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模型保真度及其对飞机的影响...
本研究调查了在飞机开发过程中概念阶段就已纳入工业级遗留系统仿真模型的影响。通过一种完全基于开放标准的遗留模型 (LM) 集成新方法，将两个不同保真度级别的系统仿真模型（一个基于手册方法，代表低保真度仿真模型）纳入飞机尺寸框架，另一个基于来自类似设计的先前飞机项目的遗留数据，被认为具有更高的保真度。根据机翼参考面积和发动机尺寸对最终的飞机设计进行评估。根据集成和开发工作以及执行时间对 LM 和手册模型 (HM) 进行评估。研究发现，模型保真度的选择会影响飞机的最终设计，低保真度的 HM 产生的设计比高保真度的 LM 具有更大的机翼参考面积和发动机尺寸。结果评估表明，HM 比 LM 更耗时。因此，尽管 LM 的集成工作比 HM 的开发时间更长，但 LM 产生的结果信心增加的好处超过了 LM 集成包装器开发的初始成本。此外，一旦构建了 LM 集成包装器，与其他具有相同接口的 LM 的集成类似于“即插即用”，允许更彻底的设计空间探索，尽管仅限于模型的操作域 (OD)。就执行时间而言，基于 LM 的优化过程是基于 HM 的优化过程的两倍。但是，执行时间足够短，不会成为概念阶段 LM 纳入的障碍。
先进飞机的飞行服务评估...
16 摘要 这是多阶段项目第一阶段进行的技术工作的最终报告，该项目的目标是设计、开发和飞行评估一种先进的复合材料尾翼部件，该部件在生产环境中制造，成本与金属部件相比具有竞争力，重量至少节省 20%。该项目选定的尾翼部件是 L-1011 飞机的垂直尾翼盒。箱体结构从机身生产接头延伸到翼尖肋，包括前后翼梁。对各种设计方案（如加固盖和夹层盖）进行了评估，以得出一种最有可能满足项目目标的配置。所选的首选配置包括带有模制整体加固翼梁的帽形加固盖、铝桁架复合材料肋条和带有整体模制盖的复合材料微型夹板腹板肋条。进行了材料筛选测试以选择先进的复合材料材料
遥控飞机的人为因素挑战
与界面形式无关的设计理念。一些广泛的原则与 GCS 的整体功能有关，特别是从所有子系统共同运行中产生的属性或特征。例如，Norman (1988) 和 Shneiderman 和 Plaisant (2005) 提出的人机界面一般设计原则。这些原则处理诸如界面的内部一致性、对控制输入的反馈需求以及防止、检测和恢复预期操作员错误的功能等问题。Endsley 和 Jones (2012) 提出了一套 50 条设计原则，旨在最大限度地提高态势感知能力。北约关于 UAS 人机界面的指导方针草案提到需要考虑认知工程问题，包括反馈、心理工作量、一致性、最小化记忆负荷、一致性和适应个体差异 (NATO, 2007)。
无人驾驶飞机的概念设计...
摘要 - 重要的技术进步使行星勘探飞机能够被视为可行的科学平台。这些系统填补了一个独特的行星科学测量差距，区域尺度的近距离观察，同时为行星发现提供了新的视角。使用UAV（无人驾驶飞机）对火星进行探索已有25年以上的领先航天组织（例如NASA）。最近的努力已经能够产生一些成熟的任务和飞行系统概念，准备实施飞行项目。然而，与让飞机飞过稀薄的二氧化碳富含火星氛围有关的挑战有很多。传统飞机设计专业知识并不总是适用于这种车辆，几何，空气动力和任务限制会导致可行的可行设计空间受到限制。本文提出了一种概念方法，该方法是为设计能够在火星大气中执行VTOL（垂直起飞和降落）的无人机。无人机旨在参加2021年国际行星航空系统挑战赛。无人机可以携带高达5公斤的科学有效载荷（火星重量）。
对军用运输飞机的 BWB 评估
摘要 目的——空中机动性的增长、燃料价格的上涨和雄心勃勃的减排目标是推动飞机高效研究的一些因素。本文旨在评估涡轮电力分布式推进的翼身融合 (BWB) 飞机配置在军事领域的应用，并强调其在远程和重载荷应用方面可能实现的潜在优势。 设计/方法/方法——使用点质量方法和推进系统的发动机性能代码 (TURBOMATCH) 模拟了任务性能。创建了有效载荷-范围图表，以比较使用各种不同燃料的 BWB 飞机与现有波音 777-200LR 的性能作为基准。 结果——使用煤油时，有效载荷增加了 42%，但使用液化天然气可使有效载荷在 7,500 海里的设计范围上增加 50%。使用液氢 (LH2) 时，由于这种低密度燃料的可用体积，航程可能会被限制在 3,000 海里左右，但在此航程下的有效载荷可以增加 137%，达到 127,000 公斤。原创性/价值 - 提出的结果用于估计通过减少运输高密度和不规则货物的次数可以在多大程度上提高军事行动的效率，并表明拟议的替代方案与现有军用飞机相比如何。目前没有北约飞机具有如此大的有效载荷和航程能力。AQ：2 因此，本文探讨了采用涡轮电力分布式推进的 BWB 飞机作为有效军用运输工具的潜力。
FLEXOP 演示飞机的地面测试
本文介绍了对 FLEXOP 演示飞机进行的地面测试活动。进行的测试分为结构、飞行系统和集成测试。除了描述测试设置和测试执行之外，还给出了主要发现和结论。结构测试包括静态、地面振动和适航性测试。静态和地面振动测试用于对制造的机翼和整个机身进行结构表征。本文还介绍了用于机翼形状和负载重建的光纤布拉格应变传感系统的评估和校准。适航性测试用于证明制造的机翼在指定极限载荷下的结构完整性。在飞行系统测试的背景下，简要介绍了机载自动驾驶仪硬件软件系统的主要组件，包括从 RC 发射器到飞机控制器的信号数据流、基线自动驾驶仪软件的功能以及与地面站的通信。所有这些组件都集成到硬件在环环境中，并简要介绍了伺服电机识别和硬件延迟测量。在设计基线和颤振控制器时考虑了测量的硬件延迟。在软件在环环境中，颤振控制器与基线控制器一起进行了测试。最后介绍系统集成测试。在此背景下，介绍了空气制动器、发动机、电子元件的兼容性、航程和滑行测试。
用于电动飞机的电机：部分……
摘要 — 运输应用中使用的现代电机需要在功率（和扭矩）密度方面提供高性能。同时，由于这些应用对安全至关重要，因此需要相当高的可靠性和/或容错能力。在所有可能影响电机可靠性的因素中，局部放电的发生是最关键的因素之一，尤其是对于低压、随机绕线的电机。本文对航空航天应用的电机中的局部放电进行了广泛的实验研究。在代表性航空航天环境中使用正弦和快速上升脉冲进行测量，模拟商用飞机任务期间及之后遇到的典型环境条件（即低至 30 mbar）。作为调查的主要结果，证明用于启动主飞行控制面的电机具有更高的局部放电发生风险。因此，它们的绝缘系统需要非常仔细的设计。
