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根据 clps 任务订单 19d 飞行的 NASA 有效载荷概览...
概览 NASA 有效载荷按照 CLPS 任务命令 19D 飞往危海。 ME Banks 1，C. Barney 2，C. Buhler 3，CI Calle 3，M. Carter 4，M. Collier 1，D. Currie 5，J. Davis 2，M. DuPuis 3，A. Goode 4，RE Grimm 6，Z. Hull 2，D. Klumpar 2，BJ LaMeres 2，RW Maddock 7，CM Major 2，M. Mehta 8，MM Munk 7，S. Nagihara 9，CP Nguyen 7，JJK Parker 1，J. Sample 2，L. Springer 2，DE Stillman 6，O. Tyrrell 7，BM Walsh 10，RN Watkins 11,12，K. Zacny 13。 1 美国国家航空航天局戈达德太空飞行中心，maria.e.banks@nasa.gov，2 蒙大拿州立大学，3 美国国家航空航天局肯尼迪航天中心，4 宙斯盾航天公司，5 马里兰大学，6 西南研究所，7 美国国家航空航天局兰利研究中心，8 美国国家航空航天局马歇尔太空飞行中心，9 德克萨斯理工大学，10 波士顿大学空间物理中心，11 北极斜坡地区联邦公司，12 美国国家航空航天局总部，13 Honeybee Robotics。
高载荷和气动弹性分析结果...
高空平台 (HAP) 是一种重量极轻、高空长航时飞机 (HALE)，设计用于在 FL450 和 FL800 之间的高度上保持空中飞行并保持位置数天。携带光学测量设备，科学家可以长时间连续观测地球。与卫星相比，这是一个优势，卫星通常每隔几天才经过同一地点，而且飞行高度要高得多，例如，导致光学分辨率较低。启动和降落的能力允许重新配置和重新定位飞机以执行新的和不同的任务。此外，与卫星相比，飞机的购买和运营成本预计要低得多，包括基础设施（机场与航天港）。图 1 显示了 DLR 目前正在开发的 HAP 配置。我们的想法是制造一种飞行器，它飞行速度非常慢（V EAS = 9 .0 ...11 .0 米/秒），但在推进和空气动力学性能方面非常高效，并且由太阳能供电。这就要求设计能够提供较大的区域来安装太阳能电池板，同时重量要非常轻。在夜间，高度会降低并使用电池，然后在白天飞机重新获得高度时对电池进行充电。目前正在业界开发的类似配置包括空客 Zephyr [ 1 , 2 ]（原由 QinetiQ 开发）或 BAE Systems 的 Phasa-35 [ 3 ]。其他有或没有尾翼的类似飞机包括 Solar Impulse [ 4 ] 或 NASA Helios 原型机 [ 5 ]。前两个示例计划用于商业用途，而后者具有更多的科学背景。本文是系列出版物中的第二篇。在第一篇出版物 [ 6 ] 中，作者重点关注：
高空、长航时、太阳能电动飞机的载荷和气动弹性分析结果
高空平台 (HAP) 是一种重量极轻、高空长航时飞机 (HALE)，设计用于在 FL450 和 FL800 之间的高度上保持空中飞行并保持位置数天。携带光学测量设备，科学家可以长时间连续观测地球。与卫星相比，这是一个优势，卫星通常每隔几天才经过同一地点，而且飞行高度要高得多，例如，导致光学分辨率较低。启动和降落的能力允许重新配置和重新定位飞机以执行新的和不同的任务。此外，与卫星相比，飞机的购买和运营成本预计要低得多，包括基础设施（机场与航天港）。图 1 显示了 DLR 目前正在开发的 HAP 配置。我们的想法是制造一种飞行器，它飞行速度非常慢（V EAS = 9 .0 ...11 .0 米/秒），但在推进和空气动力学性能方面非常高效，并且由太阳能供电。这就要求设计能够提供较大的区域来安装太阳能电池板，同时重量要非常轻。在夜间，高度会降低并使用电池，然后在白天飞机重新获得高度时对电池进行充电。目前正在业界开发的类似配置包括空客 Zephyr [ 1 , 2 ]（原由 QinetiQ 开发）或 BAE Systems 的 Phasa-35 [ 3 ]。其他有或没有尾翼的类似飞机包括 Solar Impulse [ 4 ] 或 NASA Helios 原型机 [ 5 ]。前两个示例计划用于商业用途，而后者具有更多的科学背景。本文是系列出版物中的第二篇。在第一篇出版物 [ 6 ] 中，作者重点关注：
多轴疲劳载荷下缺口部件疲劳临界点预测方法
这是以下文章的同行评审版本：Luo, P, Yao, W, Susmel, L, Li, P. 多轴疲劳载荷下缺口部件疲劳临界点的预测方法。 Fatigue Fract Eng Mater Struct. 2019; 1– 12.，最终版本已发布于 https://doi.org/10.1111/ffe.13116。本文可用于非商业用途，符合 Wiley 自存档版本使用条款和条件。
使用 cas 定向 LINE-1 逆转录酶进行大型遗传有效载荷的定向插入
