LOGIN TO YOUR ACCOUNT

Username
Password
Remember Me
Or use your Academic/Social account:

CREATE AN ACCOUNT

Or use your Academic/Social account:

Congratulations!

You have just completed your registration at OpenAire.

Before you can login to the site, you will need to activate your account. An e-mail will be sent to you with the proper instructions.

Important!

Please note that this site is currently undergoing Beta testing.
Any new content you create is not guaranteed to be present to the final version of the site upon release.

Thank you for your patience,
OpenAire Dev Team.

Close This Message

CREATE AN ACCOUNT

Name:
Username:
Password:
Verify Password:
E-mail:
Verify E-mail:
*All Fields Are Required.
Please Verify You Are Human:
fbtwitterlinkedinvimeoflicker grey 14rssslideshare1
Publisher: National Aviation University
Journal: Vìsnik Nacìonalʹnogo Avìacìjnogo Unìversitetu
Languages: English
Types: Unknown
Subjects: Motor vehicles. Aeronautics. Astronautics, TL1-4050
 Проаналізовано проблемні питання експлуатації авіаційних газотурбінних двигунів. Показано, що на основі теореми про газомеханічне регулювання кута атаки аеродинамічного профілю можна побудувати систему регулювання осьовим компресором, яка здатна забезпечити надійну роботу газотурбінного двигуна в будь-яких умовах експлуатації авіаційної техніки.  Problem questions of the gas-turbine engines exploitation are analysed. It is shown, that the gas-mechanics regulation of aerodynamic profile attack corner theorem allowed to design the regulation of the axial compressor system. This system is ability to provide reliable functioning of the gas-turbine engine at any service conditions.  Проанализированы проблемные вопросы эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей. Показано, что на основе теоремы о газомеханическом регулировании угла атаки аэродинамического профиля можно построить систему регулирования осевым компрессором, способную обеспечить надежную работу газотурбинного двигателя в любых условиях эксплуатации авиационной техники.
  • No references.
  • No related research data.
  • No similar publications.