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 "rotor" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-12 z 12
    Tytuł:
    Simulation investigation of rotor loads and blade deformations in steady states and at boundaries of helicopter flight envelope
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/246484.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    helicopter
    rotor loads
    blade deformation
    Opis:
    Results of calculation of the helicopter main rotor loads and deformations of rotor blades are presented. The simulations concern level flight states and cases of boundary flight envelope such as wind gust, dive recovery and pull-up manoeuvre. The calculations were performed for data of the three-bladed articulated rotor of light helicopter. The method of analysis assumes modelling the rotor blades as elastic axes with sets of lumped masses of blade segments distributed along radius of blade. The model of deformable blade allows flap, lead-lag and pitch motion of blade including effects of out-of-plane bending, in-plane bending and torsion due to aerodynamic and inertial forces and moments acting on the blade. Equations of motion of rotor blades are solved applying Runge-Kutta method. Parameters of blade motion, according to Galerkin method, are considered as a combination of assumed torsion and bending eigen modes of the rotor blade. The rotor loads, in all considered cases of flight states, are calculated for quasi-steady conditions assuming the constant value of the following parameters: rotor rotational speed, position of the main rotor axis in air and position of swashplate due to rotor axis which defines the collective and cyclic control pitch angle of blades. The results of calculations of rotor loads and blade deflections are presented in form of timeruns and as distributions on rotor disk due to blade elements radial and azimuthal positions. The simulation investigation may help to collect data for prediction the fatigue strength of blade applying results for steady flight states and for definition the extreme loads for boundaries of helicopter flight envelope.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2017, 24, 2; 239-246
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Influence of rotor parameter changes on helicopter performance and the main rotor load level
    Wpływ zmian parametrów wirnika na osiągi śmigłowca oraz poziom obciążeń wirnika
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212387.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    rotor
    performance
    śmigłowiec
    wirnik
    osiągi
    Opis:
    Paper presents the results of calculations revealing the influence of changes the main rotor significant parameters like number of blades and rotational speed on helicopter performance and on rotor loads. The level of noise for rotor operated in hover condition is estimated. The rotor loads are defined applying simulation program which includes model of deformable blade. A Runge-Kutta method is used to solve the equations of motion of the elastic blade.
    Przedstawiono efekty zmian podstawowych parametrów wirnika nośnego, jak liczba łopat i prędkość obrotowa wirnika na osiągi śmigłowca oraz na obciążenia wirnika nośnego. Zamieszczono przybliżoną ocenę wpływu zmian własności wirnika na poziom generowanego hałasu. Obciążenia wirnika wyznaczano metodą symulacyjną przy wykorzystaniu programu uwzględniającego model odkształcalnej łopaty. Do rozwiązania równań ruchu elastycznej łopaty zastosowano metodę Runge-Kutta.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 54-69
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A simulation analysis of behaviour of ship-borne helicopter main rotor due to ship motion
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243038.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    helicopter
    rotor blade
    ship deck operation
    Opis:
    The paper presents a simulation method of analysis of the couplings between rotor blades motion and helicopter fuselage standing on ship deck at the phase of take-off or landing when whirling rotor generates thrust less than weight of the helicopter. The oscillating motion of the ship deck due to waves is considered. The physical model includes the helicopter fuselage treated as the stiff body supported by units of springs and dampers corresponding to landing gear characteristics. The rotor blades are modelled by elastic axes with distributed lumped masses of blade segments. The equations of fuselage and rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to the Galerkin method, parameters of rotor blades motion are assumed as a resultant combination of considered blade torsion and bending eigen modes. Data of the light helicopter with three-bladed rotor are applied for the simulation of the rotorcraft behaviour aboard the ship. The calculations concerning helicopter standing on the fixed plane and on oscillating ship deck show influence of ship movement on fuselage motion and rotor blades deflections, flapping, and lead-lag motion. Moreover, simulations show influence of the side wind and control of the rotor swash-plate deflections. The additional unit of blade eigen modes and frequencies is applied to model the blade hitting to the flapping limiter, which can occur at the low rotation speed of the rotor. Temporary contact of the articulated blade with limiter changes its boundary conditions, which can rapidly increase the blade bending moments. The simulation method enables to determine conditions of safe operations of ship-borne helicopters without exceeding the limits and generating the excessive blade loads.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 1; 313-320
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Pattern of helicopter rotor loads and blade deformations in some states of flight envelope
    Obraz obciążeń i odkształceń łopaty wirnika nośnego smigłowca w wybranych stanach lotu
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213247.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    rotor
    blade
    śmigłowiec
    wirnik
    łopata
    Opis:
    Paper contains a calculated range of helicopter rotor loads and deformations of the rotor blades which can occur within the flight envelope in different states: hover, level flight, autorotation, pull-up. The rotor loads were determined by using a computer simulating program including the model of the deformable rotor blade. The equations of motion of the rotor blade were solved by applying Galerkin's method. The results of calculations were presented in the form of plots showing time-run of the loads and the distributions of deformations due to the blade azimuth position on the rotor disk.