一个困难的基因组编辑目标是大型遗传构建体的位点特异性插入。我们在此描述了 GENEWRITE 系统，其中 Cas 内切酶的位点特异性靶向活性与人类逆转录转座子 LINE-1 的 ORF2p 蛋白的逆转录酶活性相结合。这是通过提供两种 RNA 来实现的：一种靶向 Cas 内切酶活性的向导 RNA 和一种编码所需插入的适当设计的有效载荷 RNA。我们使用大肠杆菌作为开发和部署的简单平台，表明通过适当的有效载荷设计和辅助蛋白的共表达，GENEWRITE 可以使用所述方法将大型遗传有效载荷插入精确位置，尽管存在脱靶效应。基于这些结果，我们描述了在更复杂的系统中实施 GENEWRITE 的潜在策略。
热循环载荷对三维芯片堆叠结构应力-应变响应和疲劳寿命的影响
随着芯片技术的发展，摩尔定律在微电子工业中的运用可能接近极限，三维集成电路（3D-IC）技术可以克服摩尔定律的限制，具有高集成度、高性能和低功耗的优势[1-3]。因此，3D IC中的芯片堆叠引起了电子工业的广泛关注，不同的键合技术被开发出来以保证芯片（或晶圆）的垂直堆叠，其中采用焊料的TLP键合已被提出作为实现低温键合和高温服务的有效方法。Talebanpour [4]采用Sn3.0Ag0.5Cu作为3D结构中的互连材料，经260 ℃回流温度和时效后获得了全IMC（Cu6Sn5/Cu3Sn）。储[5]研究了低温稳态瞬态液相(TLP)键合Cu/Sn/Cu和Ni/Sn/Ni焊点,分别检测到Cu 6 Sn 5 、Cu 3 Sn、Ni 3 Sn 4 、Ni 3 Sn 2 。陈[6]研究了基于TLP键合的Cu/Sn3.5Ag/Cu和Cu/Sn3.5Ag/Cu15Zn,焊点中检测到了Cu 6 Sn 5和Cu 6 (Sn, Zn) 5 ,研究发现Cu 6 Sn 5 由于其晶粒结构均一且脆性大,会降低键合可靠性;而Zn能有效地将均一晶粒结构修改为交错结构,从而提高键合可靠性。在3D IC结构中,完整IMC焊点在热循环载荷下的可靠性一直是重要的研究方向,有限元程序可以用来计算IMC焊点的应力-应变响应和疲劳寿命。田 [7] 研究了三维IMC接头的应力分析和结构优化
月球风化层粘附特性 (RAC) 有效载荷样品的材料和表面评估
随着长期月球探索和居住的追求越来越接近现实，人们正在广泛努力有效减轻月球表面尘埃的污染和渗透。这种尘埃对人类有害，往往会顽固地粘附在所有暴露的表面上，导致性能问题并最终导致失败。虽然已经开发了几种主动和被动技术来应对这一挑战，但评估这些技术在实际月球环境中的性能极其重要。风化层粘附特性 (RAC) 实验有效载荷为这种评估提供了重要机会。RAC 有效载荷由 Alpha Space 为美国国家航空航天局 (NASA) 设计，计划于 2023 年搭乘 Firefly Aerospace Blue Ghost 着陆器飞往月球。由于可用于此次任务的材料数量有限，因此做出明智的选择至关重要。NASA 兰利研究中心选择了两种聚合物、一种碳纤维增强复合材料和一种金属合金作为多样化的结构材料。每种材料都使用激光烧蚀图案进行地形修改。本文简要介绍了此次月球表面实验所选用的被动式除尘材料和表面的选择和测试程序以及获得的一些结果。
运行载荷监测系统在飞机主起落架连接框架疲劳评估中的应用
摘要：本文提出了一种基于操作载荷监测 (OLM) 系统记录的垂直着陆力对主起落架 (MLG) 连接框架疲劳进行评估的方法。特别是，分析了不同着陆阶段以及地面操作和 MLG 框架疲劳磨损的影响。开发的 OLM 系统的主要功能是对 Su-22UM3K 飞机主起落架节点结构因标准着陆和触地复飞 (T&G) 着陆而产生的疲劳进行单独评估。此外，该系统还允许评估着陆期间主起落架节点结构中的应力累积并允许检测硬着陆。开发的系统还实现了确定选定的飞行阶段、对应变计传感器在标准全停着陆和滑行期间记录的结构不同类型的负载循环进行分类。基于这些功能，可以监测和比较飞机之间的着陆疲劳磨损当量以及给定飞机所有航班的着陆疲劳磨损，这些可以纳入机队管理范例，以实现飞机的最佳维护。本文详细描述了用于起落架节点疲劳评估的系统和算法，并提供了和讨论了在六架飞机的机队 3 年系统运行期间获得的结果。
卫星有效载荷系统实验室
提供的服务：•开发有效载荷遥感系统•设计和测试光学机械支持系统和空间光学系统•开发信号和图像处理技术•实施软件，用于目视测试卫星的空间有效负载•实施卫星空间的电子测试软件
回顾研究和调查动态载荷下飞机结构失效的不同方法
本文旨在研究和调查动态载荷下飞机结构失效的不同方法。飞机结构失效会导致灾难性的后果，导致升力和飞机大量损失。因此，调查导致飞机失效的主要原因非常重要。本文讨论了飞机机翼结构材料失效的主要原因以及疲劳失效。在调查的同时，还通过不同的案例研究及其结果总结了未来的补救措施。飞机机翼采用高强度材料制造，因此它们可以在较长时间的飞行中承受较大的载荷。疲劳失效监测现已纳入所有飞机。故障监测系统收集计算安全寿命、损伤寿命或检查整架飞机所需时间所需的所有数据。本文介绍了军用敏捷飞机的疲劳监测系统和工具。它全面回顾了军用飞机及其当前系统中使用的所有技术。通过不同故障分析方法的案例研究，提出了一些主要问题及其纠正措施。本综述论文包括不同的测试、分析及其步骤。