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 ""Badania w locie"" wg kryterium: Wszystkie pola

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-10 z 10
    Tytuł:
    Flight tests of turboprop engine with reverse air intake system
    Badania w locie silnika turbośmigłowego z układem wlotowym powietrza o odwróconym przepływie
    Autorzy:
    Idzikowski, M.
    Miksa, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36389792.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    light aircraft
    flight tests
    turboprop engine installation
    turboprop engine integration
    reverse air flow to engine
    samolot lekki
    badania w locie
    zabudowa silnika turbośmigłowego
    integracja silnika turbośmigłowego
    odwrócony przepływ powietrza do silnika
    Opis:
    This work presents selected results of I-31T propulsion flight tests, obtained in the framework of ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft) project. I-31T test platform was equipped with TP100, a 180 kW turboprop engine. Engine installation design include reverse flow inlet and separator, controlled from the cockpit, that limited ingestion of solid particulates during ground operations. The flight tests verified proper air feed to the engine with the separator turned on and off. The carried out investigation of the intake system excluded possibility of hazardous engine operation, such as compressor stall, surge or flameout and potential airflow disturbance causing damaging vibration of the engine body. Finally, we present evaluation of total power losses associated with engine integration with the airframe.
    Praca zawiera wybrane wyniki badań w locie zespołu napędowego samolotu I-31T, które uzyskano podczas realizacji europejskiego projektu badawczego ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). Samolot I-31T jako platforma badawcza był wyposażony w silnik turbośmigłowy typu TP100 o mocy startowej 180 kW. Projekt zabudowy silnika uwzględniał wlot powietrza o odwróconym przepływie i sterowany z kabiny separator ograniczający do minimum pochłanianie przez silnik obcych ciał podczas operowania samolotu na ziemi. Omawiane próby w locie miały na celu sprawdzenie prawidłowości zasilania silnika powietrzem poprzez układ wlotowy z separatorem wyłączonym i włączonym. Przeprowadzone badania układu wlotowy wykluczyły wystąpienie niebezpiecznych charakterystyk użytkowania silnika takich jak: przeciągniecie sprężarki, pompaż czy gaśnięcie oraz potencjalne zaburzenia przepływu powietrza w układzie, mogące powodować powstawanie szkodliwych drgań korpusu silnika. Przytoczono także wyniki oceny sumarycznych strat mocy silnika związanych z jego zabudową na płatowcu.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2018, 3 (252); 30-39
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania w locie śmigłowca Mi-17-1V
    Flight tests of helicopter Mi-17-1V
    Autorzy:
    Nowakowski, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212988.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    próby i badania
    lot śmigłowca Mi-17-1V
    flight tests
    helicopter Mi-17-1V
    Opis:
    Badania w locie statków powietrznych przeprowadza się dla statków nowo produkowanych i modernizowanych lub będących na wyposażeniu lotnictwa Sił Zbrojnych a także dla innego sprzętu lotniczego. Badania nowego sprzętu lotniczego przeprowadza się przed wprowadzeniem go do produkcji i eksploatacji. Celem tych badań jest określenie charakterystyk taktyczno-technicznych sprzętu lotniczego. W Instytucie Technicznym Wojsk Lotniczych prowadzone były badania funkcjonalne wyposażenia zabudowanego na śmigłowcu oraz badania mające na celu określenie własności lotnych i osiągów śmigłowca. Przeprowadzono szereg lotów próbnych, które wykonano zgodnie z opracowaną metodyką uwzględniającą przepisy JAR 29. Parametry lotu i sterowania śmigłowca zapisywane były podczas wykonywania lotów próbnych doświadczalnych za pomocą aparatury pomiarowo-rejestrującej. Ich późniejsza analiza pozwoliła na ocenę stateczności statycznej podłużnej i kierunkowej, sterowności i manewrowości oraz osiągów zmodernizowanego śmigłowca. W referacie omówione zostaną wybrane badania w locie zmodernizowanego śmigłowca Mi-17-1V z podaniem zwięzłej charakterystyki.
