natgillin/translations-raw huggingface dataset:
kryogenní chladicí zařízení pro nízké teploty, odlehčené Dewarovy nádoby, tepelné trubice pro kryogeniku nebo kryogenické systémy speciálně konstruované pro užití v kosmických dopravních prostředcích, schopné omezit ztráty kryogenních kapalin na méně než 30 % za rok;
Cryogenic refrigerators, flightweight dewars, cryogenic heat pipes or cryogenic systems specially designed for use in space vehicles and capable of restricting cryogenic fluid losses to less than 30 % per year;
kryogenní zásobníky nebo chladicí zařízení s uzavřeným cyklem schopné zajišťovat teplotu do 100 K (- 173°C) pro "letadla" schopná trvalé provozní rychlosti nad 3 Mach, nosné prostředky nebo "kosmické lodi";
Cryogenic containers or closed-cycle refrigeration systems capable of providing temperatures of 100 K (–173 °C) or less for "aircraft" capable of sustained flight at speeds exceeding Mach 3, launch vehicles or "spacecraft";
skladovací a čerpací systémy pro vodík v kašovitém skupenství;
Slush hydrogen storage or transfer systems;
vysokotlaká (přesahující 17,5 MPa) turbočerpadla, součásti čerpadel nebo jejich připojené turbínové pohonné systémy s generátorovým nebo expanzním cyklem;
High pressure (exceeding 17,5 MPa) turbo pumps, pump components or their associated gas generator or expander cycle turbine drive systems;
vysokotlaké (přesahující 10,6 MPa) spalovací komory a jejich trysky;
High-pressure (exceeding 10,6 MPa) thrust chambers and nozzles therefor;
systémy zásobníků na pohonné látky používající princip kapilárního vzlínání nebo pozitivního vytěsňování (tj. s pružnými membránami);
Propellant storage systems using the principle of capillary containment or positive expulsion (i.e., with flexible bladders);
vstřikovače kapalného paliva, které mají průměr jednotlivých otvorů 0,381 mm nebo menší (s plochou 1,14 x 10-3 cm2 nebo menší při nekruhových otvorech), speciálně konstruované pro raketové motory na kapalné palivo;
Liquid propellant injectors, with individual orifices of 0.381 mm or smaller in diameter (an area of 1,14 × 10–3 cm2 or smaller for non-circular orifices) specially designed for liquid rocket engines;
monolitické spalovací komory nebo kužele výstupních trysek na bázi uhlík - uhlík s hustotami vyššími než 1,4 g/cm3 a s pevností v tahu vyšší než 48 MPa.
One-piece carbon-carbon thrust chambers or one-piece carbon-carbon exit cones with densities exceeding 1,4 g/cm3 and tensile strengths exceeding 48 MPa.
Raketové pohonné systémy na tuhá paliva s některou z dále uvedených charakteristik:
Solid rocket propulsion systems with any of the following:
POZN.: VIZ TÉŽ 9A119.
N.B.: SEE ALSO 9A119.
celková kapacita impulsu větší než 1,1 MNs;
Total impulse capacity exceeding 1,1 MNs;
specifický impuls 2,4 kNs/kg nebo větší, když se proud trysky rozpíná v atmosférických podmínkách u hladiny moře při tlaku ve spalovací komoře nastaveném na 7 MPa;
Specific impulse of 2,4 kNs/kg or more when the nozzle flow is expanded to ambient sea level conditions for an adjusted chamber pressure of 7 MPa;
podíly na hmotnosti stupně jsou více než 88 % a palivo tvoří více než 86 % pevného nákladu;
Stage mass fractions exceeding 88 % and propellant solid loadings exceeding 86 %;
obsahující některou ze součástí uvedených v položce 9A008; nebo
Any of the components specified in 9A008; or
systémy pro spojení izolace a paliva, které k docílení "pevného mechanického spojení" nebo vytvoření bariéry proti chemické migraci tuhé pohonné látky do izolačního materiálu obalu používají přímé spojení s konstrukcí motoru.
Insulation and propellant bonding systems using direct-bonded motor designs to provide a 'strong mechanical bond' or a barrier to chemical migration between the solid propellant and case insulation material.
Pro účely položky 9A007.e. se "pevným mechanickým spojením" rozumí takové spojení, jehož pevnost je stejná nebo větší než pevnost paliva.
For the purposes of 9A007.e., a 'strong mechanical bond' means bond strength equal to or more than propellant strength.
