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 "helicopter rotor" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 50
Tytuł:
Numerical simulation of model helicopter rotor in hover
Autorzy:
Doerffer, P.
Szulc, O.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1943245.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Politechnika Gdańska
Tematy:
transonic
hover
helicopter rotor
Opis:
The article presents details of a URANS simulation of the flow field near a hovering model of the Caradonna and Tung (1981) helicopter rotor [1]. The CFD code SPARC [2] proves to be capable of capturing the aerodynamics of a two-bladed rotor in high-speed transonic hover conditions. A comparison of the simulation results with the experimental data is acceptable, hence the described methodology might be used with confidence in future numerical studies of application of noise-reducing devices on helicopter blades.
Źródło:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2008, 12, 3-4; 227-236
1428-6394
Pojawia się w:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Time-accurate simulation of flow past PZL W-3A "Sokół" (Falcon) helicopter main rotor in forward flight
Autorzy:
Szulc, O.
Doerffer, P.
Żółtak, J.
Małecki, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1933943.pdf
Data publikacji:
2013
Wydawca:
Politechnika Gdańska
Tematy:
helicopter rotor
forward flight
chimera overlapping grid
Opis:
The paper presents the results of numerical simulations based on the URANS approach and the chimera overlapping grids technique of the main PZL W-3A "Sokół" (Falcon) helicopter rotor in forward flight conditions. The low-speed flight case models the helicopter rotor as parallel to the ground keeping forward speed of approximately 99km/h. Strong Blade-Vortex Interaction (BVI) is responsible for a high level of vibration and noise. The high-speed (266km/h) case reveals two main problems of modern helicopters: compressibility effects due to strong shock-wave boundary layer interaction on the advancing side and separation leading to a dynamic stall on the retreating side of the rotor. An attempt is made to correlate the results of the simulations with the very limited flight test data.
Źródło:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2013, 17, 1-2; 43-61
1428-6394
Pojawia się w:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Numerical analysis of high-speed impulsive (HSI) noise of PZL W3-A "Sokół" (Falcon) helicopter main rotor in forward flight
Autorzy:
Szulc, O.
Doerffer, P.
Tejero, F.
Żółtak, J.
Małecki, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1938632.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Politechnika Gdańska
Tematy:
aerodynamics
CFD
forward flight
helicopter rotor
HSI noise
shock wave
Opis:
The paper presents the results of a numerical simulation of the flow and acoustic field generated by the PZL W3-A “Sokół” (Falcon) helicopter main roto in high-speed forward flight conditions based on the URANS approach and the chimera overlapping grids technique. A refined CFD model (40+ million of control volumes, 600+ blocks chimera mesh) was designed to resolve the flow-field together with the low-frequency content of the acoustic pressure spectrum in the near-field of the rotor blades to allow high-speed impulsive (HSI) noise prediction. Detailed 3D data was recorded for one rotor revolution (approx. 3 TB) allowing exceptional insight into the physical mechanisms initiating the occurrence and development of the HSI noise phenomenon.
Źródło:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2015, 19, 2; 181-196
1428-6394
Pojawia się w:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Zjawisko i rodzaje oblodzenia profili łopat oraz struktury śmigłowca
The phenomenon and types of icing of helicopter rotor blade profile and structures
Autorzy:
Wróbel, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213947.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
lotnictwo
śmigłowce
oblodzenie profili łopat śmigłowca
aviation
helicopters
helicopter rotor blade profile
Opis:
Opracowanie zawiera opis zjawiska oblodzenia łopat i struktur śmigłowca, jak również rodzaju osadzajacego się lodu. Przedstawiono wpływ oblodzenia na charakterystyki aerodynamiczne profili lotniczych, w zależności od rodzaju lodu powstałego na powierzchniach w czasie badań laboratoryjnych, jak rownież fotografie śmigłowca po locie w warunkach oblodzenia.