    In-flight tests and measurements are usually performed for newly built or modernised aircraft utilised by the Polish Armed Forces. In the course of the in-flight tests the airborne equipment is investigated also. New aeronautical designs are flight tested prior to their being introduced into production and then service. The testing work has been aimed at defining technical requirements and characteristics of aeronautical systems. What ITWL has been engaged in are both functional testing of devices/systems built in helicopters and tests intended to determine flying qualities and performance thereof. Numerous test flights have been flown in compliance with a newly developed methodology, with account taken of the Joint Airworthiness Requirements – JAR 29 – Large Rotorcraft. Helicopter flight data and control parameters have been recorded in the course of experimental test flights by means of the measuring and recording apparatus. The post-flight analyses of the recorded data have allowed then to assess longitudinal static stability and directional stability, dynamic stability, manoeuvrability and agility, and performance of modernised helicopter. The paper has been intended to discuss some selected flight tests of the upgraded Mi-17-IV helicopter with a brief account of specifications.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 10 (219); 247-256
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Monitor magistrali CAN systemu pośredniego sterowania samolotem PZL-110
    CAN bus monitor of the fly-by-wire control system used on PZL110 aircraft
    Autorzy:
    Rzucidło, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/328660.pdf
    Data publikacji:
    2004
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Polskie Towarzystwo Diagnostyki Technicznej PAN
    Tematy:
    monitorowanie
    rejestracja
    sterowanie pośrednie
    CAN
    badania w locie
    monitoring
    acquisition
    FBW
    in-flight tests
    Opis:
    W eksperymentalnym systemie pośredniego sterowania SPS-1 samolotem PZL-110 "Koliber" zastosowano magistralę danych CAN. Pozwala ona na wymianę informacji pomiędzy poszczególnymi urządzeniami. Monitorowanie pakietów danych pojawiających się na magistrali może być bardzo pomocne w trakcie badań pojedynczych urządzeń, podczas integracji systemu, badań laboratoryjnych jak i w trakcie prób w locie. W niniejszym opracowaniu przedstawiono narzędzie do monitorowania magistrali CAN, które rozwijano równolegle z systemem pośredniego sterowania samolotem i wykorzystywano w kolejnych etapach prac nad nim. Głównym elementem systemu monitorującego jest oprogramowanie. Pozwala ono nie tylko na podgląd, rejestrację i wstępną obróbkę danych lecz również umożliwia sterowanie poszczególnymi urządzeniami, symulację wybranych modułów sprzętowych i diagnostykę magistrali.
    The CAN data bus was used in the project of the experimental Fly-by-Wire control system (SPS-1) mounted on the board of PZL-110 "Koliber" general aviation aircraft. This solution allows to free communication between individual modules of system. Monitoring of the bus state and data frames is useful during particular hardware tests, system integration, laboratory and in-flight tests. This report intends to present specific monitor tool developed simultaneously to SPS-1. Main part of CAN monitoring system is software. It realizes acquisition, visualization and conversion of booked data. Beside of it CAN Monitor controls and simulates selected modules of SPS-1 system and it works as the bus diagnostics tool.
    Źródło:
    Diagnostyka; 2004, 31; 37-42
    1641-6414
    2449-5220
    Pojawia się w:
    Diagnostyka
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badanie wpływu wartości kąta skoku ogólnego łopat wirnika nośnego na właściwości lotne wiatrakowca
    Testing the influence of rotor blade pitch angle on the gyroplane flight properties
    Autorzy:
    Cieślak, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212339.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    wiatrakowiec
    badania w locie
    wirnik nośny
    autorotacja
    kąt skoku ogólnego
    gyroplane
    flight tests
    main rotor
    autorotation
    blade pitch angle
    Opis:
    Powszechnie użytkowane na świecie wiatrakowce wyposażone są najczęściej w wirniki nośne, których kąt skoku ogólnego pozostaje niezmienny w czasie lotu. Jego wartość dobierana jest zwykle dla danego typu konstrukcji na etapie projektowania oraz w czasie prób w locie i musi być na tyle uniwersalna, aby umożliwiała loty i manewrowanie wiatrakowca w pełnym zakresie warunków eksploatacji. W niniejszej pracy przeprowadzono analizę wyników badań w locie, których celem była ocena wpływu wartości kąta skoku ogólnego na parametry pracy huśtawkowego autorotacyjnego wirnika nośnego oraz właściwości lotne wiatrakowca. Badania wykonano dla trzech wariantów wirnika nośnego o różnych wartościach kąta skoku ogólnego. Dla wszystkich wirników wykonano loty według zdefiniowanego programu prób obejmującego określone manewry. Zarejestrowane dane podzielono na grupy odpowiadające poszczególnym stanom lotu. Podczas opracowania wyników analizom poddano m.in. zakresy prędkości obrotowych wirnika w locie, prędkość wznoszenia i opadania a także wartość osiąganego współczynnika obciążeń. Wykonane badania mogą posłużyć jako źródło danych wykorzystywanych do projektowania nowych wirników autorotacyjnych i doboru ich parametrów konstrukcyjnych w celu uzyskania optymalnych rozwiązań.