    Praca obejmuje określenie poziomu zmian obciążeń wirnika nośnego i odkształceń łopat występujących w różnych warunkach lotu możliwych do wystąpienia w granicach obwiedni stanów lotu śmigłowca: zawis, lot poziomy, autorotacja, wyrwanie. Wartości obciążeń elementów wirnika wyznaczono symulacyjnie z zastosowaniem programu komputerowego uwzględniającego model odkształcalnej łopaty. Do rozwiązania równań ruchu łopat wykorzystano metodę Galerkina. Wyniki obliczeń przedstawiono w formie wykresów pokazujących rozkłady obciążeń i odkształceń.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 70-90
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Performance requirements and simulation of rotor operation for high-mountain rescue helicopter
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243448.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    rescue helicopter
    high-mountain operations
    rotor blade deformation
    Opis:
    Simulation results concerning performance of helicopter suitable for high-mountain rescue operations are presented. Including operations in regions of the highest Himalaya Mountains, the possibility of hover ceiling out of ground effect (OGE) at 10,000 m above sea level is assumed. Demand of high ratio of developed lift to power required for hover leads to choice the coaxial rotor configuration as the best for rescue helicopter, which can operate in extremely high mountain environment, and gives good stability features in wind gust conditions in comparison with single main rotor helicopter. For performance calculations the simple model of helicopter is applied, which consists of fuselage point mass and rotor disk. The cases of partial and total power loss are considered to define range of H-V zones and possibilities of flight continuation due to height of landing surface over level of sea. The rotor blades and rotor loads are calculated applying detail model of elastic blade, which includes effects of its deflections due to out-of-plane bending, in plane bending, and torsion. The Runge-Kutta method is applied to solve equations of motion of rotor blades with taken into account effects of blade pitch control and variable deflections of blades. According to Galerkin method, the blade parameters of motion are treated as a combination of torsion and bending eigen modes of the rotor blades. Elastic blade model allows defining behaviour rotor blades in selected states of flight: hover, level flight, wind gust conditions, and pull-up manoeuvre. The results of simulation for upper and lower rotor for blade deflections and loads are shown in form of time-run plots and rotor disk distributions. The simulation investigation may be applied to define features of helicopter configuration suitable for operation in extremely high mountain conditions..
    Źródło:
    Journal of KONES; 2018, 25, 2; 341-348
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Flight envelope of light helicopter with additional propulsion propeller
    Stany lotu śmigłowca lekkiego z dodatkowym śmigłem napędowym
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212716.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    pushing propeller
    rotor
    śmigłowiec
    śmigło pchające
    wirnik
    Opis:
    The paper presents possibilities of changing a flight envelope of a light helicopter with an additional propeller. Using the propulsion propeller enables to reduce the power required for the main rotor driving in high speed flight conditions. The results of simulating calculations for the conventional helicopter and for the version with the additional propeller are compared. For calculations of the equilibrium flight conditions of the helicopter is used the simple model consisting of a point mass fuselage and a rotor treated as a disk. The more detailed model of the elastic blade is applied to compute the level of rotor loads and blades deformations. The equations of motion of deformable blade are solved by applying Runge-Kutta method.
