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太阳能巡洋舰及其他船只的动力管理策略
太阳巡洋舰是一个小型（ESPA 级）卫星技术演示任务 (TDM)，旨在使用面积大于 1600 平方米的太阳帆来完善太阳帆推进技术，展示其作为推进系统和稳定指向平台的性能，用于在日地拉格朗日点 1（sub-L1）向阳的人造晕轨道上进行科学观测。为了确保整个任务期间的姿态控制，必须管理用于姿态控制的反作用轮 (RW) 上累积的动量，以使帆船不会因 RW 动量饱和而失去控制。太阳辐射压力与质心 (CM)/压力中心 (CP) 偏移、变形的帆形和远离太阳的指向角以及其他因素相结合引起的环境扰动扭矩会在轮子上形成动量。太阳巡洋舰通过使用主动质量转换器 (AMT) 来减轻这种动量积累，通过调整 CM/CP 偏移来保持俯仰和偏航动量，并使用推进器来保持滚动动量。太阳巡洋舰团队进行了一项调查，以评估新型动量管理概念的可行性和权衡，例如反射率控制装置 (RCD)、不同的推进器配置以及控制叶片和其他铰接式控制面。此外，还评估了减少扰动扭矩累积的技术，例如减少吊杆尖端偏转和时钟角控制。类似的帆船动量管理策略可用于未来的任务，例如太空天气监测和地球磁尾科学任务。关键词：太阳巡洋舰、动量管理、GNC、ADCS
飞机云杉套件 - SkyShop 澳大利亚
Lancair 由 Lance Neibauer 于 1984 年创立，现已成为世界上最成功的套件制造商之一。该公司制造了多种套件飞机，包括 Lancair ES 和 Super ES，以及世界上速度最快的活塞式飞机 Lancair IV 和 IV-P。Lancair 飞机保持着多项世界速度记录，并在大多数主要越野飞行比赛中夺得冠军。1999 年 7 月，Legacy 2000 作为 Lancair 320/360 的继任者推出。Legacy 提供了额外的乘客和行李空间，并且比之前的 Lancair 360 性能更高。使用 310 马力的 Continental IO-550-N，Legacy 在 8000 英尺的高度可实现超过 276 英里/小时的巡航速度。2001 年 9 月，Lancair International 试飞了涡轮发动机驱动的 Lancair IV-P。Lancair 现在推出了其最新版本的涡轮发动机：Lancair Sentry。这款 Walter 驱动的 Lancair IV 是一款军用风格的双座飞机，带有左侧油门控制装置和后铰链座舱。“这架飞机的性能与现有的 Propjet 模型非常相似，巡航速度几乎达到 400 英里/小时！“这款新的 Lancair 套件不仅能产生与 IV-P Propjet 型号类似的令人热血沸腾的速度，而且还能通过新设计的后铰链顶篷提供更高的偏航稳定性和出色的可视性。有关所有 Lancair 飞机的更多信息，请联系：LANCAIR INTERNATIONAL 2244 Airport Way, Redmond, OR 97756 电话：(541) 923-2244。www.lancair.com
具有多轴推力矢量的纤维馈电脉冲等离子推力器 (FPPT) IEPC 2022-558 在第 37 届国际电力推进会议上发表
具有多轴推力矢量的纤维馈电脉冲等离子推力器 (FPPT) IEPC 2022-558 在第 37 届国际电力推进会议上发表 麻省理工学院，美国马萨诸塞州剑桥 2022 年 6 月 19 日至 23 日 Curtis A. Woodruff 1、Magdalena Parta 2、Darren M. King 3、Rodney L. Burton 4 和 David L. Carroll 5 CU Aerospace (CUA)，美国伊利诺伊州香槟市 61822 摘要：CU Aerospace (CUA) 开发了同轴纤维馈电脉冲等离子推力器 (FPPT)，具有多轴推力矢量能力，可为小型卫星实现高脉冲主推进任务。推进器子系统测试采用 1.7U 系统配置，配备 26 J 储能单元 (ESU)，运行功率为 78 瓦 (3 Hz)，平均推力为 0.60 mN，比冲为 3,500 s，效率为 13%。推进器性能随燃料进给率而变化。加速子系统寿命测试显示，电容器充电/放电循环次数超过 16 亿次，电流波形几乎相同。独立控制输入功率和推进剂进给率的能力允许调整推力水平和 Isp。迄今为止的测试表明，电磁推力矢量控制能力在俯仰和偏航轴上达到 ±10 度左右。此外，该系统还有可能提供对滚转轴的控制权。俯仰和偏航推力矢量控制性能与最近的推进器性能改进一起展示。一台总冲量为 28,000 Ns 的 1.7U FPPT 正在集成到 CUA 的 NASA 资助的双推进实验 (DUPLEX) 立方体卫星上，目前计划于 2023 年第一季度发射。FPPT 技术是一种极具吸引力的选择，可以满足许多微推进需求，包括延长轨道机动、防撞机动、深空任务、阻力补偿和脱离轨道。命名法
视觉锚定：利用视觉通过 UAS 绕目标运行...