The paper includes a description of helicopter blades icing and structures phenomena, as well as layered type of ice. The effect of icing on aerodynamic characteristics of airfoil profiles, depending on the type of ice formed on surfaces during the laboratory tests, as well as photographs of the helicopter in flight during icing conditions are also presented.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 340-346
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Modelowanie pionowych drgań łopat śmigłowca w systemie CATIA V5
Modeling of helicopter blades flapping in CATIA V5
Autorzy:
Kania, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/395591.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
Tematy:
drgania
śmigłowiec
wirnik nośny
CATIA V5
DMU Kinematics
Knowledge Advisor
kinetyka
kinetics
vibration
helicopter
helicopter rotor
Opis:
Zjawisko drgań układów mechanicznych jest istotnym problemem w projektowaniu części maszyn i mechanizmów. Szczególne ważne jest to w urządzeniach takich ja śmigłowce, w których nie można sobie pozwolić na awarię. Za pomocą modułów DMU Kinematics oraz Knownage Advisor w systemie Catia V5 został stworzony model drgań łopaty wirnika nośnego śmigłowca w układzie klasycznym. W tym modelu zostały odtworzone więzy kinematyczne występujące na rzeczywistym obiekcie oraz dodany opis równań ruchu łopaty w trzech kierunkach, to jest w płaszczyźnie ciągu, obrotów i przekręceń. Model ten pozwala na analizę zachowania się łopat przy różnych wymuszeniach, analizę maksymalnych wychyleń od położenia neutralnego oraz zbadanie zachowania się układu przy różnych wymiarach części składowych mechanizmu.
In this publication presents virtual vibration model of helicopter main rotor blade, created in modules DMU Kinematics and Knownage Advisor in Catia V5 system. In this model create all kinematic joints based on real object. This method of modeling allow to analyzing blade vibration with parameters of motion defined by user.
Źródło:
Postępy Nauki i Techniki; 2011, 7; 94-101
2080-4075
Pojawia się w:
Postępy Nauki i Techniki
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Rotorcraft thickness noise control
Autorzy:
Szulc, O.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/38627396.pdf
Data publikacji:
2021
Wydawca:
Instytut Podstawowych Problemów Techniki PAN
Tematy:
helicopter rotor
aerodynamics
aeroacoustics
CFD
noise reduction
active flow
noise control
surface transpiration
perforation
Opis:
The paper describes an innovative idea of Thickness Noise Control (TNC) based on adoption of a flow control strategy (i.e. surface ventilation) for acoustic attenuation of helicopter rotor periodic noise. The TNC method is relying on incorporation of multiple cavities (closed by perforated panels and linked to low- and high-pressure reservoirs) located in a symmetrical manner at front and rear portions of the blade tip. The efficiency of the new approach is verified using a two-bladed model rotor of Purcell (untwisted variant of the blade of Bell UH-1H Iroquois helicopter) in low-thrust hover conditions. The results of numerical simulations, obtained with CFD solver (Spalart–Allmaras turbulence and Bohning–Doerffer transpiration models), indicate that in the near-field of the blade tip, both the amplitude and spectral contents of pressure impulses of emitted thickness noise are significantly improved. The TNC method, in the proposed unsteady mode of operation, turns out to be a suitable means of thickness noise reduction in forward flight. Moreover, it is demonstrated that by proper azimuthal activation the efficiency is almost unaltered, while the rotor torque penalty and required transpiration mass-flux are decreased by a factor of 3–5 compared to a steady arrangement.
Źródło:
Archives of Mechanics; 2021, 73, 4; 391-417
0373-2029
Pojawia się w:
Archives of Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Passive control of shock wave applied to helicopter rotor high-speed impulsive noise reduction
Autorzy:
Doerffer, P.
Szulc, O.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1943208.pdf
Data publikacji:
2010
Wydawca:
Politechnika Gdańska
Tematy:
shock wave
passive control
perforated wall
transpiration
helicopter rotor in hover
high-speed impulsive noise
Opis:
A strong, normal shock wave, terminating a local supersonic area on an airfoil (or a helicopter blade), not only limits the aerodynamic performance, but also becomes a source of High-Speed Impulsive (HSI) noise. The application of a passive control system (a cavity covered by a perforated plate) on a rotor blade should reduce the noise created by the moving shock. This article describes numerical investigations focused on the application of a passive control device on a helicopter blade in high-speed transonic hover conditions to weaken the shock wave – the main source of HSI noise.
Źródło:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2010, 14, 3; 297-305
1428-6394
Pojawia się w:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
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
Tytuł:
Wielopłatowe, przegubowe śmigło ogonowe do śmigłowca klasy lekkiej
Autorzy:
Piłat, M. B.
