Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Validation of the energy consumption model for a quadrotor using Monte-Carlo simulation

Głębocki Robert, Żugaj Marcin, Jacewicz Mariusz

Archive of Mechanical Engineering

|

2023

|

LXX, nr 1

151–-178

EN

Unmanned, battery-powered quadrotors have a limited onboard energy resources. However, flight duration might be increased by reasonable energy expenditure. A reliable mathematical model of the drone is required to plan the optimum energy management during the mission. In this paper, the theoretical energy consumption model was proposed. A small, low-cost DJI MAVIC 2 Pro quadrotor was used as a test platform. Model parameters were obtained experimentally in laboratory conditions. Next, the model was implemented in MATLAB/Simulink and then validated using the data collected during real flight trials in outdoor conditions. Finally, the Monte-Carlo simulation was used to evaluate the model reliability in the presence of modeling uncertainties. It was obtained that the parameter uncertainties could affect the amount of total consumed energy by less than 8% of the nominal value. The presented model of energy consumption might be practically used to predict energy expenditure, battery state of charge, and voltage in a typical mission of a drone.

2

Analysis of selected parameters of the GPS receiver using the Sonex LL aircraft

Szkudlarz Henryk, Mądrzycki Przemysław, Karczmarz Dariusz, Gorczyca Joanna, Sułkowski Paweł, Puchalski Wojciech

Journal of KONBiN

|

2019

|

Vol. 49, iss. 1

175--207

EN

This article presents the preparation and performance of tests of a GPS receiver in terms of confirming the selected technical parameters. Due to impossibility to carry out the tests with the use of classic ground methods, an unconventional method that uses a Sonex LL air platform was developed.

PL

Niniejszy artykuł przedstawia przygotowania oraz realizację badań odbiornika GPS w zakresie potwierdzenia wybranych parametrów technicznych. Ze względu na brak możliwości przeprowadzenia badań klasycznymi metodami naziemnymi opracowano niekonwencjonalną metodę wykorzystującą platformę powietrzną Sonex LL.

3

Flight tests of turboprop engine with reverse air intake system

Idzikowski M., Miksa W.

Transactions on Aerospace Research

|

2018

|

Nr 3 (252)

30--39

EN

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.

PL

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.

4

The influence of the blades leading edge anti-erosion protection on main rotor performances

Wojtas M., Czajkowski Ł., Sobieszek A.

Journal of KONES

|

2018

|

Vol. 25, No. 2

409--414

EN

This article presents the influence of rotor blade airfoil shape on main rotor performances. In this case, we analysed the influence of anti-erosion tape, which is applied to the leading edge of the blade to protect the blades from environmental conditions. In Gyro-Tech Innovation an Aviation Company and Institute of Aviation the independent tests of helicopter and gyroplane main rotors were performed. Research includes: bench tests, on the test stand for dynamic testing of insulated rotors and tests on two flying constructions, gyroplane Cavalon produced by AutoGyro GmbH Company and ultralight helicopter Dynali H3. On the test bench, a two-blade rotor, used in ultralight and unmanned helicopters, was tested. In article, the authors present importance of the proper selection and application of anti-erosion coatings on rotor blades. Discuss the behaviour of the above-mentioned constructions with main rotor blades leading edge covered anti-erosion tape, during flight tests. The results of bench tests, including the comparison of polar curves of the main rotor with anti-erosion coating and without were also presented and discussed. In the summary of this article among others the solution of technological pocked introduced in the rotor blade, corresponding to the thickness of the anti-erosion tapes, in such way that after tape is applied it does not change the contour of the blade airfoil were presented.

5

The use of photogrammetry for special flight tests

Brzęczek J., Mikrut S.

Eksploatacja i Niezawodność

|

2017

|

Vol. 19, no. 4

597--603

EN

Carrying out flight tests of de-icing systems of aircraft in real or artificial conditions, apart from the measurement of the temperature of the heated areas, requires the verification of the work of the installations in the form assessment of the places of the formation of ice accretions rate and their size. To measure them in the mentioned about tests the authors applied the photogrammetric method, and the obtained results were verified with flight tests, including certified tests. The application of the photogrammetric method in such analyses with the example of processing of the obtained pictures gives base for the assessment of its usefulness and the directions of development in similar applications.

PL

Prowadzenie prób w locie instalacji odlodzeniowych statków powietrznych w warunkach rze-czywistych lub sztucznych, oprócz pomiaru temperatury ogrzewanych powierzchni wymaga weryfikacji pracy instalacji w postaci oceny miejsc osadzania się tworów lodowych i ich roz-miarów. Do ich pomiaru w wymienionych próbach autorzy zastosowali metodę fotograme-tryczną, a uzyskane wyniki zweryfikowali próbami w locie, w tym próbami certyfikacyjnymi. Zastosowanie metody fotogrametrycznej do takich analiz z przykładem przetwarzania uzyski-wanych obrazów daje podstawę do oceny jej przydatności oraz kierunków rozwoju w podobnych zastosowaniach.