符号 d tgt 到目标的欧几里德距离（斜距） DC 飞机与图像中心之间的地面半径 DX Y 轴截距与目标之间的地面距离 DY 飞机与 Y 轴截距之间的地面半径 DT 飞机与目标之间的地面半径 F b 机身框架连接到飞机 F c 相机框架连接到相机 F 中心 向心力 F n 北/东/下框架（惯性） g 地球重力加速度 h AGL 目标上方高度（地面以上） h des 所需轨道高度 KD φ 滚转内环微分增益 KD θ 俯仰内环微分增益 KD 外环微分增益 KI h 高度保持积分增益 KP h 高度保持比例增益 KP 外环外环控制器比例增益 KP ˙ ψ 转弯协调器比例增益 KP φ 滚转内环比例增益 KP θ 俯仰内环比例增益 LC 飞机与图像中心之间的斜距 LY 飞机与 Y 轴截距之间的斜距 LT飞机与目标之间的斜距 m 飞机质量 PE 位置向东 PN 位置向北 p 飞机倾斜率 q 飞机俯仰率 r 飞机航向（偏航）率 R 实际轨道半径 ˙ R 实际半径率 R des 所需轨道半径 S x 相机水平分辨率 S y 相机垂直分辨率 t 时间 VA 飞机空速 V CM / e 飞机相对于惯性系的速度 VW / e 风相对于惯性系的速度 V tgt / e 目标相对于惯性系的速度 W 飞机重量 X tgt 目标的 X 坐标 Y tgt 目标的 Y 坐标
EASA CS-25 通用验证项目列表 2017 年 1 月更新
在电传操纵飞机上，飞行控制是根据复杂的控制法则和逻辑实施的。通常在传统飞机上进行的操纵品质认证测试，以证明符合 CS 25 SUBPART B – FLIGHT，但这些测试不足以涵盖在服务中可能遇到的所有可预见情况下的飞行控制法则行为。为了标准化操纵品质测试，EASA 认为，需要在认证文件中明确提出和正式化符合 CS 25.143、25.1301 和 25.1309 中关于飞行控制法则特性的方法，以确保并记录对控制法则、逻辑和特性的充分覆盖和测试。因此，您可能需要请求解释性材料来提高合规性演示的正式化水平。关于失衡特性，数字飞行控制系统不允许飞机处于 CS 25.255(a) 所要求的失衡状态，因此无法证明直接合规性。但是，CS.25.255 的其他要求仍然适用。EASA 可能要求申请人详细说明如何遵守所有适用的 CS 25.255 要求，并提供 DFCS 设计和操作的详细说明，以支持预期的合规性证明。申请人还应详细说明在正常和超速区域进行任何飞行测试的提案。定义配备电子飞行控制系统的飞机的（俯仰、偏航、滚转）设计机动要求，其中控制面的运动与驾驶舱控制装置的运动没有直接关系。这可能基于 CS-25 Am 中采用的相关监管材料。13.存在与带有电子飞行控制/电传操纵系统的飞机相关的认证问题。该主题还涵盖飞行员控制（例如侧杆控制器、方向舵踏板）和操作测试合规性、电子飞行控制系统故障、控制信号完整性、控制面位置感知、控制权限限制、共模故障和错误考虑、飞行控制法则验证和模式通告。可能需要 CRI（包括特殊条件）。
玻璃盒子，让黑盒子变得智能的尝试
玻璃匣子 使黑匣子智能化的尝试 Rohan D’Souza、Sneha Aruldurai、Prajakta Totawar、Anish Poojary、ManitaRajput 电子与电信系 康塞桑·罗德里格斯神父理工学院，瓦希，孟买，印度。1 rohan.dsz18@gmail.com，2 snehaaruldurai@gmail.com，3 totuprajakta@gmail.com，4 anishpoojary92@gmail.com，5 rajputmanita@yahoo.com 摘要 - 每架飞机的尾部都配备了一个黑匣子。黑匣子中的数据在每次飞机失事调查中都起着至关重要的作用。飞行数据记录器 (FDR) 和驾驶舱语音记录器 (CVR) 统称为黑匣子。