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 Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "experimental studies" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-3 z 3
    Tytuł:
    Weryfikacja eksperymentalna odporności na rozwarstwienie kompozytu z osłoną antypiorunową
    Experimental verification of resistance to delamination of the composite / LSP mesh
    Autorzy:
    Guzikowski, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213700.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    siatka LSP
    ochrona przeciwpiorunowa
    badania eksperymentalne
    LSP MESH
    Lighting Strike Protection
    experimental studies
    Opis:
    Ryzyko związane z zastosowaniem siatki LSP wiąże się z rozwarstwieniem na granicy siatka/kompozyt. W pracy sprawdzono wpływ obciążeń zmęczeniowych na połączenie struktury kompozytowej z siatką LSP, służącą do ochrony struktur lotniczych przed skutkami uderzeń pioruna. Aby zrealizować to zadanie w próbie statycznej wyznaczono maksymalną strzałkę ugięcia zaproponowanych próbek, a następnie przeprowadzono próby cykliczne. Podczas badania przeprowadzonego w takiej kolejności przetestowano dwie konfiguracje próbek różniących się układem warstw podkładów kompozytowych (próbki wykonane z prepregu węglowego różniące się układem warstw) oraz grubością siatki (o gramaturze 107 g/m2 oraz 195 g/m2, najczęściej stosowanie w konstrukcjach lotniczych). W wyniku badań nie wykryto rozwarstwień na granicy kompozyt/siatka LSP oraz uszkodzeń w strukturze kompozytowej jak i siatce LSP.
    The risk connected with the use of mesh LSP is associated with delamination on the mesh / composite interface. The study tested the impact of fatigue loads on the combination of the composite structure with a LSP mesh used to protect aircraft structures nom the effects of lightning strikes. In order to accomplish this task in a static test determined the maximum deflection of the proposed samples and then make fatigue tests. During the test carried out in this order tested two configurations of samples differing layer stack primer composite (samples made from the prepreg carbon different arrangement of layers), and the thickness of the mesh (basis weight 107 g/m2 and 195 g/m2 commonly used in aircraft construction). As a result, studies have not detected damage at the composite structure and LSP mesh or LSP mesh/composite interface.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 2 (243); 15-27
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Computational and experimental studies on aerodynamic performance enhacement in generic formula one car
    Doświadczalne i komputerowe badania zwiększenia doskonałości aerodynamicznej w bazowym samochodzie formuły 1
    Autorzy:
    Lopez-Parra, F.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212316.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania doświadczalne
    badania komputerowe
    zwiększenie doskonałości aerodynamicznej
    bazowy samochód formuły 1
    computational studies
    experimental studies
    aerodynamic performance enhancement
    generic formula one car
    Opis:
    In the work presented in this paper, the effects on aerodynamic lift caused by the flow of exhaust gases when intentionally oriented on the rear wing element of a generic Formula One car have been investigated. A quantitative analysis on the effect of a cold jet of nitrogen gas on a wing element NACA 0012 has been conducted using a medium-speed wind tunnel facility. The Reynolds number for the jet flow, based on the jet diameter and exit velocity was 13000. The Reynolds number base on the bodywork length and the free stream flow velocity was around 54000. The airfoil was mounted onto a 3-component strain-gauge force balance, from which readings for lift and drag forces were measured. This arrangement was supported on sliding system in order to allow measurements at airfoil heights of 32, 45, 60 and 90mm with respect to the floor of the wind tunnel. The angle of attack of the wing element was also varied within the range of -20 to +20 degrees. A qualitative comparison between the experimental results and the computational simulation was performed through the application of oil flow technique for a representative number of cases. The agreement was found to be satisfactory as the primary flow features were predicted to a rea-sonable degree of accuracy in the computational study. The potential benefits for engine cooling derived from placing the exhaust pipe inside a duct of larger diameter were also investigated in the computational part. A parametric investigation concerning the relative diameter of the exhaust pipe and the outer duct, as well as the overlap between them will be discussed. The commercial CFD package FLUENT, in its 6.1 version, was employed for the numerical simulation part of the present work.
    W pracy zaprezentowanej w niniejszej publikacji badano wpływ na siłę nośną wywołany przez przepływ gazów spalinowych ukierunkowanych celowo na element tylnego skrzydła bazowego samochodu Formuły 1. W tunelu aerodynamicznym średniej prędkości przeprowadzono analizę ilościową wypływu strumienia zimnego azotu na element skrzydła o profilu NACA 0012. Liczba Reynoldsa dla wypływu z dyszy, na podstawie średnicy dyszy i prędkości wylotowej wynosiła 13000. Liczba Reynoldsa obliczona na podstawie dlugości nadwozia i prędkości przepływu strumienia swobodnego wynosiła okolo 54000. Skrzydło zamontowano na 3-składowej wadze tensometrycznej, z której odczytywano zmierzone wartości siły nośnej i siły oporu. Układ ten był zamocowany na systemie przesuwnym w celu umożliwienia pomiarów przy wysokościach płata nad podłogą tunelu aerodynamicznego wynoszących: 32, 45, 60 i 90 mm. Kąt natarcia elementu skrzydła był także zmieniany w zakresie od -20 do +20 stopni. Jakościowe porównania wyników badań i symulacji komputerowej przeprowadzono przy zastosowaniu techniki wizualizacji przepływem oleju dla reprezentatywnej liczby przypadków. Zgodność została uznana za wystarczającą, jako że podstawowe cechy przepływu były przewidziane z wystarczającą dokładnościa w badaniach obliczeniowych. W części obliczeniowej byly również badane potencjalne korzyści dla chłodzenia silnika pochodzące z wyprowadzenia rury wydechowej do wnętrza kanału o większej średnicy. Zostały również omówione analizy parametryczne dotyczące stosunku średnic rury wydechowej i kanału zewnętrznego, jak również ich wzajemne zachodzenie na siebie. Komercyjny pakiet oprogramowania CFD FLUENT, w wersji 6.1, został wykorzystany w części niniejszej pracy dotyczqcej symulacji numerycznej przepływów.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 5 (200); 118-140
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Rozkład pola prędkości strumienia zawirnikowego wirnika nośnego oraz śmigła ogonowego śmigłowców - badania eksperymentalne
    The distribution of the behind-rotor flux velocity field main rotor and a tail rotor of a helicopters - experimental studies
    Autorzy:
    Łusiak, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212986.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    rozkład pola prędkości wirnika
    śmigło ogonowe śmigłowców
    badania eksperymentalne
    tests and research
    distribution of the behind-rotor flux
    tail rotor of a helicopters
    experimental studies
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań eksperymentalnych wartości prędkości indukowanej w bliskim otoczeniu śmigłowca. Badania przeprowadzono na obiektach rzeczywistych śmigłowców EC-135P2 oraz Mi-2. Dokonano próby stwierdzenia poprawności przeprowadzonej analizy numerycznej opisanych przypadków w pracy Wojciecha Florczuka pt: „Analiza operowania śmigłowca EC135P2 nad obszarem lotniska”. Do badań wykorzystano przenośnej aparatury pomiarowej – zestaw anemometryczny typu AZ8901.
    The paper presents the experimental results on the values of the induced velocity in close surrounding to a helicopter. The study was carried out on the real helicopters, i.e. EC-135P2 and Mi-2. The attempts were to verify the correctness of the numerical analysis of the study cases reported in the work by Wojciech Florczuk „The analysis of operating the EC135P2 helicopter over an airport area”. A portable measuring apparatus, i.e. the AZ8901 anemometric set was used for the research.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 10 (219); 240-246
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-3 z 3

      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