6

Badanie wpływu wartości kąta skoku ogólnego łopat wirnika nośnego na właściwości lotne wiatrakowca

Cieślak S.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2015

|

Nr 4 (241)

42--53

PL

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.

EN

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.

7

Assumptions of the joined wing flying model programme

Galiński C., Hajduk J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2015

|

Nr 1 (238)

7--21

EN

Joined wing configuration is considered as a candidate for future airplanes. Potentially it should allow reducing both empty weight and drag of the airplane. Both effects can reduce the fuel consumption thus decreasing operational costs and greenhouse gasses emission. However this configuration is very difficult to apply due to the aerodynamic coupling and static indeterminacy. This paper presents the research project taken to expand the knowledge concerning this configuration. Its novel version with front wing at the top of the fuselage will be investigated in details. The paper describes assumptions of the project, the following steps and expected results.

PL

Joined wing to perspektywiczna konfiguracja samolotu. Jej zastosowanie powinno pozwolić na redukcję zarówno masy własnej samolotu, jak i jego oporu. Dzięki temu oczekuje się zmniejszenia zużycia paliwa, a co za tym idzie obniżenia kosztów eksploatacji i zmniejszenia emisji gazów cieplarnianych. Jednakże stosowanie tej konfiguracji jest utrudnione ze względu na sprzężenia aerodynamiczne i statyczną niewyznaczalność konstrukcji. Ten artykuł przedstawia projekt podjęty w celu poszerzenia wiedzy na temat tej konfiguracji samolotu. W szczególności badana będzie jego nowa wersja, z przednim skrzydłem w układzie górnopłata. Artykuł opisuje założenia projektu, kolejne kroki jego realizacji oraz spodziewane efekty.

8

Studies and tests of micro aerial vehicle during flight

Kowalski M., Zyluk A., Sibilski K.

Journal of KONES

|

2015

|

Vol. 22, No. 4

155--162

EN

The article presents the results of flight tests of an unmanned flying device based on a model Micro Air Vehicle (MAV). The airplane was used during experimental studies. In the article, on-board equipment of micro-plane used in the study has been shown. Furthermore, the process of integrating all of the avionics equipment with MAV has been described. During the flight test, all parameters of microaircraft flight such as air and cruising speeds, altitude, air route, angles of tilt, slope angle, deviation angle, tilting speed, slope speed, deviation speed, etc. were recorded. During the study, the behaviour of micro-aircraft in various phases of flight such as autonomous take off, landing, programmable flight to the specific points of the air route was checked. In addition, the action of specified fail safe features of micro airplane operating in the case of a failure (e.g. in the case of low voltage of power package, loss of GPS signal, loss of communication with the ground station, etc.) is determined. The graphs of some flight parameters and figures of flight routes as well as flight profiles during the programmable flight have been presented. The researches allow for the verification of the integration process of micro-aircraft with on-board systems and they also allow for evaluation of its functional characteristics in further studies such as formation flights and bypassing the obstacles.

9

Tests of Ultralight and Very Light Helicopters on the Critical Modes

Dudnik V., Nikitin I., Cheranovski V.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 4 (237) December 2014

23--29

EN

The purpose of the research was to create a simplified method of designing automatic control systems for unmanned helicopter tests on critical modes. Research methods included flight tests and mathematical modeling. The results showed that the developed methodology and equipment can be used for flight research of little helicopters.

10

A method for determination and standardization of performance parameters for aircrafts with electric drives

Jakielaszek Z., Nowakowski M.

Journal of KONBiN

|

2014

|

No. 2 (30)

31--46

EN

The study outlines the technique for flight tests carried out for a plane powered by an electric drive and the method for standardization of performance parameters applicable to evaluation of test results. Due to the relatively new type of drive, which is an electric motor, the literature references provide no descriptions of such issues. Therefore the solutions presented in the paper are the own contribution of the research team from Air Force Institute of Technology (ITWL).

PL

W pracy przedstawiono technikę przeprowadzania prób w locie w odniesieniu do samolotów napędzanych silnikiem elektrycznym. Zaproponowano też metodę standaryzacji wyników badań. Ze względu na stosunkowo nowy rodzaj napędu - silnik elektryczny - brak jest w literaturze opisu podobnych zagadnień. Dlatego rozwiązania przedstawione w pracy stanowią autorską propozycję zespołu badawczego ITWL.