Součásti speciálně konstruované pro raketové pohonné systémy na tuhá paliva:
Components, as follows, specially designed for solid rocket propulsion systems:
POZN.: VIZ TÉŽ 9A108.
N.B.: SEE ALSO 9A108.
systémy pro spojení izolace a paliva, které k docílení "pevného mechanického spojení" nebo vytvoření bariéry proti chemické migraci tuhé pohonné látky do izolačního materiálu obalu používají mezivrstvy;
Insulation and propellant bonding systems using liners to provide a 'strong mechanical bond' or a barrier to chemical migration between the solid propellant and case insulation material;
Pro účely položky 9A008.a. se "pevným mechanickým spojením" rozumí takové spojení, jehož pevnost je stejná nebo větší než pevnost paliva.
For the purposes of 9A008.a., a 'strong mechanical bond' means bond strength equal to or more than propellant strength.
motorové skříně z "kompozitů" s ovíjenými vlákny o průměru větším než 0,61 m nebo s "poměrem strukturální účinnosti (PV/W)" vyšším než 25 km;
Filament-wound "composite" motor cases exceeding 0,61 m in diameter or having 'structural efficiency ratios (PV/W)' exceeding 25 km;
"Poměr strukturální účinnosti (PV/W)" je součin pracovního tlaku (P) a objemu nádoby (V), dělený celkovou hmotností (W) této tlakové nádoby.
The 'structural efficiency ratio (PV/W)' is the burst pressure (P) multiplied by the vessel volume (V) divided by the total pressure vessel weight (W).
trysky s tahem vyšším než 45 kN nebo s erozním úbytkem ústí trysky menším než 0,075 mm/s;
Nozzles with thrust levels exceeding 45 kN or nozzle throat erosion rates of less than 0,075 mm/s;
systémy řízení vektoru tahu s pohyblivými tryskami nebo se sekundárním vstřikováním kapaliny, schopné provádět některou z dále uvedených operací:
Movable nozzle or secondary fluid injection thrust vector control systems capable of any of the following:
pohyby ve všech směrech přesahující ± 5 °;
Omni-axial movement exceeding ± 5°;
otáčky úhlového vektoru 20 °/s nebo více; nebo
Angular vector rotations of 20°/s or more; or
zrychlení úhlového vektoru 40 °/s2 nebo větší.
Angular vector accelerations of 40°/s2 or more.
Hybridní raketové pohonné systémy, které mají:
Hybrid rocket propulsion systems with:
POZN.: VIZ TÉŽ 9A109 a 9A110.
N.B.: SEE ALSO 9A109 and 9A119.
celková kapacita impulsu větší než 1,1 MNs; nebo
Total impulse capacity exceeding 1.1 MNs; or
tah vyšší než 220 kN v okolním vakuu.
Thrust levels exceeding 220 kN in vacuum exit conditions.
Speciálně konstruované součásti, systémy a konstrukce pro nosné prostředky, pohonné systémy nosných prostředků nebo "kosmických lodí":
Specially designed components, systems and structures for launch vehicles, launch vehicle propulsion systems or "spacecraft", as follows:
POZN.: VIZ TÉŽ 1A002 a 9A110.
N.B.: SEE ALSO 1A002 AND 9A110.
součásti a konstrukční díly o hmotnosti jednotlivých součástí a dílů větší než 10 kg, speciálně konstruované pro nosné prostředky a vyrobené za použití "kompozitů" s kovovou "matricí", organických "kompozitů", keramických "matric" nebo z materiálů s intermetalickou výztuží uvedených v položce 1C007 nebo 1C010;
Components and structures each exceeding 10 kg, specially designed for launch vehicles manufactured using metal "matrix", "composite", organic "composite", ceramic"matrix" or intermetallic reinforced materials specified in 1C007 or 1C010;
Poznámka: Omezení hmotnosti se nevztahuje na příďové kužele.