Kaznowska, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/212567.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
awionika
aerodynamika śmigłowców
wielopłatowe bezprzegubowe śmigło ogonowe
śmigłowiec klasy lekkiej
avionics
helicopter aerodynamics
blade helicopter tail rotor
Opis:
Artykuł przedstawia koncepcję 4-łopatowego śmigła ogonowego dla śmigłowca klasy lekiej z torsjonowym przenoszeniem sił odśrodkowych oraz otunelowaniem typu DTR (Ducted Tail Rotor).
The article presents the concept of four blade helicopter tail rotor propeller to the helicopter of the light class with transfer of centrifugal forces by the torsion element and the tunnel duct of DTR (Ducted Tail Rotor) type.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 6 (201); 111-120
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Symulacja zjawiska pierścienia wirowego wokół wirnika śmigłowca w oparciu o rozwiązanie równań Naviera-Stokesa z uproszczonym modelem wirnika w postaci powierzchni skoku ciśnienia
Vortex ring state around helicopter rotor simulation using Navier-Stokes equations and actuator disc model
Autorzy:
Stalewski, W.
Dziubiński, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/212751.pdf
Data publikacji:
2006
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
symulacja zjawiska pierścienia wirowego
wirnik śmigłowca
równania Naviera-Stokesa
uproszczony model wirnika
vortex ring state
helicopter rotor simulation
Navier-Stokes equations
Opis:
W pracy omówiono zjawisko pierścienia wirowego oraz przedstawiono metodę komputerowej symulacji tego zjawiska. Metoda bazuje na rozwiązaniu równań Naviera-Stokesa opisujących niestacjonarny opływ śmigłowca wykonującego manewry. Zastosowano uproszczony model wirnika śmigłowca bazujący na powierzchni skoku ciśnienia. Symulacje przeprowadzono przy wykorzystaniu komercyjnego programu FLUENT rozwiązującego równania Naviera-Stokesa metodą objętości skończonych. Przedstawiono wyniki symulacji typowego lotu śmigłowca wprowadzającego go w stan pierścienia wirowego oraz manewrów umożliwiających wyjście z tego stanu.
This work contains the simulations results of Vortex Ring State appearance and evolution around main rotor of a helicopter. These calculations were based on solution of Navier-Stokes equations using the Fluent code. During this simulation An Actuator Disc model of fan has been used. This model assumes that a fan is a pressure jump generating surface. Two mashes has been used during this simulation: three dimensional and axisymmetrical two-dimensional. The most of the cases has been calculated using steady flow solutions, but unsteady model also has been applied. Main goal of this work was a calibration of model, in terms of simplifications influence on results, and also in comparison with experimental results. Two different conditions of flight has been considered: hover and vertical descent with various velocities along axis of rotor. The results has been analyzed to determinate Vortex Ring State conditions and confirmed, that Actuator Disc model can be used to qualitative analisys of VRS phenomena. It is assumed, that after a proper calibration this model can be used in further flight safety methods of VRS elimination research.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 1-2 (184-185); 65-71
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Flow control on helicopter – rotor blades via Active Gurney Flap
Sterowanie przepływem na łopatach wirnika nośnego śmigłowca
Autorzy:
Stalewski, W.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213441.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
helicopter rotor blades
active flow control
Active Gurney Flap
rotorcraft performance
łopaty wirnika śmigłowca
aktywne sterowanie przepływem
Aktywna Klapka Gurneya
osiągi wiropłatów
Opis:
The Active Gurney Flap (AGF) is a small, flat tab cyclically deployed and retracted at lower surface of the rotor blade near its trailing edge. It is expected that the device may improve performance of modern helicopters. The main goal of presented investigations was to develop research methodology and next to use it in studies on phenomena occurring in the flow around helicopter-rotor blades equipped with AGF. Conducted CFD simulations aimed at validation of the developed methodology as well as at significant supplementing and extension of results of experimental research. Simplified sensitivity analysis has been conducted aiming at determination of geometric and motion-control parameters of the AGF, optimal from point of view of helicopter-performance improvement. Fully three-dimensional simulations of the rotor flight aimed at determination of flight conditions, in which the use of Active Gurney Flaps could significantly improve the rotorcraft performance.