    Gyroplanes that are commonly used in the world are mostly equipped with rotors in which blade pitch angle remains fixed during the flight For the particular type of structure this value is usually selected at the design stage and during the flight tests and it must be universal enough to enable flights and maneuvering of gyroplane in the full range of operating conditions. This paper analyzes the results of the flight tests aimed to evaluate influence of rotor blade pitch angle on work of the autorotation teetering rotor and gyroplane flight properties. The tests were performed for three variants of the rotor with different values of the blade pitch angle. For all rotors flights were made according to a described test program comprising the defined maneuvers. The recorded data were divided into groups corresponding to the various cases of flight. While elaborating the results it was analyzed, among other things, rotation speed ranges of the rotor in flight, rate of climb and descent as well as value of the maneuvering load factor. Performed research can be used as source of data to design new autorotation rotors and to selection of their construction parameters to achieve optimal solutions.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 4 (241); 42-53
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Ocena wzrostu niezawodności w bezzałogowym statku latającym podczas kolejnych faz badania w locie
    Reliability growth estimation for unmanned aerial vechicle during flight-testing phases
    Autorzy:
    Yu, Y.
    Cui, W.
    Song, B.
    Wang, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/301049.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN
    Tematy:
    niezawodność
    wzrost niezawodności
    badanie wzrostu niezawodności
    metoda bayesowska
    reliability
    reliability growth
    reliability growth testing
    Bayesian method
    Opis:
    Samoloty muszą być testowane w locie podczas procesu ich opracowywania i dla zapewnienia niezawodności powinny przejść, podczas faz badania w locie, proces wzrostu niezawodności obejmujący kolejne etapy: testowania, poszukiwania ukrytego uszkodzenia, udoskonalania i ponownego testowania. Jednakże z powodu złożonej budowy samolotów i wysokich kosztów badań w locie, badania wzrostu niezawodności z reguły przeprowadza się na małych próbkach. Trudno jest zatem ocenić wzrost niezawodności w kolejnych fazach badań w locie. W niniejszej pracy do estymacji wzrostu niezawodności zastosowano metodę bayesowską dla dwumianowego wzrostu niezawodności opartą na rozkładzie a priori Dirichleta oraz obliczono parametry rozkładu a posteriori wykorzystując metodę symulacji Markov-Chain Monte Carlo. Metodę zastosowano w kolejnych fazach badań w locie bezzałogowego statku latającego (Unmanned Aerial Vehicle), a użyty przykład pokazuje, iż metoda oparta na rozkładzie a priori Dirichleta może skrócić czas badań w locie. Parametry rozkładu a priori łatwo jest potwierdzić na podstawie uprzednio znanych informacji. Proponowana metoda nadaje się do oceny badań wzrostu niezawodności podczas kolejnych etapów badań w locie.
    It is necessary for airplanes to be fl ight-tested during the development process, and they should pass the testing/failurefi nding/improvement/re-testing reliability growth process during the fl ight-testing phases to ensure its reliability. However, due to airplane complexity and the high costs of fl ight-testing, the reliability growth testing is usually done with small samples. It is thus diffi cult to estimate the reliability growth during the fl ight-testing phases. In this paper, Bayesian method for binomial reliability growth based on the Dirichlet prior distribution is applied to reliability growth estimation, and the parameters of the posterior distribution are calculated by using the simulation method of Markov-Chain Monte Carlo. The method is applied to the Unmanned Aerial Vehicle test fl ight phases, and the example shows that the method based on the Dirichlet prior distribution can save the fl ight-testing time. It is easy to confi rm the parameters of the prior distribution by using the prior information. The proposed method is suitable for reliability growth testing estimation during fl ight-testing stages.
    Źródło:
    Eksploatacja i Niezawodność; 2010, 2; 43-47
    1507-2711
    Pojawia się w:
    Eksploatacja i Niezawodność
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania w locie rzeczywistych obciążeń eksploatacyjnych w elementach struktury samolotu SU-22UM3K
    Flight tests of real operational loads in elements of the SU-22UM3K aircraft strukture
    Autorzy:
    Nowakowski, M.