Note: The weight cut-off is not relevant for nose cones.
součásti a konstrukční dílce speciálně konstruované pro pohonné systémy nosných prostředků, uvedené v položkách 9A005 až 9A009, vyrobené za použití "kompozitů" s kovovou "matricí", organických "kompozitů", keramických matric nebo z materiálů s intermetalickou výztuží uvedených v položce 1C007 nebo 1C010;
Components and structures specially designed for launch vehicle propulsion systems specified in 9A005 to 9A009 manufactured using metal matrix, composite, organic composite, ceramic matrix or intermetallic reinforced materials specified in 1C007 or 1C010;
konstrukční součásti a izolační systémy speciálně konstruované pro aktivní řízení dynamické citlivosti nebo deformace konstrukcí "kosmických lodí";
Structural components and isolation systems specially designed to control actively the dynamic response or distortion of "spacecraft" structures;
pulsační raketové motory na kapalné palivo, s poměrem tahu ke hmotnosti 1 kN/kg nebo více a dobou citlivosti (časem potřebným pro dosažení 90 % plného tahu od startu) kratší než 30 ms.
Pulsed liquid rocket engines with thrust-to-weight ratios equal to or more than 1 kN/kg and a response time (the time required to achieve 90 % of total rated thrust from start-up) of less than 30 ms.
Náporové motory, náporové motory s nadzvukovým spalováním nebo motory s kombinovaným cyklem a jejich speciálně konstruované součásti.
Ramjet, scramjet or combined cycle engines and specially designed components therefor.
POZN.: VIZ TÉŽ 9A111 a 9A118.
N.B.: SEE ALSO 9A111 and 9A118.
Bezpilotní vzdušné dopravní prostředky, které mají některou z dále uvedených charakteristik:
Unmanned aerial vehicles having any of the following:
autonomní zařízení schopné řízení letu a navigace (např. autopilot s inertním navigačním systémem); nebo
An autonomous flight control and navigation capability (e.g., an autopilot with an Inertial Navigation System); or
možnost řízeného letu mimo přímý rozsah viditelnosti lidské obsluhy (např. televizuální dálkové ovládání).
Capability of controlled-flight out of the direct vision range involving a human operator (e.g., televisual remote control).
Lehké tryskové motory a proudové motory s turbodmychadlem (včetně turbo compound motorů) použitelné v "řízených střelách", jiné než uvedené v položce 9A001:
Lightweight turbojet and turbofan engines (including turbocompound engines) usable in "missiles", other than those specified in 9A001, as follows;
motory, které mají všechny dále uvedené charakteristiky:
Engines having both of the following characteristics:
maximální tah (dosažený v nezamontovaném stavu) větší než 1000 N, kromě motorů s civilním osvědčením, které mají maximální tah (dosažený v nezamontovaném stavu) větší než 8890 N; a
Maximum thrust value greater than 400 N (achieved un-installed) excluding civil certified engines with a maximum thrust value greater than 8890 N (achieved un-installed), and
specifická spotřeba paliva 0,13 kg/N/h nebo méně (měřeno na úrovni hladiny moře a za standardních podmínek);
Specific fuel consumption of 0,15 kg/N/hr or less (at maximum continuous power at sea level static and standard conditions);
motory konstruované nebo upravené pro použití v "řízených střelách".
Engines designed or modified for use in "missiles".
Sondážní rakety s dosahem nejméně 300 km.
Sounding rockets, capable of a range of at least 300 km.
POZN.: VIZ TÉŽ 9A004.
N.B.: SEE ALSO 9A004.
Raketové motory na kapalná paliva:
Liquid propellant rocket engines, as follows:
raketové motory na kapalná paliva použitelné v "řízených střelách", jiné než uvedené v položce 9A005, které mají celkovou kapacitu impulsu 1,1 MNs nebo větší;
Liquid propellant rocket engines usable in "missiles", other than those specified in 9A005, having a total impulse capacity of 1,1 MNs or greater;
raketové motory na kapalná paliva použitelné v kompletních raketových systémech nebo v bezpilotních vzdušných prostředcích s dosahem nejméně 300 km, jiné než uvedené v položce 9A005 nebo 9A105.a., s celkovou kapacitou impulsu 0,841 MNs nebo více.
Liquid propellant rocket engines, usable in complete rocket systems or unmanned air vehicles, capable of a range of 300 km, other than those specified in 9A005 or 9A105.a., having a total impulse capacity of 0,841 MNs or greater.
Systémy nebo součásti, jiné než uvedené v položce 9A006, použitelné v "řízených střelách", speciálně konstruované pro raketové motory na kapalná paliva.
