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World File Search System马赫数
DMA-Aero MPS38B 空气数据测试装置规格表
压力/真空生成 自动泄漏检查 控制排气到环境 高度/空速输入 静态/动态（Qc）/总压力输入 高度/空速变化率输入 马赫数输入 TAS / IAS 切换，TAS 温度校正 高度偏移校正 30 个用户测试编程配置文件，每个配置文件 26 个步骤 超低速（5 至 200 节），用于提高准确性和稳定性 接近设定点时发出声音指示
STORT 的设计、制造和组装...
STORT 是 DLR 的一个项目，专注于在相对较长的时间内测试高超音速飞行（马赫数高于 8）的关键技术。该项目的总体目标是支持降低未来太空运输系统的成本，同时保持其高度可靠性。为此，未来发射系统所有阶段的可重复使用性是先决条件。对于第一级，8-10 马赫数似乎是最佳分级速度，这意味着需要开发和验证以这些速度返回第一级飞行的技术。因此，STORT 旨在实现代表可重复使用第一级在 8 马赫时进行这种高能再入飞行的运行条件，以支持优化和验证未来太空运输系统开发技术和模拟工具。因此，本文描述了火箭前体组件的设计、制造和集成，直至发射。此外，还概述了从热保护系统传感器收集的飞行数据。前机身热保护系统需要使用陶瓷基复合材料来保护机身免受飞行过程中的高热负荷。在本例中，热保护系统由 DLR 内部制造的 C/C-SiC 复合结构组成。主要元件是一个锥形机头元件和四个通过碳纤维纤维缠绕制造的薄壁壳体段。通过现场连接工艺，由 CMC 材料制成的整体固定支架永久固定在壳体上。连接热保护系统结构的底层前机身主结构由铝制成。
可重复使用飞行实验
reflex的长度约为2.7 m，翼展约为1.1 m，质量约为约1.1 m。450kg。 它受大气外的氮冷气反应系统（RC）控制，并应在大气效应发挥作用时过渡到空气动力控制表面（Canards和Rudder）。 重新进入操作期间达到的最大马赫数约为5马赫。 除了能够驾驶优化的轨迹（自动在板载上生成）以减少热载荷外，Reflex还应通过相对于从入口界面测得的原始标题进行至少30°的转弯来证明可操作性。 出于本实验的目的，将入口界面放在60 km的高度上，因为大气的影响在此高度对可预见的轨迹显着。450kg。它受大气外的氮冷气反应系统（RC）控制，并应在大气效应发挥作用时过渡到空气动力控制表面（Canards和Rudder）。重新进入操作期间达到的最大马赫数约为5马赫。除了能够驾驶优化的轨迹（自动在板载上生成）以减少热载荷外，Reflex还应通过相对于从入口界面测得的原始标题进行至少30°的转弯来证明可操作性。出于本实验的目的，将入口界面放在60 km的高度上，因为大气的影响在此高度对可预见的轨迹显着。
实验室产生的湍流无碰撞冲击中的电子加速
天体物理无碰撞激波是宇宙中最强大的粒子加速器之一。超新星遗迹激波是由超音速等离子体流与星际介质剧烈相互作用产生的，据观测，它可以放大磁场 1 并将电子和质子加速到高度相对论速度 2 – 4 。在完善的扩散激波加速模型 5 中，相对论粒子通过反复的激波穿越而加速。然而，这需要一个单独的机制来预加速粒子以实现激波穿越。这被称为“注入问题”，它与电子尤其相关，并且仍然是激波加速中最重要的难题之一 6 。在大多数天体物理激波中，激波结构的细节无法直接解决，因此很难确定注入机制。这里我们报告了激光驱动等离子体流实验和相关模拟的结果，这些实验和模拟探测了在与年轻超新星遗迹相关的条件下湍流无碰撞激波的形成。我们表明，电子可以通过激波向相对论非热能转变过程中产生的小尺度湍流在一阶费米过程中得到有效加速，从而有助于克服注入问题。我们的观测为激波时的电子注入提供了新的见解，并为在实验室内控制研究宇宙加速器的物理原理开辟了道路。大多数天体物理激波都是无碰撞的，这意味着它们是由等离子体不稳定性形成的，等离子体不稳定性通过磁场放大、等离子体加热和粒子加速来耗散流能 6、7。因此，粒子注入与激波形成机制和激波产生的湍流磁场的性质密切相关。这些过程通常受激波马赫数（激波速度与环境阿尔文或声速之比）控制，但其控制方式尚不十分清楚。长期以来，航天器对地球弓形激波的现场测量已经形成了我们对中等阿尔文马赫数（MA ≈ 3 − 10）下无碰撞激波的理解（参考文献 8）。然而，由于这些奇异遥远激波的局部条件约束不充分，我们对超新星遗迹（SNR）激波相关的甚高马赫数范围（MA ≫ 10）的了解要有限得多，而且大部分都是通过数值模拟获得的 9 – 12。在过去十年中，人们在利用千焦耳级激光器产生超音速超阿尔文等离子体方面做出了巨大努力
ONERA F1 和 S1MA 风洞中的高雷诺数进气测试
Gener..11 Electric 公司使用上述方法进行了两项特殊测试，以详细研究风车条件下的上整流罩分离情况 [5]。第一个测试采用 1/6 比例模型！结果显示，分离开始角对马赫数和雷诺数都有很大依赖性，如图 11 所示。接下来的问题是如何根据飞行雷诺数推断结果。因此，决定建造并测试一个新的 1/3 比例模型！ （图 12 J：如图 11 所示，两个测试结果非常吻合，并且发现在 10 百万以上，起始分离角不再与雷诺数相关。
附件 6
