniter in a rocket engine with an inserted charge of solid fuel (insert checker) leads to sharp movements of the checker in the engine chamber, hit the checker on the bottom of the engine, rebound, followed by a blow to the opposite bottom. As a result of these shocks, the primary converter of the stand perceives short-term forces, the magnitude of which can significantly (by an order of magnitude) exceed the values of the traction force at the steady-state engine operation mode. For rocket engines of artillery active-rocket shells, the steady-state thrust is several tens of kilograms, and at the time of opening the nozzle plug (sufficiently massive, since it must withstand significant pressure from the propellant charge in the gun barrel), a short-term force arises which can exceed an order of magnitude value of the traction force in the steady state. Thus, when the engine enters the regime (at the moments of ignition operation and the nozzle plug is opened), the primary converter of the stand is affected by short-term bursts of force (impacts), which significantly exceed (sometimes by an order of magnitude or more) the magnitude of the traction force in the steady state. If the nominal value of the primary converter is selected according to the value of the traction force in the steady state, then in the process of the engine coming out of the mode from the influence of short-term shocks significantly exceeding the nominal value of the converter, the latter fails and does not allow measuring the traction force in the steady state and determining the thrust momentum rocket engine. If the nominal value of the primary transducer is selected by the magnitude of the bursts of force during the engine’s output to the mode, then the accuracy of measuring the traction force in the steady state is unreasonably roughened, and therefore the required accuracy of determining the impulse of the traction force is not provided.
Таким образом, вышерассмотренные стенд и реализованный в нем способ измерения импульса силы тяги ракетного двигателя, выбранные в качестве прототипа изобретения, не обеспечивают точности измерения, требуемой в настоящее время. Thus, the above-mentioned stand and the method of measuring the momentum of the thrust of a rocket engine implemented therein, selected as a prototype of the invention, do not provide the measurement accuracy required at the present time.
Задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение точности измерения импульса силы тяги ракетного двигателя. The problem to which the invention is directed, is to increase the accuracy of measuring the momentum of the thrust of a rocket engine.
Задача решается тем, что в способе измерения импульса силы тяги ракетного двигателя с помощью первичного преобразователя, включающем измерение воздействия двигателя на первичный преобразователь, воздействие на первичный преобразователь осуществляют через продольный фрикцион, а после окончания работы ракетного двигателя измеряют перемещение фрикциона относительно первоначального положения, соответствующее моменту превышения усилия воздействия ракетного двигателя номинального значения первичного преобразователя, а величину импульса силы тяги IR ракетного двигателя определяют соотношением:
где Iпп интегральное значение импульса силы тяги, измеренное с помощью первичного преобразователя воздействие ракетного двигателя;
M масса подвижных частей, перемещающихся относительно неподвижной части фрикциона;
Fтр усилие трения фрикциона, соответствующее номинальному значению первичного преобразователя;
L величина продольного перемещения фрикциона относительно первоначального положения.The problem is solved in that in the method for measuring the impulse of the thrust of a rocket engine using a primary transducer, including measuring the effect of the engine on the primary transducer, the primary transducer is exposed through a longitudinal friction clutch, and after the rocket engine is finished, the friction clutch movement relative to the initial position corresponding to the moment is measured exceeding the impact force of the rocket engine of the nominal value of the primary Converter, and the magnitude of impu thrust force I R of a rocket engine is determined by the ratio:
where I pp the integral value of the impulse of the traction force, measured using a primary transducer, the effect of a rocket engine;
M is the mass of moving parts moving relative to the fixed part of the clutch;
F Tr friction friction force corresponding to the nominal value of the primary Converter;
L is the magnitude of the longitudinal movement of the clutch relative to its original position.
Способ реализуется стендом, включающим опору, первичный преобразователь, соединенный с регистратором, и элементы крепления испытуемого двигателя, в которой введены продольный фрикцион двухстороннего действия, установленный между опорой и испытуемым двигателем, и устройство измерения продольного перемещения фрикциона. Фрикцион может быть выполнен, например, в виде цанги, охватывающей шток и контактирующей с ним по наружной поверхности, установлен между испытуемым ракетным двигателем и первичным преобразователем, а устройство измерения продольного перемещения фрикциона выполнено в виде мерных делений, нанесенных на штоке. И кроме того, фрикцион может быть выполнен в виде поршня, контактирующего по наружной поверхности с цилиндрической направляющей, при этом зона контактирования выполнена из фрикционного материала. The method is implemented by a stand including a support, a primary transducer connected to the recorder, and fastening elements of the test engine, in which a double-acting longitudinal clutch installed between the support and the test engine, and a device for measuring the longitudinal movement of the clutch are introduced. The clutch can be made, for example, in the form of a collet, covering the rod and in contact with it on the outer surface, installed between the test rocket engine and the primary transducer, and the device for measuring the longitudinal movement of the clutch is made in the form of dimensional divisions applied on the rod. And in addition, the friction can be made in the form of a piston in contact on the outer surface with a cylindrical guide, while the contact area is made of friction material.