分析从黑匣子中检索到的数据，有助于空难调查人员了解和研究坠机原因，利用黑匣子的机密数据，飞机设计工程师可以为未来的设计采取必要的预防措施，以避免进一步的飞机事故。如果这个重要的黑匣子没有从坠机现场找回，那么存储在黑匣子中的所有机密数据都会丢失，坠机原因仍是一个谜。在本文中，我们提出了智能黑匣子的设计和实现，它存储了一些重要参数，即高度、压力、温度、俯仰、偏航和滚转。这个智能黑匣子原型通过将数据上传到云服务器，实时将飞机上的传感器和其他装置检测到的所有信息发送到地面站。空中交通管制 (ATC) 可以访问和监控这些信息，并采取支持措施防止任何可能导致坠机的疏忽并防止灾难发生。关键词 -玻璃箱，BMP180，WiFi，空中交通管制 1.简介 近年来，航空业经历了许多飞机事故。2016 年 7 月 22 日，印度空军 (IAF) 战术运输机安东诺夫 An-32 在从钦奈飞往布莱尔港的快递航班上最后一次出现在雷达上是在上午 9:12，当时它离开了二次监视雷达 (SSR) [1] 的范围。这架 IAF 飞机在飞越孟加拉湾时失踪，机上有 29 人。印度空军和印度海军的多架飞机和舰艇正在钦奈以东 150 海里的水域搜寻，这是飞机最后已知的位置。这是印度历史上规模最大的海上失踪飞机搜救行动。2016 年 9 月 15 日，搜救任务被取消。2014 年 3 月 8 日，马来西亚航空 MH 370 航班，一架
验尸官非调查结果 - Ross Millard
2015 年 11 月 29 日上午 6:20，罗斯·米勒德驾驶霍华德·休斯 Lightwing GA-912 飞机从汤斯维尔附近伍德斯托克斯塔克机场 33 号跑道起飞，进行单圈维护试飞。飞机沿跑道方向爬升至离地面约 100 英尺的高度。此时，发动机声音减小，伴随大量功率损失，随后在跑道中心线右侧进行受控机动，降低空速，增加下降率。随后，飞机开始向左轻微滚动，随后加速滚动、偏航并朝该方向向下俯仰 - 在与地面碰撞之前达到垂直姿态。撞击点位于跑道 ¾ 处附近，略偏向飞机跑道东侧。随后发生火灾，飞机被烧毁。米勒德先生受了致命伤。验尸官必须调查并确定死者、死亡时间、死亡地点、死亡原因和死因。验尸官不得在调查结果中包含任何关于某人犯有或可能犯有罪行或负有民事责任的陈述。在更好地了解死亡“如何”发生的过程中，验尸官可以考虑是否有可以吸取的教训，以防止在类似情况下发生死亡事件。昆士兰警方法医事故调查组以及澳大利亚休闲航空 (RAA) 调查人员的调查报告帮助我思考了我的发现。RAA 团队由国家技术经理 Darren Barnfield 先生和助理运营经理 Neil Schaeffer 先生组成。飞机的移动是通过对事件目击者的采访和对移动设备拍摄的事件视频的审查确定的。调查的重点更多地是了解发生了什么以及为什么会发生。在继续我的发现之前，我必须披露我目前的 RAA 会员资格，该会员资格始于我开始休闲飞行训练时。我现在持有带有各种认可的休闲飞行员证书。作为会员，我的活动仅限于满足保留该证书所需的要求。我还持有民航安全局颁发的私人飞行员执照。考虑到我参与 RAA 的有限性以及我的调查结果中涉及的问题，我认为不存在任何实际或感知的利益冲突。我还承认，我拥有飞行员资格这一事实并不能使我在飞机事故调查方面拥有任何专业知识。我通过严格审查提供给我的证据（包括具有必要专业知识的人员的报告）来履行验尸官的职责。
航天飞机主发动机