11

Wybrane problemy badań nahełmowego systemu wyświetlania parametrów lotu SWPL-1 Cyklop

Michalak S., Borowski J., Szelmanowski A.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2013

|

z. 85[288], nr 3

297--306

PL

W opracowaniu przedstawiono zakres i wybrane problemy badań nahełmowego systemu wyświetlania parametrów lotu SWPL-1 Cyklop. Zaprezentowany system współpracuje z wieloma pokładowymi układami i głównie z nich uzyskuje informację o parametrach lotu podlegających zobrazowaniu. Informacja do systemu jest przekazywana w postaci sygnałów analogowych oraz sygnałów binarnych. W układzie dopasowania sygnałów następuje standaryzacja sygnałów do postaci akceptowanej przez komputery graficzne. Badania zostały przeprowadzone w czasie wdrożenia wymienionego systemu na śmigłowcu Mi-17. Badania obejmują zakres wykonany przez producenta systemu, akredytowane laboratorium oraz zespół badawczy z udziałem przedstawicieli użytkownika. Obejmują one badania istotnych parametrów wyszczególnionych w wymaganiach użytkownika systemu. Wykonano zarówno badania naziemne, jak i badania w locie. Śmigłowiec Mi-17 z zabudowanym systemem przeszedł pomyślnie wszystkie etapy badań; nahełmowy system wyświetlania parametrów lotu SWPL-1 Cyklop został wdrożony do eksploatacji.

EN

In the paper the range and some selected problems of testing of the SWPL-1 Cyklop displaying the flight parameters have been presented. Presented system cooperates with many on-board systems and allows to obtain information about the flight parameters subjected to imaging. Information is transmitted to the system in the form of analog and binary signals. Signals are standardized into form accepted by graphic computers by the signal fitting system. The tests were carried out while implementing the helmet-mounted display SWPL-1 Cyklop into the Mi-17 helicopter. The researches were focused on the testing range carried out by the manufacturer system, the accredited laboratory, and the research team, including the end user's representatives. the research scope includes the significant parameters specified in the system user requirements. Both ground-based and flight tests were carried out. At present, the Mi-17 helicopter with the SWPL-1 Cyklop system built in has successfully completed all stages of the testing work. The helmet-mounted display system SWPL-1 Cyklop has been introduced into the service.

12

Assessment of the concept of a propeller working in a slot in the middle of wing of a micro air vehicle

Mieloszyk J., Galiński C.

Archive of Mechanical Engineering

|

2013

|

Vol. LX, nr 2

269--282

EN

Two configurations of micro-airplanes are compared in this paper. The first, very innovative one, has a propeller working in a slot in the middle of the wing. The second airplane has more classical configuration with a pusher propeller. Advantages and disadvantages of both configurations are evaluated, which makes it possible to assess what are the best possible mission types for each micro-airplane.

PL

W artykule porównano dwie konfiguracje mikrosamolotów. Pierwsza z nich, innowacyjna, ma śmigło w szczelinie płata. Druga, bardziej konwencjonalna zakłada wykorzystanie śmigła pchającego. Oceniono wady i zalety obydwu konfiguracji, dzięki czemu można wskazać najbardziej odpowiednie rodzaje misji dla każdego z mikrosamolotów.

13

Badania w locie śmigłowca Mi-17-1V

Nowakowski M.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 10 (219)

247-256

PL

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.

EN

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.

14

Flight tests of upgraded helicopters

Nowakowski M.

Journal of KONES

|

2011

|

Vol. 18, No. 4

317-324

EN

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. The main goal of the performed tests is to verify the tactical performance and to identify the technical parameters of the investigated aircraft or equipment. New aeronautical designs are subjected to flight test prior to being introduced into production and service. It is why ITWL was involved in both functional tests of equipment /systems installed on-board of helicopters as well as tests intended to determine flying qualities and performance thereof. Numerous test flights have been carried out in conformance to the newly developed methodology that takes account 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 equipment. The post-flight analyses of the recorded data made it possible to assess longitudinal static stability and directional stability, manoeuvrability and agility as well as performances of the upgraded helicopter Mi-17-IV.

15

Crack Growth Analysis of the Landing Gear Pull Rod of the Fighter Jet Aircraft

Kurdelski M., Leski A.

Fatigue of Aircraft Structures

|

2011

|

Iss. 3

64--73

EN

This paper describes the problem of searching for the causes of damage in the form of rupture of a strength member of the main landing gear. There have been two incidents noted which both occurred during hangar storage. It should be pointed out that the two occurrences mentioned concern a particular aircraft currently in operation, and that these incidents occurred a few days after the last flight. This article presents part of the investigation process needed to determine the causes of cracks in the test item. The crack growth analysis of the pull rod was performed using the NASGRO software. In order to perform the calculations, the information was gathered during previously conducted material studies and flight tests.