На фиг. 1 представлена схема стенда; на фиг.2 конструктивное выполнение фрикциона в стенде, выполненном согласно п.3 формулы изобретения; на фиг.3 схематично представлена кривая Rтяги= R(τ), пунктиром показан заброс силы в момент вскрытия заглушки ракетного двигателя артиллерийского активно-реактивного снаряда.In FIG. 1 shows a diagram of the stand; figure 2 structural embodiment of the clutch in the stand, made according to claim 3 of the claims; Fig. 3 schematically shows the thrust curve R = R (τ), the dotted line shows the throw in force at the moment of opening the plug of the rocket engine of an artillery active-missile projectile.
Стенд включает опору 1, первичный преобразователь усилия 2 (датчик) и элементы крепления испытуемого двигателя 3, включающие, например, хвостовик 4 и опорные ролики 5. Продольный фрикцион двухстороннего действия 6 выполнен, например, в виде цанги 7, охватывающей шток 8 и контактирующей с ним по наружной поверхности 9. Усилие трения в фрикционе 6 регулируется с помощью пружины 10 и гайки 11. Передача усилия от гайки 11 на пружину 10 и от последней на цангу 7 осуществляется через втулку 12 и 13 соответственно. Крепление фрикциона к первичному преобразователю 2 осуществляется через переходную резьбовую втулку 14, а к испытуемому двигателю 3 с помощью резьбового хвостовика 15. Гайка 16 и буртик 17 хвостовика 15 выполняют роль упоров-ограничителей хода фрикциона. Фрикцион двухстороннего действия означает, что он выполняет свою функцию как в прямом направлении (в направлении действия силы тяги), так и в противоположном. Это обусловлено тем, что в момент срабатывания воспламенителя от перемещения вкладной топливной шашки и ударов ее о днище двигателя, на фрикцион воздействует знакопеременные удары. The stand includes a support 1, a primary force transducer 2 (sensor) and fastening elements of the test engine 3, including, for example, a shank 4 and support rollers 5. The longitudinal friction clutch 6 is made, for example, in the form of a
Первичный преобразователь 2 электрически соединен с регистратором 20 через усилитель (тензомерическую станцию) 18 непосредственно либо через магнитограф 19. Если в конструкции первичного преобразователя 2 предусмотрен усилитель, то первичный преобразователь соединяется с регистром 20 напрямую. В качестве регистратора 20 используется измерительно-вычислительный комплекс (ИВК) на базе компьютера IBM PC. Мерные деления на штоке обозначены цифрой 21. The
Реализацию способа измерения импульса силы тяги ракетного двигателя рассмотрим на примере работы стенда. The implementation of the method of measuring the momentum of the thrust of a rocket engine will be considered using the example of a stand.