    Jakielaszek, Z.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1366729.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Instytut Naukowo-Wydawniczy TTS
    Tematy:
    obciążenie eksploatacyjne
    samolot u-22UM3K
    operating load
    airplane u-22UM3K
    Opis:
    W pracy przedstawiono autorski system pomiarowo-rejestrujący do zbierania informacji o obciążeniach eksploatacyjnych występujących w elementach struktury samolotu Su-22UM3K. Badania obciążeń w wybranych elementach konstrukcji płatowca samolotu Su-22UM3K przeprowadzono z wykorzystaniem systemu pomiarowego KAM-500. W opracowaniu systemu wykorzystano modułową budowę co pozwala na zmianę konfiguracji systemu zgodnie z potrzebą zadania pomiarowego. Badania w locie obciążeń obejmowały elementy zadań występujące w programie szkolenia lotniczego na samolocie Su-22UM3K w celu dostarczanie informacji o rzeczywistym profilu eksploatacji oraz określenie reprezentatywnych tensometrycznych kanałów pomiarowych w dalszej eksploatacji samolotu.
    The paper has been intended to present an original measuring-and-recording system to collect information on service loads that arise in structural components of the Su-22UM3K aircraft. Research work into loads in some selected structural components of the Su-22UM3K has been carried out with the KAM-500 measuring system applied. Modular design has been used to develop the system. This, in turn, allows of changes in the system’s configuration, according to what a measuring task requires. The flight testing of loads has covered items of tasks included in the flying training program for the Su-22UM3K to collect/deliver data on an actual service profile and to determine representative straingauge measuring channels to be utilized in further aircraft’s service.
    Źródło:
    TTS Technika Transportu Szynowego; 2015, 12; 1132-1139
    1232-3829
    2543-5728
    Pojawia się w:
    TTS Technika Transportu Szynowego
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numeryczne obliczenia trwałości zmęczeniowej głównego węzła mocowania skrzydła samolotu wojskowego
    Numerical calculations of fatigue life of a wing-root main joint of a military plane
    Autorzy:
    Kurdelski, M.
    Baraniecki, R.
    Leski, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/208445.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    trwałość zmęczeniowa
    krzywa S-N
    MES (metoda elementów skończonych)
    badania w locie
    fatigue life
    S-N curve
    FE model
    load spectrum
    Opis:
    Celem pracy było oszacowanie trwałości zmęczeniowej węzłów siłowych skrzydła samolotu Su-22. Powyższy cel zrealizowano, wykonując kompleksowe badania obejmujące między innymi analizę profilu eksploatacji samolotów, pomiary tensometryczne podczas lotów oraz modelowanie numeryczne. W niniejszej pracy przedstawiono zarys działań realizowanych w poszczególnych fazach badań. Opisano zarówno stosowane metody obliczeniowe, jak i sprzęt pomiarowy. Obliczenia trwałości wykonano metodą krzywej S-N na podstawie rzeczywistego widma obciążeń, stanu naprężenia wyznaczonego podczas obliczeń numerycznych.
    Assessment of the fatigue life of the Su-22 wing-root joint was rhe purpose of the work. Numerous tasks have been carried out, e.g., operational profile analysis, flight tests, stress measurement, as well as numerical calculations. The general algorithm of this complex work was presented in this paper. The applied methods and instrumentation were described. Fatigue life calculations was carried out using idea of S-N safe curve based on the real load spectrum and on the stress distribution calculated by meas of FE technique.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2006, 55, 4; 113-125
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Implementation of flight tests in order to develop new flight techniques for takeoffs and landings in a limited space for helicopter W-3A SOKOL
    Realizacja prób w locie w celu opracowania nowych technik startów i lądowań w ograniczonej przestrzeni na śmigłowcu W-3A SOKÓŁ
    Autorzy:
    Chołożyński, E.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212628.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania w locie wiropłatów
    rotocraft flight tests
    Opis:
    Gradually increasing group of users the W-3A helicopter and a rapid increase in the use of helicopters in urban areas with limited space for takeoffs and landings requires from helicopter manufacturers to develop new piloting techniques which ensure the complete safety of flight. Confirmation of the feasibility of new techniques for takeoffs and landings in the limited space on the helicopter W-3A was carried out during the flight tests which are made by PZL Flight Test Division in the framework of a research project conducted by the Institute of Aviation During the trial carried out: • Assess the size range of a vortex ring and the maneuverability of a helicopter in this state • Minimize the danger area of H-V • Determine the possibility OEI flight • Determine the minimum space for takeoffs and landings, depending on the weight of the helicopter and height of surrounding obstacles. This presentation shows how flight tests were conducted since the preparation of a helicopter to trials, through their implementation, and ending on the development of procedures for takeoffs and landings to the Flight Manual and their verification by representatives of the EASA.