    Przedstawiono możliwości zmian stanów lotu śmigłowca lekkiego poprzez zabudowę śmigła napędowego. Zastosowanie dodatkowego śmigła wpływa na zmniejszenie mocy niezbędnej wirnika nośnego. Porównano wyniki obliczeń stanów lotu z zastosowaniem uproszczonego modelu wirnika dla śmigłowca konwencjonalnego oraz wersji z dodatkowym śmigłem. Do wyznaczenia obciążeń wirnika z uwzględnieniem odkształceń łopat wykorzystano dokładniejszy model obliczeniowy, gdzie równania ruchu elastycznej łopaty wirnika rozwiązywano metodą Runge-Kutta.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 2 (239); 53-71
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of aerodynamic effectiveness reduction of helicopter tail rotor
    Symulacyjne badanie zmniejszenia aerodynamicznej efektywności śmigła ogonowego śmigłowca
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213785.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    tail rotor
    aerodynamic effectiveness
    śmigłowiec
    śmigło ogonowe
    efektywność aerodynamiczna
    Opis:
    Paper presents the results of the simulation tests concerning the performance of the tail rotor in the directional maneuver of the helicopter due to the flow changes of the tail rotor blades. The calculation model includes the yawing of the helicopter fuselage and motion of the tail rotor blades treated as the set of the deformable elastic axes with distributed lumped mass. The equations of motion of the tail rotor blades are solved by applying Runge-Kutta method taking into account the bending and torsion eigen modes of the blades. The results of the calculations indicate occurrence of the significant changes of the tail rotor thrust during directional maneuver of the helicopter in case of side wind or influence of the main rotor vortices.
    Przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych dotyczących pracy śmigła ogonowego w manewrze kierunkowym śmigłowca z uwzględnieniem zmiennych warunków opływu łopat śmigła. W modelu obliczeniowym uwzględniono ruch obrotowy sztywnego kadłuba oraz parametry pracy odkształcalnych łopat śmigła ogonowego traktowanych jako osie sprężyste z przypisanym rozkładem mas skupionych. Równania ruchu łopat rozwiązywano metodą Runge-Kutta z uwzględnieniem giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. Wykonane obliczenia wskazują na możliwość wystąpienia znacznych zmian ciągu rozwijanego przez śmigło ogonowe w szczególnych przypadkach realizacji manewru kierunkowego przy podmuchach bocznych lub przy oddziaływaniu zaburzeń opływu pochodzących od wirnika nośnego.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 1 (242); 36-56
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A comparison of helicopter main rotor features due to stiffness of rotor blade-hub connection
    Porównanie własności wirnika nośnego śmigłowca przy różnej sztywności połączenia łopaty z głowicą wirnika
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213599.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    main rotor
    blade deformations
    śmigłowiec
    wirnik nośny
    odkształcenia łopat
    Opis:
    The paper presents results of simulation calculations concerning an influence of stiffness of blade-hub connection on rotor loads and blades deflections in hover, level flight and pull up maneuver. The three versions of rotor are considered with articulated, elastic and stiff connections of blades and hub. The blades with the same distributions of stiffness, mass and the same aerodynamic characteristics are applied for all rotor cases. The rotor loads are calculated applying Runge-Kutta method to solve the equations of motion of deformable blades. According to the Galerkin method, the parameters of blades motion are treated as combination of considered blade bending and torsion eigen modes. The results of calculations indicate for possibility to generate the greater rotor control moments and to improve helicopter maneuverability in the case of applying the non-changed blade of articulated rotor combined with elastic rotor hub.