Цангу 7 фрикциона 6 устанавливают в промежуточное положение на штоке 8, обеспечивая тем самым работу фрикциона в двух направлениях. The
С помощью гайки 11, сжимая пружину 10, настраивают фрикцион 6 таким образом, чтобы усилие трения в нем не превышало номинального значения первичного преобразователя 2 и было бы не менее ожидаемого значения силы тяги на установившемся режиме работы двигателя. Наилучший результат настройки фрикциона, когда усилие трения в нем равно номинальному значению первичного преобразователя, так как в этом случае используется весь диапазон первичного преобразователя. Усилие трения в фрикционе проверяется, например, с помощью динамометра разрывной машины. При расчете и проектировании конструкции фрикциона длину его рабочей части определяют из условия гашения импульса силы, обусловленного вскрытием заглушки двигателя артиллерийского активно-реактивного снаряда (точки АВС пунктиром на кривой фиг.3), определяемого расчетом или экспериментально. На опоре 1 устанавливают первичный преобразователь 2, фрикцион 6 и испытуемый двигатель 3. Настраивает первичный преобразователь с регистрирующей аппаратурой. Подают импульс на инициатор ракетного двигателя через систему синхронизации с регистрирующей аппаратурой и осуществляют прожиг двигателя. В процессе работы двигателя он воздействует на первичный преобразователь 2, сигнал с которого поступает через тензостанцию 18 на регистратор 20 (измерительно-вычислительный комплекс на базе компьютера IBM PC), который регистрирует и интегрирует кривую R=R(τ), показанную на фиг.3 и проходящую через точки ОАСДЕ и определяют значение импульса. В моменты, когда усилие, воздействующее на первичный преобразователь через фрикцион 6, превышает усилие трения фрикциона (номинальное значение первичного преобразователя), цанга 7 проскальзывает по штоку 8 до тех пор, пока усилие, воздействующее на первичный преобразователь 2, не уменьшится до усилия, на которое настроен фрикцион. Усилия от ракетного двигателя, не превышающие номинального значения преобразователя 2, передаются через трение в фрикционе 6. Таким образом, на первичный преобразователь 2 в течение всего времени работы двигателя воздействуют усилия, не превышающие его номинального значения и, следовательно, первичный преобразователь не выходит из строя. После окончания работы двигателя по мерным делением на штоке 8 измеряют перемещение фрикциона 6 (цанги 7 относительно штока 8) и определяют величину импульса силы тяги ракетного двигателя по соотношению: 
Кроме того, введение фрикциона в стенд обеспечивает быстрое затухание и уменьшение амплитуды колебаний в системе опора-первичный преобразователь-фрикцион-испытуемый двигатель, обусловленных динамическим изменением силы в процессе выхода двигателя на режим, что также повышает точность измерения импульса силы тяги. In addition, the introduction of the friction clutch into the stand provides a fast attenuation and a decrease in the amplitude of oscillations in the support-primary converter-friction-test engine system, due to dynamic changes in the force during the engine reaching the regime, which also increases the accuracy of measuring the thrust momentum.
Таким образом, данные способ и стенд для его реализации позволяют повысить точность измерения силы тяги и ее импульса за счет возможности использования более чувствительного первичного преобразователя и сохранения его в моменты, когда усилие воздействия испытуемого двигателя превышает номинальное значение первичного преобразователя. Thus, these method and stand for its implementation can improve the accuracy of measuring the thrust force and its momentum due to the possibility of using a more sensitive primary transducer and saving it at times when the force of the test engine exceeds the nominal value of the primary transducer.
Claims (4)
где Iп п измеренное с помощью первичного преобразователя воздействие ракетного двигателя, соответствующее интегральному значению импульса силы тяги;
M масса подвижных частей, перемещающихся относительно неподвижной части фрикциона;
Fт р усилие трения фрикциона, соответствующее номинальному значению первичного преобразователя;
L величина продольного перемещения фрикциона относительно первоначального положения.1. The method of determining the impulse of the thrust of a rocket engine using a primary transducer, which consists in measuring the impact of a rocket engine on a primary transducer, characterized in that the primary transducer is exposed through a longitudinal friction clutch, and after the rocket engine is finished, the friction clutch is measured relative to its initial position, corresponding to the moment when the force exerted by the rocket engine exceeds the nominal value of the primary converter, and the magnitude of the impulse of the thrust force I R of the rocket engine is determined from the ratio
where I p n the effect of a rocket engine measured with a primary converter, corresponding to the integral value of the impulse of the thrust force;
M is the mass of moving parts moving relative to the fixed part of the clutch;
F t r friction friction force corresponding to the nominal value of the primary Converter;