    Sukcesywnie zwiększająca się grupa użytkowników śmigłowca W-3A oraz gwałtowny wzrost wykorzystania śmigłowców w aglomeracjach miejskich jak i w obszarach o ograniczonej przestrzeni do startów i lądowań wymaga od producentów śmigłowców wypracowania nowych technik z zapewnieniem pełnego bezpieczeństwa lotu. Potwierdzenie możliwości wykonania nowych technik startów i lądowań w ograniczonej przestrzeni na śmigłowcu W-3A przeprowadzono podczas prób w locie, które wykonał Wydział Prób w Locie PZL Świdnik w ramach projektu badawczego prowadzonego przez Instytut Lotnictwa. Podczas prób należało: • Ocenić wielkość strefy występowania pierścienia wirowego oraz możliwości pilotażowe śmigłowca w tym stanie • Zminimalizować strefy H-V • Określić możliwość wznoszenia w locie jednosilnikowym • Określić minimalną przestrzeń do startów i lądowań w zależności od ciężaru śmigłowca jak i wysokości otaczających przeszkód. Niniejszy referat przedstawia sposób w jaki przeprowadzono próby w locie od momentu przygotowania śmigłowca do prób, poprzez ich realizację, a kończąc na wypracowaniu procedur startów i lądowań do Instrukcji Użytkowania w Locie i ich weryfikacji przez przedstawicieli EASA.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 9 (218); 5-10
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Ground and in-fligh testing of cooling efficiency of turboprop engine compartment
    Badania na ziemi i w locie skuteczności chłodzenia przedziału silnika turbośmigłowego
    Autorzy:
    Idzikowski, M.
    Miksa, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213173.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    light aircraft
    in-flight tests
    turboprop engine installation
    turboprop engine integration in airframe
    engine compartment cooling
    samolot lekki
    badania w locie
    zabudowa silnika turbośmigłowego
    integracja silnika turbośmigłowego z płatowcem
    chłodzenie przedziału silnika
    Opis:
    This article presents selected results of I-31T propulsion tests, obtained in the framework of EU project ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). I-31T aircraft, as a testbed, was fitted with 180 kW turboprop engine TP100. The scope of the work include results of ground and in-flight tests of engine compartment cooling suitability. The purpose of the cooling tests was to prove that temperatures of the propulsion components are within limits set by the engine manufacturer for the engine type in the most disadvantageous conditions on the ground and in flight up to aircraft maximum altitude, maximum ambient temperature and after standard engine shutdown. Engine oil cooling is beyond the scope of this work.
    Praca zawiera wybrane wyniki badań w locie zespołu napędowego samolotu I-31T, które uzyskano podczas realizacji europejskiego projektu badawczego ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). Samolot I-31T jako platforma badawcza był wyposażony w silnik turbośmigłowy typu TP100 o mocy startowej 180 kW. W pracy przedstawiono wyniki prób na ziemi i w locie przeprowadzone pod kątem sprawdzenia prawidłowości chłodzenia przedziału silnika. Prezentowane badania prezentują przeprowadzone próby chłodzenia aby dowieść, że temperatury elementów zespołu napędowego utrzymywane są w zakresie ograniczeń, ustalonych dla tych elementów przez producenta silnika, w najbardziej niekorzystnych warunkach użytkowania na ziemi i w locie do maksymalnej wysokości lotu i w warunkach maksymalnej temperatury otaczającej atmosfery oraz po normalnym wyłączeniu silnika. Praca nie porusza tematu chłodzenia oleju silnika. Słowa kluczowe: samolot lekki, badania w locie, zabudowa silnika turbośmigłowego, integracja silnika turbośmigłowego z płatowcem, chłodzenie przedziału silnika.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 16-24
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-10 z 10

      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