16

Systemy pomiarowe wykorzystywane w badaniach w locie statków powietrznych

Nowakowski M.

Logistyka

|

2010

|

nr 6

PL

Podstawą projektowania każdego systemu pomiarowego jest program badań określający cele, obiekty, metody, sposoby opracowywania i prezentacji wyników badań w postaci ułatwiającej wnioskowanie oraz środki techniczne niezbędne do realizacji programu. Jednym z takich środków jest aparatura tworząca mniej lub bardziej złożony system pomiarowy. W skład aparatury pomiarowej wchodzą: urządzenia pomiarowe służące do zmiany mierzonej wielkości fizycznej na sygnał optyczny, mechaniczny lub elektryczny (wskaźniki, nadajniki, czujniki, przetworniki); urządzenia pośredniczące służące do wzmocnienia, dopasowania sygnału dowymaganej wartości lub postaci; urządzenia rejestrujące zachodzące zjawiska (kamery, rejestratory); urządzenia dekodujące zapisaną informację (dekodery, komputery).

EN

Any design of any measuring system is usually (or at least, should be) based on two fundamental elements, i.e.: a testing-work program that defines objectives, objects exposed to tests, methods, and techniques of handling the test results to display them in the form that makes inference easier, and engineered means indispensable to perform and successfully accomplish this program. One of such means is the apparatus that makes up a more or less complicated measuring system. It is usually composed of the following items: - measuring devices capable of converting physical quantities that are to be measured into optical, mechanical, or electrical input signals (indicators, transmitters, sensors, transducers); - 'intermediate' devices used to amplify and/or adjust any signal gained to some required value or form; - devices that record the occurring phenomena (cameras, recorders); - devices to decode the recorded information (decoders, computers).

17

Autonomiczny, przenośny układ pomiarowo-rejestrujący, przeznaczony do obsługiwania procesu badań w locie

Popowski S., Gałach A.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2009

|

Nr 6 (201)

121-131

PL

W artykule przedstawiono koncepcję i realizację techniczną autonomicznego, przenośnego układu pomiarowo-rejestrującego, przeznaczonego do obsługiwania procesu badań w locie. Badania w locie wykonywane aparaturą certyfikowaną są bardzo drogie i wymagają dobrego przygotowania. W wielu sytuacjach wykonanie badań aparaturą bez certyfikacji, o gorszych własnościach metrologicznych, może radykalnie przyspieszyć i zmniejszyć koszty prac badawczych. Warunkiem jest zachowanie bezpieczeństwa wykonania badań oraz łatwość instalacji i obsługi aparatury. Szczególnie istotne jest aby układ pomiarowy był elastyczny pod kątem możliwych do zastosowania czujników pomiarowych oraz umożliwiał rejestrację wybranych fragmentów lotu tworząc dobrze opisane zbiory. Próbę wykonania takiego układu opisano w artykule.

EN

The article discusses the idea and technical realization of the autonomous, mobile measurement and data acquisition system, prepared to be used during flight tests. Flight tests executed with certificated instruments are very expensive and request detailed and complex preparation. In many situations execution of the task with not certified instruments with less appropriate metrological properties, can significantly speed up and lower the costs of the experiments. The most relevant requirements are the safety of flight tests and simplicity of system’s installation and handling. The most important is to have the measuring system which is flexible, ready to be used with the variety of sensor arrays, and capable to record data from selected phases of flight in well described data sets. The model of such a system is described in this paper.

18

Application of the correlation function for determination of damping during in-flight flutter tests

Lenort F., Niepokólczycki A.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2005

|

Nr 4 (183)

61-64

EN

The paper presents a method for determination of damping during in-flight flutter tests. The method is based on a new estimate of the correlation function. Actually, the necessity has emerged of a new estimator of the autocorrelation function which, when applied to finite unsteady signals of short duration, does not change the values and signs of damping coefficients. The paper provides theoretical backgrounds of the proposed method. The new correlation function was applied to the AND AT procedure [4,5,6] for flutter analysis. The procedure was verified based on both simulation data and in-flight vibration measurements.

PL

Artykuł prezentuje metodę wyznaczania tłumienia w czasie prób flatterowych w locie. Metoda oparta jest o nową estymację funkcji korelacji. Prezentowany estymator funkcji autokorelacji, zastosowany do skończonych, niestacjonarnych, krótkich sygnałów nie zmienia wartości i znaków wyznaczonych współczynników tłumienia. Artykuł przedstawia teoretyczne podstawy proponowanej metody. Metoda ta zastosowana została w procedurze analizy flatterowej ANDAT. Testowano ją stosując sygnały symulowane oraz zarejestrowane w czasie prób w locie. Praca zrealizowana została w ramach programu EUREKA E!2419 "FLITE".