Systems or components, other than those specified in 9A006, usable in "missiles", as follows, specially designed for liquid rocket propulsion systems:
žáruvzdorné krycí vrstvy pro tahové nebo spalovací komory;
Ablative liners for thrust or combustion chambers;
raketové trysky;
Rocket nozzles;
subsystémy pro řízení vektoru tahu;
Thrust vector control sub systems;
Příklady metod pro řízení vektoru tahu uvedených v položce 9A106.c.:
Examples of methods of achieving thrust vector control specified in 9A106.c. are:
flexibilní tryska;
Flexible nozzle;
vstřikování kapaliny nebo druhotného plynu;
Fluid or secondary gas injection;
pohyblivý motor nebo tryska;
Movable engine or nozzle;
vychylování proudu výfukového plynu (tryskové lopatky nebo odsávání); nebo
Deflection of exhaust gas stream (jet vanes or probes); or
klapky pro nastavení tahu.
Thrust tabs.
řídicí systémy pro kapalná a suspensní paliva (včetně oxidačních činidel) a jejich speciálně konstruované součásti konstruované nebo upravené pro provoz ve vibračním prostředích o více než 10 g rms (střední kvadratická hodnota) mezi 20 Hz a 2000 Hz.
Liquid and slurry propellant (including oxidisers) control systems, and specially designed components therefor, designed or modified to operate in vibration environments of more than 10 g rms between 20 Hz and 2000 Hz.
Poznámka: Položka 9A106.d. zahrnuje pouze tyto servoventily a čerpadla:
Note: The only servo valves and pumps specified in 9A106.d., are the following:
servoventily pro průtok 24 litrů za minutu nebo více při absolutním tlaku 7 MPa nebo větším, které mají citlivost ovladače kratší než 100 ms;
Servo valves designed for flow rates of 24 litres per minute or greater, at an absolute pressure of 7 MPa or greater, that have an actuator response time of less than 100 ms;
čerpadla pro kapalná paliva, která mají otáčky hřídele nejméně 8000 ot/min nebo výtlačný tlak nejméně 7 MPa.
Pumps, for liquid propellants, with shaft speeds equal to or greater than 8000 r.p.m. or with discharge pressures equal to or greater than 7 MPa.
Raketové motory na tuhá paliva, použitelné v kompletních raketových systémech nebo bezpilotních vzdušných dopravních prostředcích, s dosahem nejméně 300 km, jiné než uvedené v položce 9A007, které mají celkovou kapacitu impulsu 0,841 MNs nebo větší.
Solid propellant rocket engines, usable in complete rocket systems or unmanned air vehicles, capable of a range of 300 km, other than those specified in 9A007, having total impulse capacity of 0,841 MNs or greater.
Součásti, jiné než uvedené v položce 9A008, použitelné v "řízených střelách", speciálně konstruované pro raketové systémy na tuhá paliva:
Components, other than those specified in 9A008, usable in "missiles", as follows, specially designed for solid rocket propulsion systems:
skříně raketových motorů a jejich "vnitřní mezivrstva" a "izolace";
Rocket motor cases, "interior lining" and "insulation" therefor;
subsystémy pro řízení vektoru tahu.
Thrust vector control sub-systems.
Příklady metod pro řízení vektoru tahu uvedených v položce 9A108.c.:
Examples of methods of achieving thrust vector control specified in 9A108.c. are:
Hybridní raketové motory použitelné v "řízených střelách", jiné než uvedené v položce 9A009 a jejich speciálně konstruované součásti.
Hybrid rocket motors, usable in "missiles", other than those specified in 9A009, and specially designed components therefor.
Kompozitní struktury, lamináty a výrobky z nich, jiné než uvedené v položce 9A010, speciálně konstruované pro použití v kosmických nosných prostředcích uvedených v položce 9A004 nebo sondážních raketách uvedených v položce 9A104 nebo subsystémy uvedené v položkách 9A005, 9A007, 9A105.a., 9A106 až 9A108, 9A116 nebo 9A119.
Composite structures, laminates and manufactures thereof, other than those specified in 9A010, specially designed for use in space launch vehicles specified in 9A004 or sounding rockets specified in 9A104 or the subsystems specified in 9A005, 9A007, 9A105.a., 9A106 to 9A108, 9A116 or 9A119.
POZN.: VIZ TÉŽ 1A002.
N.B.: SEE ALSO 1A002.
Pulsační tryskové motory použitelné v "řízených střelách" a jejich speciálně konstruované součásti.
Pulse jet engines, usable in "missiles", and specially designed components therefor.
POZN.: VIZ TÉŽ 9A011 a 9A118.
N.B.: SEE ALSO 9A011 and 9A118.