Aktywna Klapka Gurneya to niewielka, płaska płytka cyklicznie wysuwana i chowana prostopadle do dolnej powierzchni łopaty wirnika śmigłowca, ulokowana zazwyczaj w pobliżu krawędzi spływu łopaty. Zakłada się, że urządzenie może poprawić osiągi nowoczesnych helikopterów. Głównym celem prezentowanych badań było opracowanie odpowiedniej metodologii, a następnie użycie jej w badaniach zjawisk aerodynamicznych zachodzących w opływie łopat wirnika śmigłowca, wyposażonych w poruszające się klapki Gurneya. Przeprowadzone symulacje przepływu miały na celu walidację opracowanej metodyki, a także znaczne jej ulepszenie i rozbudowę, m.in. w oparciu o dostępne wyniki badań eksperymentalnych. Analiza wrażliwości została przeprowadzona w oparciu o uproszczoną 2/2,5-wymiarową analizę przepływu i miała ona na celu określenia parametrów geometrycznych i sterowania, optymalnych z punktu widzenia poprawy osiągów śmigłowca. W pełni trójwymiarowe symulacje lotu wirnika miały na celu określenie stanów lotu śmigłowca, w których zastosowanie Aktywnych Klapek Gurneya mogłoby istotnie polepszyć osiągi wiropłata.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 93-113
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Porównanie wyników badań doswiadczalnych obciążeń modelu wirnika nosnego śmigłowca z wynikami symulacji numerycznej programu FLIGHTLAB
Comparison of loads on helicopter rotor model - experiment VS FLIGHTLAB simulation
Autorzy:
Czechyra, T.
Bibik, P.
Narkiewicz, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/212563.pdf
Data publikacji:
2006
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
porównanie wyników badań doświadczalnych
obciążenia modelu wirnika nośnego śmigłowca
symulacja numeryczna programu FLIGHTLAB
comparison of loads
helicopter rotor model
experiment vs FLIGHTLAB simulation
Opis:
Celem pracy było badanie wpływu zaburzeń kształtu profili łopat na obciążenia wirnika. Badania dotyczyły wirnika śmigłowca IS-2. W referacie porównano wyniki badań eksperymentalnych obciążeń modelu wirnika śmigłowca prowadzonych w Instytucie Lotnictwa z obliczeniami programem FLIGHTLAB przeprowadzonymi na Politechnice Warszawskiej.
The results of simulation using FLIGHTLAB with wind tunnel experimental results of the helicopter main rotor model are presented. First the method of identification of the parameters of simulation model is described. Next sample results are presented and commented.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 1-2 (184-185); 241-245
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Projekt aerodynamiczny studialnego wirnika nosnego śmigłowca w oparciu o nowoczesne profile śmigłowcowe
Aerodynamic design of helicopter main rotor on the base of advanced airfoils
Autorzy:
Czechyra, T.
Kania, W.
Stalewski, W.
Żółtak, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213818.pdf
Data publikacji:
2008
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
lotnictwo
studialny wirnik nośny śmigłowca
nowoczesne profile śmigłowcowe
aviation
helicopter main rotor
base of advanced airfoils
Opis:
W artykule omówiono rezultaty prac badawczo-projektowych dotyczących aerodynamicznego projektu studialnego wirnika nośnego. Punkt wyjścia stanowiła rodzina nowoczesnych profili śmigłowcowych opracowanych w Zakładzie Aerodynamiki zaś celem pracy było zaprojektowanie wirnika tak, aby dzięki zastosowaniu nowej generacji profili łopat uzyskane polepszenie jego własności aerodynamicznych. Proces numerycznego projektowania wirnika nośnego przeprowadzono wykorzystując szereg programów z zakresu obliczeniowej mechaniki płynów oraz programów wspomagających projektowanie i optymalizację konstrukcji. Przyjęte aerodynamiczne kryteria projektowania i optymalizacji wirnika dotyczyły minimalizacji mocy niezbędnej do napędu wirnika a także eliminacji w opływie łopat wirnika potencjalnych źródeł hałasu oraz oderwania przepływu mogących prowadzić do buffetingu łopat. Dla finalnej wersji zaprojektowanego studialnego wirnika nośnego przeprowadzono szereg symulacji opływu w wybranych stanach lotu śmigłowca. Uzyskane wyniki potwierdzily spełnienie przyjętych kryteriów projektowania. Ostateczna ocena własności zaprojektowanego wirnika zrealizowana będzie w oparciu o wyniki planowanych badań eksperymentalnych.
