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 "solid rocket propellant" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 16
Tytuł:
Application of the Energetic Complex [Cu(TNBI)(NH3)2(H2O)] in Heterogeneous Solid Rocket Propellants
Autorzy:
Bogusz, R.
Rećko, J.
Magnuszewska, P.
Lewczuk, R.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358549.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
CuTNO
RDX
HTPB
heterogeneous solid rocket propellant
Opis:
This paper presents results from the application of [Cu(TNBI)(NH3)2(H2O)] (CuTNO) to heterogeneous solid rocket propellants based on HTPB/AP, replacing RDX. A series of different compositions of solid heterogeneous rocket propellants based on HTPB and ammonium perchlorate, containing CuTNO or RDX, were prepared and investigated. The ballistic parameters of the examined propellants were determined by combustion in a laboratory rocket motor (LRM). The ballistic properties were evaluated in the pressure range 4-10 MPa and it was found that the linear burning rate at 10 MPa increased by more than 20% for the CuTNO containing propellant, compared to the RDX-based composition. By linear regression of the r = f(p) curves obtained, the burning laws for the investigated propellants were determined. It was found that the CuTNO additive increases the pressure coefficient by over 46%, compared to unmodified propellant. The determination of the sensitivities to friction and impact, the calorific value, hardness and decomposition temperature of the propellants obtained were also investigated.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2018, 15, 2; 391-402
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Ageing Behaviour of HTPB Based Rocket Propellant Formulations
Autorzy:
Cerri, S.
Bohn, M. A.
Menke, K.
Galfetti, L.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358902.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
solid rocket propellant
HTPB
nanoAl
ageing
mechanical properties
Opis:
The ageing of HTPB propellant formulations containing nanoAl is investigated. During natural ageing the material undergoes a series of slow physico-chemical degradation reactions. By using accelerated ageing conditions it is possible to simulate the material behaviour at different time-temperature conditions especially focused on the in-service conditions. The mechanical and ageing behaviour of aluminised solid rocket propellants were investigated in terms of uniaxial tensile strength, DMA measurements, impact and friction sensitivity tests, SEM analyses.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2009, 6, 2; 149-165
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Study of the Effect of Nitrated Hydroxyl-terminated Polybutadiene (NHTPB) on the Properties of Heterogeneous Rocket Propellants
Autorzy:
Florczak, B.
Bogusz, R.
Skupiński, W.
Chmielarek, M.
Dzik, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358481.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
NHTPB
HTPB
heterogeneous solid rocket propellant
linear burning rate
Opis:
This paper presents results from research concerning the effect of nitrated hydroxyl-terminated polybutadiene (NHTPB), content up to 3%, on the physicochemical, physico-mechanical and ballistic properties of heterogeneous rocket propellants based on hydroxyl-terminated polybutadiene (HTPB), ammonium perchlorate (AP) and aluminium powder. The results of research on the rheological and thermal properties of the tested solid rocket propellants are also presented. These studies have shown that 2% rubber NHTPB, contained within a composite solid propellant, increases the energy and ballistic parameters of the propellant.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 4; 841-854
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Viscosity Testing of HTPB Rubber Based Pre-binders
Autorzy:
Florczak, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358706.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
pre-binder
HTPB rubber
viscosity
heterogeneous solid rocket propellant
Opis:
This paper presents the test results of viscosity changes, versus time and temperature, for the HTPB rubber based pre-binders used in the manufacture of heterogeneous solid rocket propellants (HSRP). A Brookfield HADV-II+PRO viscometer with a small sample adapter (SSA) and SC4-18 spindle, including a TC-550SD water bath, was used for the tests. The components of the prebinders tested were: HTPB-K domestic liquid synthetic rubber, R45M rubber, dioctyl adipate as the plasticizer, diisocyanate curing agents (DDI, IPDI) and various additives: triethanolamine (TEA), iron compounds, lecithin, glycerine and a solution of oxalic acid in glycerine, and difunctional aziridine amide. As a result of these tests, it was found that the additives have an influence on the viscosity versus time dependence. Moreover, the influence of temperature on the viscosity changes with time were compared for HTPB-K domestic rubber and R45M rubber based pre-binders. The experimental equations describing these changes were also determined.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2014, 11, 4; 625-637
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Various Methods for the Determination of the Burning Rates of Solid Propellants : an Overview
Autorzy:
Gupta, G.
Jawale, L.
Mehilal, D.