Zařízení pro odpalování:
Launch support equipment as follows:
přístroje a zařízení pro manipulaci, řízení, aktivaci nebo odpalování navržené nebo upravené pro kosmické nosiče raket uvedené v 9A004, v bezpilotních dopravních prostředcích uvedené v 9A102 nebo sondážní rakety uvedené v 9A104;
Apparatus and devices for handling, control, activation or launching, designed or modified for space launch vehicles specified in 9A004, unmanned aerial vehicles specified in 9A012 or sounding rockets specified in 9A104;
vozidla pro transport, manipulaci, řízení, aktivaci nebo odpalování navržené nebo upravené pro kosmické nosiče raket uvedené v 9A004 nebo sondážní rakety uvedené v 9A104.
Vehicles for transport, handling, control, activation or launching, designed or modified for space launch vehicles specified in 9A004 or sounding rockets specified in 9A104.
Prostředky pro návrat do atmosféry, použitelné v "řízených střelách" a pro ně konstruovaná nebo upravená zařízení:
Re-entry vehicles, usable in "missiles", and equipment designed or modified therefor, as follows:
prostředky pro návrat do atmosféry;
Re-entry vehicles;
tepelné štíty a jejich součásti vyrobené z keramických nebo žáruvzdorných materiálů;
Heat shields and components therefor fabricated of ceramic or ablative materials;
tepelné jímky a jejich součásti vyrobené z lehkých materiálů s vysokou tepelnou kapacitou;
Heat sinks and components therefor fabricated of light-weight, high heat capacity materials;
elektronická zařízení speciálně konstruovaná pro prostředky pro návrat do atmosféry.
Electronic equipment specially designed for re-entry vehicles.
Mechanismy raketových stupňů, odpojovací mechanismy a mezistupně použitelné v "řízených střelách".
Staging mechanisms, separation mechanisms, and interstages, usable in "missiles".
Přístroje pro regulaci spalování v motorech, které jsou použitelné v "řízených střelách", uvedené v položce 9A011 nebo 9A111.
Devices to regulate combustion usable in engines, which are usable in "missiles", specified in 9A011 or 9A111.
Jednotlivé raketové stupně použitelné v kompletních raketových systémech nebo bezpilotních vzdušných dopravních prostředcích s dosahem 300 km, jiné než uvedené v položkách 9A005, 9A007, 9A009, 9A105, 9A107 a 9A109.
Individual rocket stages, usable in complete rocket systems or unmanned air vehicles, capable of a range of 300 km, other than those specified in 9A005, 9A007, 9A009, 9A105, 9A107 and 9A109.
Speciálně konstruovaná zařízení, nástroje a přípravky pro výrobu nebo měření oběžných a rozváděcích lopatek plynových turbín nebo odlitků vrchních věnců:
Specially designed equipment, tooling and fixtures, as follows, for manufacturing gas turbine blades, vanes or tip shroud castings:
zařízení pro odlévání s řízeným tuhnutím nebo pro odlévání monokrystalů;
Directional solidification or single crystal casting equipment;
keramická jádra nebo skořepiny;
Ceramic cores or shells;
On line řídící systémy (v reálném čase), nástrojové vybavení (včetně snímačů), nebo zařízení pro automatizovaný sběr a zpracování dat, speciálně konstruované pro "vývoj" motorů plynových turbín, montážních celků nebo součástí obsahující "technologie" uvedené v položce 9E003.a.
On-line (real time) control systems, instrumentation (including sensors) or automated data acquisition and processing equipment, specially designed for the "development" of gas turbine engines, assemblies or components incorporating "technologies" specified in 9E003.a.
Zařízení speciálně konstruovaná pro "výrobu" nebo zkoušení kartáčových ucpávek plynových turbín konstruovaných pro provoz při obvodových rychlostech vyšších než 335 m/s, a teplotách vyšších než 773 K (500 °C) a jejich speciálně konstruované součásti a příslušenství.
Equipment specially designed for the "production" or test of gas turbine brush seals designed to operate at tip speeds exceeding 335 m/s, and temperatures in excess of 773 K (500 °C), and specially designed components or accessories therefor.
Nástroje, lisovadla nebo přípravky pro pevné spojování součástí z "vysoce legovaných slitin", titanu nebo intermetalických sestav lopatek a disků pro plynové turbíny uvedené v položce 9E003.a.3. nebo 9E003.a.6.