Research results, concerning the study of aerodynamic design of helicopter main rotor, have been presented. The main goal was to obtain improved aerodynamic properties of the rotor. To achieve this, advanced helicopter airfoil family has been developed. The design process was performed basing on computational technique, using several CFD and CAD codes. Assumed aerodynamic objectives concerned a minimisation of power required to drive the rotor and elimination of potential noise and buffet sources like shock waves or deep stall. Detailed CFD analysis of aerodynamic properties has been performed for final version of the rotor. Computational results confirmed that the designed rotor fulfils most of assumed design criteria. Aerodynamic properties of the rotor will be definitely evaluated on the base of planned wind tunnel tests, where a main rotor model with new designed blades will be investigated.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 124-136
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Transonic flows, shock wave-turbulent boundary layer interaction
Autorzy:
Doerffer, P.
Kaczyński, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/1953982.pdf
Data publikacji:
1998
Wydawca:
Politechnika Gdańska
Tematy:
transonic flows
shock waves
turbulent boundary layer interaction
computational fluid dynamics CFD
CFD
flow configurations
profile flow
helicopter rotor
hovering
forward flight
internal flows
Opis:
Shock wave-boundary layer interaction is one of the most important phenomenon in transonic flows. Due to its complexity it is difficult as well for experimental as for numerical study. The growing potential of CFD is therefore of great importance. Different aspects of shock wave-boundary layer interaction should be studied in different flow configurations. Therefore results concerning profile flow, helicopter rotor at hovering and forward flight and internal flows are presented in this paper. These are to illustrate our ability in CFD in general. Besides flow simulation the development of codes is carried out.
Źródło:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 1998, 2, 2; 271-286
1428-6394
Pojawia się w:
TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Review of Polish Aeronautical Fatigue Work 2005-2007
Przegląd Polskich Prac z Dziedziny Zmęczenia Konstrukcji Lotniczych 2005-2007
Autorzy:
Niepokólczycki, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213720.pdf
Data publikacji:
2007
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
zmęczenie konstrukcji lotniczych
próby zmęczeniowe głowic
próby zmęczeniowe statecznika śmigłowca PZL SW-4
próby zmęczeniowe usterzenia samolotu
obciążenia zmęczeniowe
aeronautical fatigue work
test of tail rotor
helicopter rotor shaft
horizontal stabilizer of PZL S-4 helicopter
Opis:
This review gives a summary of work performed in Poland in the area of aeronautical fatigue during the period from April 2005 to march 2007. The various contributions to this review come from the following sources: Institute of Aviation, Warsaw; Air Force Institute of Technology, Warsaw; University of Minning and Mettalurgy, Cracow; Military University of Technology, Warsaw; Rzeszow University of Technology, Rzeszow; Warsaw University of technology, Warsaw; PZL ŚWIDNIK, Świdnik; PZL MIELEC, Mielec. The names of the principal investigators and their affiliations are presented between brackets at the end of each topic title.
W publikacji zaprezentowano w formie streszczeń przegląd prac z dziedziny zmęczenia konstrukcji lotniczych opublikowanych w latach 2005-2007 pod redakcją Antoniego Niepokólczyckiego z udziałem następujących współautorów: Marek Stawski - PZL Świdnik, Janusz Pietruszka - PZL Mielec , Józef Krysztofik - Instytut Lotnictwa, Warszawa, Mirosław Nowakowski - Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych, Warszawa; Sebastian Szałkowski - Instytut Lotnictwa, Warszawa; Lucjan Witek - Politechnika Rzeszowska; Mirosław Rodzewicz - Politechnika Warszawska; Anna Boczkowska - Politechnika Warszawska; Elżbieta Szymczyk - Wojskowa Akademia Techniczna; Jerzy Kaniowski - Instytut Lotnictwa, Warszawa; Marek A. Dębski - Instytut Lotnictwa, Warszawa; Daniel K. Dębski - Politechnika Warszawska; Krzysztof M. Gołoś - Politechnika Warszawska; Jan Kaźmierski - Instytut Lotnictwa, Warszawa.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2007, 1 (188); 1-44
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 50

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