L is the magnitude of the longitudinal movement of the clutch relative to its original position.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94036121A RU2091736C1 (en) | 1994-09-27 | 1994-09-27 | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU94036121A RU2091736C1 (en) | 1994-09-27 | 1994-09-27 | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU94036121A RU94036121A (en) | 1996-06-27 |
| RU2091736C1 true RU2091736C1 (en) | 1997-09-27 |
Family
ID=20160917
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU94036121A RU2091736C1 (en) | 1994-09-27 | 1994-09-27 | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2091736C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101813537A (en) * | 2010-03-18 | 2010-08-25 | 北京理工大学 | Micro-thruster array testing table |
| RU2554668C1 (en) * | 2014-01-29 | 2015-06-27 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Rack for measurement of axial force of rocket engine traction |
| RU2607199C1 (en) * | 2015-06-23 | 2017-01-10 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Method of solid fuel unit pulse determining |
| RU2624928C1 (en) * | 2015-12-22 | 2017-07-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of experimental determination of correction to engine thrust total impulse at stand test-firing |
| RU2659411C1 (en) * | 2017-07-03 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") | Method of fire test of liquid propellant rocket engines |
| RU2730775C1 (en) * | 2019-12-02 | 2020-08-25 | Закрытое акционерное общество "СуперОкс" (ЗАО "СуперОкс") | Electric rocket engine jet force measuring instrument |
-
1994
- 1994-09-27 RU RU94036121A patent/RU2091736C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Зельдович Я.Б. и др. Импульс реактивной силы пороховых ракет. - М.: Оборонгиз, 1963, с. 130, фиг. 4.1. Жуковский А.Е. и др. Испытания жидкостных ракетных двигателей. / Под ред. В.Я.Левина. - М.: Машиностроение, 1981, с. 38, рис. 3.38. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101813537A (en) * | 2010-03-18 | 2010-08-25 | 北京理工大学 | Micro-thruster array testing table |
| CN101813537B (en) * | 2010-03-18 | 2011-06-22 | 北京理工大学 | Micro-thruster array testing table |
| RU2554668C1 (en) * | 2014-01-29 | 2015-06-27 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") | Rack for measurement of axial force of rocket engine traction |
| RU2607199C1 (en) * | 2015-06-23 | 2017-01-10 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Method of solid fuel unit pulse determining |
| RU2624928C1 (en) * | 2015-12-22 | 2017-07-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of experimental determination of correction to engine thrust total impulse at stand test-firing |
| RU2659411C1 (en) * | 2017-07-03 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") | Method of fire test of liquid propellant rocket engines |
| RU2730775C1 (en) * | 2019-12-02 | 2020-08-25 | Закрытое акционерное общество "СуперОкс" (ЗАО "СуперОкс") | Electric rocket engine jet force measuring instrument |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU94036121A (en) | 1996-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Elkarous et al. | Dynamic calibration of piezoelectric transducers for ballistic high-pressure measurement | |
| RU2091736C1 (en) | Method of measurement of rocket engine thrust momentum and test bench for its realization | |
| DK152311B (en) | METHOD AND APPARATUS FOR HARDNESS TESTING OF SUBJECTS | |
| Jackson | The detonation cylinder test: Determination of full wall velocity and shape from a single velocimetry probe with an arbitrary angle | |
| Sandusky et al. | Dynamic Measurements of Plastic Deformation in a Water‐Filled Aluminum Tube in Response to Detonation of a Small Explosives Charge | |
| Dobrilovic et al. | Measurements of Shock Wave Force in Shock Tube with Indirect Methods | |
| Ueda et al. | Characterization of shock accelerometers using davies bar and strain-gages | |
| Fan et al. | Triaxial acceleration measurement for oblique penetration into concrete target | |
| US3184955A (en) | Explosive driven conical shock tube | |
| CN200941091Y (en) | Shock wave electrical probe dynamic parameters detector | |
| Hamdan et al. | A crossbow system for high-strain-rate mechanical testing | |
| RU2486512C2 (en) | Method of determining working efficiency of explosives | |
| Elkarous et al. | Investigation on gas pressure measurement inside small caliber weapons with piezoelectric transducers | |
| CN107478379B (en) | Explosion field impulse and wind pressure testing device | |
| US3024652A (en) | Device to measure maximum acceleration and deceleration forces in small arms projectile | |
| Biss et al. | Overdriven-detonation states produced by spherically diverging waves | |
| CN104655343B (en) | High-precision measuring method for dynamic pushing force of micro initiating explosive actuated device | |
| CN213874789U (en) | High speed releaser of acting force | |
| Zhang et al. | Testing method of explosive function based on motion energy balance | |
| Dobrilović et al. | MJERENJE SILE UDARNOG VALA INDIREKTNIM METODAMA | |
| Katselis et al. | Estimation of blast overpressure from a cylindrical charge using time of arrival sensors | |
| Nakano et al. | Measurement of dynamic fracture toughness by longitudinal impact of precracked round bar | |
| Savitt et al. | Velocity Attenuation of Explosive‐Produced Air Shocks | |
| SU1040353A1 (en) | Method of determination of firing pin penetration force | |
| Cook et al. | Development of a new modified small-scale gap test |