太空运输系统 HAER No. TX-116 第 248 页 第三部分 航天飞机主发动机 简介 航天飞机主发动机 (SSME) 是世界上第一台也是唯一一台适用于载人航天的完全可重复使用、高性能液体火箭发动机。分级燃烧发动机燃烧 LO2 和 LH2 的混合物将航天器送入太空。ET 为三个 SSME 提供燃料和氧化剂，SSME 在动力飞行的前两分钟与双 SRB 协同工作。发动机从点火到 MECO 总共运行了大约八分半钟，燃烧了超过 160 万磅（约 528,000 加仑）的推进剂。SSME 为航天飞机提供了超过 120 万磅的推力。SSME 分级燃烧循环分两步燃烧燃料。首先，双预燃室燃烧涡轮泵中的大部分氢气和部分氧气，产生高压和有限温度下的富氢气体。热气流推动高压涡轮泵中的涡轮。涡轮废气流入主燃烧室，燃料在这里完全燃烧，产生高压高温的富氢气体。主燃烧室的废气通过喷嘴膨胀产生推力。在海平面，推进剂为每个发动机提供大约 380,000 磅的推力，额定功率水平 (RPL) 或 100% 推力；390,000 磅的标称功率水平 (NPL) 或 104.5% 的 RPL；420,000 磅的全功率水平 (FPL) 或 109% 的 RPL（或在真空中分别约为 470,000 磅、490,000 磅和 512,000 磅）。发动机可在 67% 至 109% RPL 的推力范围内以百分之一的增量进行节流。所有三个主发动机同时收到相同的节流命令。这在升空和初始上升期间提供了高推力水平，但允许在最后的上升阶段降低推力。发动机在上升过程中采用万向节来控制俯仰、偏航和滚转。SSME 的运行温度比当今常用的任何机械系统都要高。点火前，地球上第二冷的液体 LH2 的温度为零下 423 华氏度。点火后，燃烧室温度达到 6,000 华氏度，比铁的沸点还要高。为了满足严酷操作环境的要求，开发了特殊合金，例如 NARloy-Z（Rocketdyne）和 Inconel Alloy 718（Special Metals Corporation）。 1036 后者是一种镍基高温合金，用于大约 1,500 个发动机部件，按重量计算约占 SSME 的 51%。
美国空军飞机事故...
执行摘要 飞机事故调查 F-16CM，T/N 88-0510 意大利切尔维亚附近 2013 年 1 月 28 日 2013 年 1 月 28 日，当地时间 (L) 大约 19:03，一架 F-16CM，尾号 88-0510，隶属于意大利阿维亚诺空军基地 (AAB) 第 31 战斗机联队第 510 战斗机中队，作为三架 F-16CM 和一架 F-16DM 飞机编队的一部分离开 AAB，执行夜间训练任务。飞行员使用了夜视镜 (NVG)。事故发生前，由于空域天气阻碍了他们完成主要任务，事故飞行员 (MP) 和事故僚机 (MW) 协调了两次模拟炸弹袭击作为备用任务。第一次袭击没有包括任何模拟防御威胁反应，没有发生任何事件。在 1948L，起飞后约 45 分钟，MP 执行了威胁反应，最终进行了“最后一搏”防御机动。这发生在第二次袭击后的撤离过程中，最初导致事故飞机 (MA) 进入 45 度机头低、90 度左翼向下的姿态。大约 12 秒后，MP 表示他迷失了方向。在 MW 的提示下切换到内部飞机仪表，MP 尝试了恢复机动。执行“最后一搏”机动和后续恢复机动导致飞机内部声音警告和警示灯亮起，飞机外部所有文化照明提示和可辨别地平线消失，飞机姿态异常，导致下降率和空速过高。宪兵在空间上迷失方向，以至于他认为无法恢复 MA。大约在 19:49:24L，宪兵启动弹射。宪兵在弹射过程中遭受致命的头部和颈部创伤。MA 在亚得里亚海坠毁，距离弹射地点约四英里。MA 及其相关财产的损失价值 28,396,157.42 美元。没有对政府或私人财产造成其他损害。事故调查委员会主席通过明确和令人信服的证据发现，事故原因是 MP 未能有效从空间定向障碍中恢复，这是由于天气条件、MP 使用夜视镜、MA 的姿态和高速度以及 MP 视觉扫描故障等多种因素造成的。这导致 MP 误判了紧急弹射的需要。委员会主席还通过明确和令人信服的证据发现，在高速弹射时宪兵的头盔立即脱落、弹射座椅安全带松弛、弹射座椅离开 MA 时向左偏航，以及弹射座椅的减速伞展开后 40 倍重力回弹，导致了宪兵的受伤，并很快导致其死亡。