    W pracy przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych dotyczących wpływu sztywności połączenia łopat z głowicą na poziom obciążeń wirnika i odkształceń łopat w warunkach zawisu, lotu poziomego i wyrwania. Przyjęto trzy wersje wirnika nośnego z przegubowym, sprężystym i sztywnym połączeniem łopat i głowicy. Dla wszystkich przypadków wirnika przyjęto łopaty identycznym rozkładzie sztywności, mas i charakterystyk aerodynamicznych. Obciążenia wirnika nośnego wyznaczano rozwiązując metodą Runge-Kutta równania ruchu odkształcalnych łopat z uwzględnieniem metody Galerkina, gdzie parametry ruchu łopat traktowano jako złożenie giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. Wyniki symulacyjne wskazują na możliwość generacji większych momentów sterujących wirnika i poprawę manewrowości śmigłowca w przypadku zabudowy niezmienianej łopaty wirnika przegubowego w zespole z głowicą sprężystą.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 114-131
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of operational conditions of rotor for high-speed compound helicopter
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/245640.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    compound helicopter
    rotor loads
    blade deformation
    helikopter
    obciążenia wirnika
    deformacja ostrza
    Opis:
    The article presents results of simulations concerning possibilities of rotorcraft performance enhancements for compound helicopters with introduced additional wings and propellers. The simple model of helicopter including a point mass of fuselage and a rotor treated as a disk was used for calculations of helicopter flight equilibrium conditions. For the defined flight states, the more detailed model of elastic blade was applied to compute magnitude of rotor loads and level of blade deformations. The model of elastic blade includes out-of-plane bending, in plane bending, and torsion effects due to variable aerodynamic and inertial loads of rotor blades. Equations of motion of rotor blades are solved applying Runge-Kutta method. Taking into account Galerkin method, parameters of blade motion are computed as a combination of assumed torsion and bending Eigen modes of the rotor blade. The six-bladed rotor with stiff connections of blades and hub was applied for comparison of flight envelope for conventional helicopter and versions of compound rotorcraft with additional propellers and with wings and propellers. Simulations indicate that, in the case of compound helicopter configuration, achieving the operational flight conditions at high speed of 400 km/h is possible without generating excessive loads and blade deformations. The results of calculations of rotor loads and generated blade deflections are presented in form of time-run plots and as rotor disk distributions, which depend on radial and azimuthal positions of blade elements. The simulation Keywords: compound helicopter, rotor loads, blade deformation 1.Introduction For classical configuration of helicopter, with main rotor and anti-torque tail rotor, the speed of flight is limited in comparison to fixed wing aircraft. The maximum speed of conventional helicopter is restricted due to high drag associated with compressibility effects for advancing rotor blade and stall phenomenon, which occurs at retreating blade zone. A compound helicopter configuration with added lifting wings and separate source of thrust for propulsion may help to unload main rotor and enhance speed range of rotorcraft. Initial development programs of compound helicopters [6], such as the Bell 533, the Lockheed XH-51A fitted with wings and additional turbojet engines, or the Lockheed AH-56A Cheyenne with wings and pushing propeller and after flight tests were not passed to serial production. Emerging demands for improved performance and progress in composite materials and aerodynamics of rotor blades gave impulse to return to compound helicopter concept. In the last decade, the new experimental compound helicopters with additional propulsion were tested [3]: the American Piasecki X-49 Speedhawk, the Sikorsky X2 and the French Eurocopter X3. It should be mentioned that the Eurocopter X3 achieved speed of 472 km/h setting an unofficial speed record for propeller helicopters. Analytical and experimental researchworks were performed to examine features of compound helicopters, which included effects of varying main rotor tip speed [1], wing-rotor lift share [7, 8] and investigation of dynamic stability characteristics [2]. Basing on collected experiences, the next generation of operational compound helicopter designs are being developed. The American Sikorsky S-97 Raider made the maiden flight in 2015 [4] and the European Airbus Helicopter Racer’s configuration was revealed in 2017 [5]. investigation may help to define demands for rotor of high-speed helicopter.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2018, 25, 1; 363-370
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zastosowanie sieci neuronowych do określania stanu obciążenia wirnika nośnego
    Applying neural networks to assess the loading of lifting rotor
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212443.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    zastosowanie sieci neuronowych
    stan obciążenia wirnika nośnego
    applying neural networks
    loading of a lifting rotor
    Opis:
    Zastosowanie sieci neuronowej umożliwi, na podstawie łatwiej dostępnych danych pomiarowych jak predkość lotu oraz wychylenia sterownic, określanie wartości parametrów trudniejszych do pomiaru, które w czasie normalnej eksploatacji śmigłowca nie są rejestrowane. Zadanie bieżącej kontroli obciążeń wirnika oraz oceny poziomu zapasu do osiągnięcia ograniczeń eksploatacyjnych może przejąć sieć neuronowa. Wyniki działania wytrenowanych sieci neuronowych wyznaczających amplitudy i wartości średnie momentu sterowania łopatą i momentu gnącego korpus piasty przedstawiono w formie wykresów rozrzutu wartości obliczeniowych w zestawieniu z wartościami oszacowania danego parametru dokonanego przez sieci.