Tools, dies or fixtures for the solid state joining of "superalloy", titanium or intermetallic airfoil-to-disk combinations described in 9E003.a.3. or 9E003.a.6. for gas turbines.
On line řídící systémy (v reálném čase), nástrojové vybavení (včetně snímačů) nebo zařízení pro automatizovaný sběr a zpracování dat, speciálně konstruované pro užití s některými dále uvedenými aerodynamickými tunely nebo zařízeními:
On-line (real time) control systems, instrumentation (including sensors) or automated data acquisition and processing equipment, specially designed for use with any of the following wind tunnels or devices:
POZN.: VIZ TÉŽ 9B105.
N.B.: SEE ALSO 9B105.
aerodynamické tunely konstruované pro rychlosti 1,2 Mach nebo větší, kromě těch, které jsou speciálně konstruovány pro vzdělávací účely a mají "velikost zkušebního prostoru" (měřeno příčně) menší než 250 mm;
Wind tunnels designed for speeds of Mach 1,2 or more, except those specially designed for educational purposes and having a 'test section size' (measured laterally) of less than 250 mm;
Technická poznámka:
Technical Note;
"Velikostí zkušebního prostoru" se v položce 9B005 rozumí buď průměr kružnice, nebo strana čtvercem nebo nejdelší strana obdélníku v největším průřezu zkušebního prostoru.
'Test section size' in 9B005.a. means the diameter of the circle, or the side of the square, or the longest side of the rectangle, at the largest test section location.
zařízení pro simulaci proudícího prostředí při rychlostech vyšších než 5 Mach, včetně průjezdných tunelů, tunelů s plazmovým obloukem, rázových trubek, rázových tunelů, plynových tunelů a lehkých plynových děl; nebo
Devices for simulating flow-environments at speeds exceeding Mach 5, including hot-shot tunnels, plasma arc tunnels, shock tubes, shock tunnels, gas tunnels and light gas guns; or
aerodynamické tunely nebo zařízení, jiné než s dvourozměrným měřicím prostorem, schopné simulovat proudění o Reynoldsovu číslu vyšším než 25 x 106.
Wind tunnels or devices, other than two-dimensional sections, capable of simulating Reynolds number flows exceeding 25 × 106.
Speciálně konstruovaná zařízení na zkoušení akustických vibrací, schopná vytvořit hladiny akustického tlaku 160 dB nebo více (vztaženo na 20 μPa) s jmenovitým výkonem 4 kW nebo větším při teplotě zkušební komory vyšší než 1273 K (1000 °C) a pro ně speciálně konstruované křemenné ohřívače .
Acoustic vibration test equipment capable of producing sound pressure levels of 160 dB or more (referenced to 20 μPa) with a rated output of 4 kW or more at a test cell temperature exceeding 1273 K (1000 °C), and specially designed quartz heaters therefor.
POZN.: VIZ TÉŽ 9B106.
N.B.: SEE ALSO 9B106.
Zařízení speciálně konstruovaná pro kontrolu neporušenosti raketových motorů za použití technik nedestruktivních testů (NDT), jiných než planárních rentgenových nebo základních fyzikálních nebo chemických analýz.
Equipment specially designed for inspecting the integrity of rocket motors using non-destructive test (NDT) techniques other than planar X-ray or basic physical or chemical analysis.
Snímače speciálně konstruované pro přímé měření povrchového tření zkušebního toku s teplotou stagnace vyšší než 833 K (560 °C).
Transducers specially designed for the direct measurement of the wall skin friction of the test flow with a stagnation temperature exceeding 833 K (560 °C).
Nástroje speciálně konstruované pro výrobu součástí rotorů turbínových motorů práškovou metalurgií, schopné provozu při namáhání 60 % meze pevnosti v tahu (UTS) nebo větším a teplotách kovů 873 K (600 °C) nebo vyšších.
Tooling specially designed for producing turbine engine powder metallurgy rotor components capable of operating at stress levels of 60 % of ultimate tensile strength (UTS) or more and metal temperatures of 873 K (600 °C) or more.
Aerodynamické tunely pro rychlosti 0,9 Mach nebo vyšší, použitelné pro "řízené střely" a jejich subsystémy.
Wind tunnels for speeds of Mach 0,9 or more, usable for "missiles" and their subsystems.
POZN.: VIZ TÉŽ 9B005.
N.B.: SEE ALSO 9B005.