Bhattacharya, B.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358413.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
burning rate
composite solid rocket propellant
acoustic emission system
erosive burning
Opis:
The burning rate of propellants plays a vital role among the parameters controlling the operation of solid rocket motors, therefore, it is crucial to precisely measure the burning rate in the successful design of a solid rocket motor. In the present review, a brief description of the methods for the determination of the burning rate of solid rocket propellants is presented. The effects of various parameters on the burning rate of solid propellants are discussed and reviewed. This review also assesses the merits and limitations of the existing different methods for the evaluation of the burning rate of solid rocket propellants.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2015, 12, 3; 593-620
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Development trends in artillery ammunition propellants
Analiza możliwości eliminacji nitrocelulozy z materiałów wybuchowych miotających
Autorzy:
Szala, Mateusz
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1075862.pdf
Data publikacji:
2020
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
nitrocellulose
energetic polymer
propellant
solid rocket propellant
nitroceluloza
polimery energetyczne
materiał miotający
stałe paliwo rakietowe
Opis:
Przedstawiono krótki rys historyczny stosowania nitrocelulozy (NC) w materiałach miotających. Przedyskutowano wady i zalety NC jako półsyntetycznego składnika prochów i paliw rakietowych. Następnie stosując klasyczny podział materiałów wybuchowych miotających szczegółowo przedyskutowano możliwości eliminacji nitrocelulozy z poszczególnych rodzajów prochów i paliw rakietowych. Na podstawie przeprowadzonych analiz zauważono, że w perspektywie najbliższych lat eliminacja NC z prochów jedno- i dwubazowych jest bardzo mało prawdopodobna. Obserwowane tendencje w rozwoju prochów trójbazowych również nie wskazują na eliminację NC a jedynie na zastępowanie nitroguanidyny za pomocą cyklicznych nitroamin. Prawdopodobna jest eliminacja NC z prochów kompozytowych typu LOVA. Jedynie stałe heterogeniczne paliwa rakietowe na bazie kauczuków syntetycznych oraz chloranu(VII) amonu, jako utleniacza, zostały uniezależnione od NC.
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 2; 5-16
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Preliminary Studies of a Propellant System for the Counterprojectile of an Active Protection System
Badania wstępne układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej
Autorzy:
Surma, Z.
Zahor, M.
Kupidura, P.
Leciejewski, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403548.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
mechanics
active protection system
rocket engine
solid rocket propellant
mechanika
system ochrony aktywnej
silnik rakietowy
stałe paliwo rakietowe
Opis:
This paper presents a selection of the deliverables for a research project intended to develop a technology demonstrator for a smart counterprojectile forming part of an active protection system. Given the required activation of the active protection system within a distance of ten or so metres from the protected facility, a solid-propellant rocket engine was used, which has the characteristics of a booster rocket. For the determined configuration of the rocket engine, the elements of the counterprojectile and missile launcher were designed, based on homogeneous rocket propellant of Polish origin. To confirm the validity of the adopted concept for the propulsion system solution, preliminary testing of the rocket engine was conducted using an engine test bed, and included the measurement of gas pressure and engine thrust for different masses of ignition charge. To ultimately verify the operation of the design, field testing of the counterprojectile propulsion system was carried out, based on which the parameters of projectile motion inside the missile launcher and along the initial flight path length were determined.
Zaprezentowano wybrane wyniki realizacji projektu badawczego, którego celem jest opracowanie demonstratora technologii inteligentnego antypocisku systemu ochrony aktywnej. Jako układ napędowy pocisku zastosowano silnik rakietowy na paliwo stałe o cechach silnika startowego ze względu na wymagane działanie systemu ochrony aktywnej w odległości do kilkunastu metrów od ochranianego obiektu. Wykorzystując homogeniczne paliwo rakietowe produkcji polskiej zaprojektowano i wykonano elementy antypocisku i wyrzutni. Przeprowadzono wstępne badania silnika rakietowego na hamowni, w ramach których dokonano pomiaru ciśnienia gazów i ciągu silnika dla różnych mas ładunku zapłonowego oraz doświadczalne badania poligonowe napędu antypocisku, na podstawie których wyznaczono parametry ruchu pocisku w wyrzutni i na początkowym odcinku toru lotu.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2017, 8, 2 (28); 33-42
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Determination of the Internal Ballistic Properties of Solid Heterogeneous Rocket Propellants
Autorzy:
Florczak, B.
Białek, M.
Cholewiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358111.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
solid heterogeneous rocket propellant (SHRP)
internal ballistic properties
laboratory rocket motor (LRM)
Opis:
This paper describes the determination of the internal ballistic properties of tubular, solid heterogeneous rocket propellant (SHRP) charges based on hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB) binder. The SHRP charges were screened (inhibited) on their external cylindrical surfaces and inserted into a laboratory rocket motor (LRM). These determinations originated from theoretical considerations and were developed using experimental measurements from static firings of SHRP charges in an LRM. Due to the design of the SHRP charge, its burning process began from the inner cylindrical surface and from both ends of the ring surfaces. The initial temperatures (Tp) of the SHRP charges tested were 233, 288 or 323 K in single static firing runs. On the basis of the pressure (p) of the combustion products of the SHRP vs. time (t) of the LRM operation, the dependence of the burning rates (rb) of the SHRP charges on (p) and on (Tp), and also the (rb) sensitivity to changes in (p) and (Tp), were determined by means of the indirect method.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2014, 11, 4; 589-601
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Theoretical and experimental investigations on a rocket propulsion system of projectiles intended for vehicle active protection system
Teoretyczno-doświadczalne badania rakietowego układu napędowego antypocisku systemu ochrony aktywnej pojazdów
Autorzy:
Surma, Zbigniew
Leciejewski, Zbigniew
Dzik, Arkadiusz
Białek, Marek
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1065644.pdf
Data publikacji:
2020
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
propulsion system
counter-projectile
solid rocket propellant
active protection system
układ napędowy
antypocisk
stałe paliwo rakietowe
system ochrony aktywnej
Opis:
W artykule zaprezentowano wybrane wyniki realizowanego w Wojskowej Akademii Technicznej projektu badawczego, którego celem jest wykonanie demonstratora technologii systemu ochrony aktywnej pojazdów oraz jego elementu w postaci inteligentnego antypocisku służącego do zwalczania pocisków przeciwpancernych w ustalonej odległości od ochranianego obiektu. Ze względu na specyfikę konstrukcji głowicy antypocisku zawierającej elementy elektroniczne, wrażliwe na duże przeciążenia, zdecydowano się zastosować jako układ napędowy antypocisku silnik rakietowy na paliwo stałe. Na podstawie określonych wymagań (założeń) w stosunku do układu napędowego antypocisku wyznaczono wymiary ładunku napędowego oraz bloku dyszowego, a następnie przeprowadzono obliczenia charakterystyk pracy projektowanego układu (ciśnienie gazów w komorze spalania i ciąg silnika w funkcji czasu, impuls całkowity ciągu). Analizy i badania przeprowadzono przyjmując znane właściwości homogenicznych stałych paliw NX rakietowych produkcji krajowej. W celu weryfikacji wyników analizy teoretycznej zrealizowano we współpracy z ZPS „GAMRAT” Sp. z o.o. w Jaśle doświadczalne badania na hamowni, które potwierdziły prawidłowość doboru paliwa oraz postawione na wstępie założenia dotyczące działania układu napędowego projektowanego antypocisku.
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 1; 133-143
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Studies of the Influence of Nano Iron(III) Oxide on Selected Properties of Solid Heterogeneous Propellants Based on HTPB
Autorzy:
Bogusz, R.
Magnuszewska, P.
Florczak, B.
Maranda, A.
Drożdżewska, K.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/358189.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
combustion rate modifier
nano iron(III) oxide
solid heterogeneous rocket propellant
HTPB
LRM
Opis:
This paper presents the results of investigations into the use of 56 nm nano iron(III) oxide as a combustion rate modifier in a solid heterogeneous rocket propellant (SHRP). A series of solid heterogeneous rocket propellants based on HTPB and ammonium perchlorate with different nano iron(III) oxide contents in the propellant composition were prepared and investigated. The ballistic parameters of the examined propellants were determined by combustion in a laboratory rocket motor (LRM). The ballistic properties were evaluated in the pressure range 5-10 MPa. It was found that the linear burning rate at 7 MPa was increased by 15% for 1% nano iron(III) oxide content in comparison to 0.2% content. Determination of the sensitivity to friction and impact, the calorific value, hardness and decomposition temperature of the derived propellants were also investigated.
Źródło:
Central European Journal of Energetic Materials; 2016, 13, 4; 1051-1063
1733-7178
Pojawia się w:
Central European Journal of Energetic Materials
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Numerical modelling of the thermo-mechanical response of a rocket motor to exhaust gases load
Autorzy:
Orłowska, M.
Panas, A. J.
Rećko, K.