    The application of a neural network will enable, through more accessible measurable data such as flight velocity and deflection of the flight controls, the evaluation of parameter values more difficult to measure, which are not registered during standard operation of the helicopter. The task of continuous estimation of loads and reserves to obtain maximum operating conditions, can be performed by a neural network. The results of neural networks signifying amplitudes and average values of the blade pitch control moment and rotor hub bending moment are presented in the form of charts of the distribution of simulated data in comparison witch values from the estimate of a given parameter performed by the network.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 1-2 (184-185); 203-214
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of tail rotor behavior in directional maneuver of helicopter
    Badania symulacyjne zachowania wirnika ogonowego w manewrze kierunkowym śmigłowca
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213710.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania symulacyjne
    wirnik ogonowy
    manewr kierunkowy śmigłowca
    simulation investigation
    tail rotor behavior
    directional maneuver of helicopter
    Opis:
    The paper presents the simulation method for calculating the tail rotor loads and bldes deflections in directional maneuver of helicopter. The simplifed equation of yawing motion of helicopter was applid. The physical model consists of helicopter fuselage treated as stiffness body and tail rotor with blades modeled by elastic axes with distributed lumped masses. The rough control input of the tail rotor blade pitch allows investigate the tail rotor work including occuverrence of large stall regions.
    Przedstawiono symulacyjną metodę obliczania obciążeń wirnika ogonowego oraz odkształceń jego łopat w trakcie wykonywania manewru kierunkowego śmigłowca. Parametry odchylania określano przy wykorzystaniu uproszczonego równania śmigłowca. W modelu fizycznym uwzględniono sztywną bryłę kadłuba oraz odkształcalne łopaty wirnika ogonowego reprezentowane przez osie sprężyste z układem rozłożonych mas skupionych. Wprowadzenie funkcji zmian kąta nastawienia łopat wirnika ogonowego z uwzględnieniem brutalnego sterowania pozwoliło analizować obciążenia łopat w przypadku występowania rozległych stref oderwania.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 2(193); 32-80
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Symulacyjne określenie obciążeń wirnika nośnego śmigłowca z indywidualnym sterowaniem kąta nastawienia łopat w warunkach lotu ustalonego
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212579.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    awionika
    aerodynamika śmigłowców
    symulacyjne określenie obciążeń wirnika nośnego śmigłowca
    indywidualne sterowanie kata nastawienia łopat
    avionics
    helicopter aerodynamics
    simulation calculations of helicopter rotor
    individual blades angle
    Opis:
    Przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych zmian obciążeń wirnika śmigłowca w locie ustalonym dla przypadku wprowadzenia dodatkowego indywidualnego sterowania kątem nastawienia łopat.
    Paper presents the results of simulation calculations of helicopter rotor load changes in steady flight for the case of introduction of additional means for control of individual blades angle.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 6 (201); 132-146
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-12 z 12

      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