2.4.4 在水面上空飞行的飞机 ...................................................................................................................... 2.4-3 2.4.5 在指定陆地区域上空飞行的飞机 ........................................................................................................ 2.4-4 2.4.6 高空飞行的飞机 ...................................................................................................................... 2.4-5 2.4.7 所有按照仪表飞行规则运行的飞机 ............................................................................................. 2.4-5 2.4.8 在夜间飞行的飞机 ...................................................................................................................... 2.4-6 2.4.9 符合附件 16 第 I 卷噪声认证标准的飞机 ............................................................................. 2.4-6 2.4.10 马赫数指示器 ............................................................................................................................. 2.4-6 2.4.11 需要配备近地警告系统（GPWS）的飞机 ............................................................................. 2.4-6 2.4.12 紧急定位发射机（ELT） ................................................................................................ 2.4-8 2.4.13 需要配备压力高度报告应答器的飞机 .............................................................. 2.4-8 2.4.14 麦克风 ................................................................................................................................
宣传册：KSG 7200 ADAHRS - 霍尼韦尔航空航天
空中数据功能采用在航空运输和高端商务喷气机中经过测试和完善的霍尼韦尔技术，是有史以来提供给通用航空的最可靠的系统。它可感应压力并计算指示和校准空速、马赫数、压力高度、气压修正高度（#1 和 #2）、总空气温度、静态空气温度和密度高度。该系统能够根据要求对静态源误差进行高度和空速修正，以满足缩小垂直间隔最小值 (RVSM) 的精度要求。这些数据通过独立的高速 ARINC 429 数据总线提供给显示器、自动飞行控制、飞行管理功能和其他外围系统。
喷气式运输机纵向自动驾驶仪设计与分析。飞机起飞
自动控制系统的发展在民用和军用航空的发展中发挥了重要作用。现代飞机包括各种自动控制系统，可帮助机组人员导航、飞行管理和增强飞机的稳定性特性。针对这种情况，设计了一种自动驾驶仪，机组人员可以使用它来减轻巡航期间的工作量，并帮助他们在不利条件下起飞和降落飞机。自动驾驶仪是控制系统中的一个元素。它是一种飞行员救援机制，有助于保持姿态、航向、高度或按照导航或起飞和降落参考飞行。设计自动驾驶仪需要控制系统理论背景和给定飞机在不同高度和马赫数下的稳定性导数知识 [14]。
涡格法对人力飞行器分析的适用性评估
对飞机进行了研究。使用 VLAERO+ （一种涡格法商用计算机程序）计算了 Gossamer Albatross 的升力系数、阻力系数和力矩系数等气动数据，并将其与飞行试验数据进行了比较。对差异进行了分析和解释。尽管计算结果显示出与实验数据相似的趋势，但仍存在一些差异，这些差异可以用该方法的固有局限性来解释，例如线性和无粘性。不过，该程序允许通过加法和乘法因子进行某些校准。Gossamer 模型一旦校准，就可以放心地用于计算马赫数在 0.016 到 0.0248 之间、攻角在 -2 到 10 度之间的气动特性和稳定性分析。
发动机轴功率释放导致的燃料消耗
摘要 本文研究了由于发动机轴功率释放而导致的燃油消耗以及由此导致的飞机燃油消耗增加。本文回顾并比较了此类消耗的已发表和未发表数据。通过观察轴功率释放时发动机内部的现象，深入了解了轴功率释放所造成的影响。本文介绍了 TURBOMATCH 发动机仿真模型的结果，该模型已根据真实发动机数据进行了校准。推导出了用于计算由于轴功率释放而导致的燃油消耗的通用方程，并给出了不同飞行高度和马赫数的数值。主要结果是，对于典型的巡航飞行，轴功率因数 k P 约为 0.002 N/W。这使得涡轮风扇发动机的轴功率释放发电效率高达 70% 以上。