Żyluk, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/280124.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
solid propellant rocket motors
thermo-elastic FEM analysis
nozzle thermal load
Opis:
A numerical model for analysis of thermal and mechanical loads of a rocket motor has been developed. This model of a solid propellant motor corresponds to a short range, fast lunch and cruise type missile. It has been elaborated using the Finite Element Method (FEM) incorporated into commercial Comsol/M code. The experimental data on the thrust profile have been utilised to develop proper initial and boundary conditions for forgoing numerical calculations. The studies have been focused on the temperature and stress evolution within the case and nozzle section of the rocket engine. A special attention has been paid to the graphite insert of the rocket motor throat. The performed analyses proved effectiveness of the modelling methodology that will be applied to investigations of the modified motor performance.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2014, 52, 3; 803-814
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
An analysis of the mechanical properties of HTPB-propellants using DMA
Analiza właściwości mechanicznych paliwa na bazie HTPB z wykorzystaniem metody DMA
Autorzy:
Gańczyk-Specjalska, Katarzyna
Magnuszewska, Paulina
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1075876.pdf
Data publikacji:
2020
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
dynamic mechanical analysis
solid rocket propellant
glass transition temperature
compressive strength
dynamiczna analiza mechaniczna
stałe paliwo rakietowe
temperatura zeszklenia
wytrzymałość na ściskanie
Opis:
W pracy przedstawiono właściwości termomechaniczne stałego paliwa rakietowego zawierającego polibutadien zakończony grupami hydroksylowymi. Do analizy właściwości mechanicznych wykorzystano dynamiczną analizę mechaniczną (DMA) dla dwóch różnych geometrii próbek (prostopadłościennej i walcowej). Przeprowadzono badania nieizotermiczne i izotermiczne w dwóch uchwytach: podwójny wspornik i ściskający. Na podstawie przeprowadzonych badań określono: – temperaturę zeszklenia miękkich i twardych segmentów w paliwie, – wpływ siły dynamicznej na odkształcenie próbki, – proces pełzania-relaksacji (na podstawie którego obliczono parametry w modelu Burgersa).
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2020, 12, 2; 81-91
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Temperature sensitivity of solid heterogeneous rocket propellant AP/HTPB/AI
Wrażliwość temperaturowa stałego heterogenicznego paliwa rakietowego AP/HTPB/Al
Autorzy:
Florczak, Bogdan
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1063113.pdf
Data publikacji:
2019
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Przemysłu Organicznego
Tematy:
solid heterogeneous rocket propellant
HTPB
laboratory rocket motor
temperature sensitivity
stałe heterogeniczne paliwa rakietowe
laboratoryjny silnik rakietowy
wrażliwość termiczna
Opis:
Przedstawiono wyniki z badań stałego heterogenicznego paliwa rakietowego (SHPR) zawierającego jako główne składniki: chloran(VII) amonu (AP) jako utleniacz, lepiszcze na bazie ciekłego syntetycznego kauczuku (HTPB), glin (Al) oraz dodatki technologiczne w laboratoryjnym silniku rakietowym (LSR) pozwalające na wyznaczenie wrażliwości termicznej paliwa.
Źródło:
Materiały Wysokoenergetyczne; 2019, 11, 2; 83-88
2083-0165
Pojawia się w:
Materiały Wysokoenergetyczne
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Regarding the Influence of High Frequency Combustion Instabilities on Operation of Solid Rocket Motors
Autorzy:
Safta, D.
Vasile, T.
Ion, I.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403482.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
thermodynamics of rocket propulsion
unsteady solid propellant combustion
combustion instabilities
pressure-coupled response
rocket motor
operation stability
Opis:
High frequency combustion instabilities imply a major risk for the solid rocket motor's stable operation and they are directly linked to the response of the solid propellant to the pressure coupling. Our paper aims at defining a linearized onedimensional flow study model of the solid propellant rocket motors' disturbed functioning analysis. Experimental researches were done with an adequate setup, built and improved in our lab, functioning on the basis of the nozzle throat intermittent modulating technique developed by ONERA researchers, able to evaluate the propellant response by the interpretation of the pressure oscillations damping in terms of propellant response.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 1 (3); 7-24
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Prediction of Internal Ballistic Parameters of Solid Propellant Rocket Motors
Autorzy:
Terzic, J.
Zecevic, B.
Baskarad, M.
Catovic, A.
Serdarevic-Kadic, S.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403510.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
rocket motors
solid propellant
burning rate
internal ballistic performances
prediction
losses
computer program
Opis:
A modular computer program named SPPMEF has been developed which isintended for purposes of predicting internal ballistic performances of solid propellantrocket motors. The program consists of the following modules: TCPSP (Calculation of thermo-chemical properties of solid propellants), NOZZLE (Dimensioning of nozzle and estimation of losses in rocket motors), GEOM (This module consists of two parts: a part for dimensioning of the propellant grain and a part for regression of burning surface) and ROCKET (This module provides prediction of an average delivered performance, as well as mass flow, pressure, thrust and impulse as functions of burning time). The program is verified with experimental results obtained from standard ballistic rocket test motors and experimental rocket motors. Analysis of results has shown that the established model enables high accuracy in prediction of solid propellant rocket motors features in cases where influence of combustion gases flow on burning rate is not significant.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2011, 2, 4 (6); 7-26
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 16

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