Bu tədqiqat, gelecekte Mars səthinde bir pilot ilə bir sərnişin və ya eşdəyər 100 kg yükü taşıyabiləcek insanlı bir rotor apultının aerodinamik açıdan mümkün olup olmadığını araşdırır. Tədqiqatnın hedef gereksinimleri arasında Mars şəraitinda şaquli qalxış və enmə, en az iki saat fasiləsiz ucuş, tapşırıq sonrasında təkrar istifadə oluna bilmə və insan/yük daşmaacılığı mövcuddur. Tədqiqatçılar aşşəbəkəı atmosfer sıxlığınun klasik helikopter arxitekturasıni ciddi biçimde zorlaştırması niyəiyle kuyruk rotorlu Sikorsky düzümüni elemiş və birbirine zıt yönde dönen iki əsas rotordan oluşan koaksial düzeni seçmiştir.

600 kg maksimum qalxış kütləsi üçün Mars səthindeki nəqliyyat vasitəsi şəbəkəırlığı təxminən 2238 N kimi hesablanmışdır. Kavramsal nəqliyyat vasitəsita 330 kW sinifında elektrik motoru, 200 kg batareya, 45 kg əsas rotor sistemi, 65 kg hava apultı strukturu, 15 kg avionika və pilot ilə 100 kg ek yükü kapsayan toplam 200 kg taşmaa tahsisi istifadə edilmişdir. Batarya üçün erken dizayn fərziyyəı kimi litium-kükürd texnologiyasi və 500 Wh/kg səviyyəinde enerji sıxlığı ele alınırken kütlə cədvəlsunda daha geniş 300–500 Wh/kg aralığı qorunmuşdur.

İki koaksial rotor çözümü fizibilite açistilikndan öne çıxmışdır. Konfigürasyon I, 6 m rotor radiusu, 0,65 m pər xord uzunluğu və 380 rpm fırlanma sürətiyla 2407 N hesablanan hovər itələməine ulaşmaktadır. Konfigürasyon II isə 5 m radius, 0,60 m xord və 400 rpm ilə 2310 N hesablanan hovər itələməi sşəbəkəlamaktadır. Her iki sistemde de iki rotor və rotor başına dört pər mövcuddur. Özellikle Mars üçün geliştirilmiş CLF5605 profilinin, klasik NACA 23015 profilə kıyasla aşşəbəkəı Reynolds sayılı Mars şəraitinda daha güclü nəticələr vərdiği görülmüştür.

Ancaq tədqiqatnın en əhəmiyyətli sonucu “insanlı Mars helikopteri hazır” deyildir. Hesaplar, qaldırma üretmenin müəyyən fərziyyəlar altında mümkün olabiləceğini gösterirken başlanğıcta diaqnozmlanan en az iki saat fasiləsiz ucuş gereksinimi mevcut batareya və avtomobil kütləsiyle garanti ediləmemiştir. Koaksiyel rotor qarşılıqlı təsiri, real batareya performansı, pər struktur optimallaşdırmau, rotor göbəyi, kumanda sistemi, Mars tozu, lokal atmosfer değişimleri, texniki xidmət və ucuşa elvərişlilik gibi birçok sistem henüz ayrıntılı kimi çözülmemiştir.

Türkiyə baxımından mənası: Tədqiqatdaki 600 kg nəqliyyat vasitəsi, 6 və ya 5 m rotor radiusu və 330 kW motor gibi dəyərlər Türkiyə'deki herhansı bir hava vturşuəçina birbaşa aktarılabiləcek dizayn pulmetrleri deyildir. Bununla belə tədqiqat; çok seyrek atmosferde çalışan hava nəqliyyat vasitəsilarının geliştirilmesinde atmosfer modeli, rotor uc Mach həddı, aşşəbəkəı Reynolds ədədi aerodinamiği, CFD, struktur optimallaşdırma, enerji saxlanması və tapşırıq gereksinimlerinin eyni mühəndislik zincirinde ele alınması gerektiğini gösteren güclü bir ön dizayn örneğidir. Türkiyə'de gezegen hava nəqliyyat vasitəsiları və ya çok aşşəbəkəı sıxlıqlu atmosfer təcrübəleri üzerine benzer tədqiqatlar strukturlacaksa nəticələrin ilgili nəqliyyat vasitəsi, ortam və tapşırıq koşulları altında yenidən doğrulanması lazımdır.

Ətraflı izah

Mars'ta helikopter ucurmak niyə bu kadar zor?

Mars'taki əsas sorun cazibənin Dünya'dan aşşəbəkəı olması değil, atmosferin son derece seyrek olmasıdır. Tədqiqatda kullanılan tipik Mars səth sıxlığı təxminən:

\[ \rho = 1{,}5\times10^{-2}\ \text{kg/m}^3 \]

kimi vərilir. Dünya üçün müqayisə dəyəri təxminən 1,2 kg/m³'tür. Tipik səth təzyiqi Mars'ta təxminən 7 hPa, Dünya müqayisəsında isə 1015 hPa'dır.

Mars atmosferinin təxminən %95'i karbon qazıten oluşmaktadır. Tədqiqatçılar ayrıca azot, arqon və eser gazların yanında səth mənbəlı tozun da real rotor sistemi üçün əhəmiyyətli olabiləceğini vurğulayır.

Düşük sıxlıq, bir rotor pərinın eyni alan və sürətda Dünya'ya kıyasla çok daha az aerodinamik qüvvə üretmesine yol açar. Kaldırmayı artırmanın doğal yolları rotor çapını, pər alanını və ya fırlanma sürətinı artırmaktır. Fakat fırlanma sürətinı həddsız yükseltmek mümkün deyildir; pər ucundaki mühitə aid sürət ilə vturşuəçin irəli sürətinin toplamı lokal səs sürətina yaklaştığında sıkıştırılabilirlik və yüksək Mach etkirəli kritik hâle gelir.

Mars atmosferi sabit kabul ediləbilir mi?

Hayır. Tədqiqatnın başlanğıc hesaplarında bazı tipik dəyərlər sabit kabul edilse de tədqiqatçılar atmosfer təzyiqi və yoğunluğunun mövqea, səth yüksəkliğine, günün saatine və ucuş seviyesine bşəbəkəlı olduğunu xüsusilə bildirir.

Tədqiqatnın metin bölümünde orta Mars sıcaklığı təxminən 210 K kimi da ifade edilmektedir. Tablo 1 isə tipik səth temperaturunı 220 K vərmektedir. Bu iki mənbə içi dəyər birbirine fırlanmatürülmeden korunmalıdır.

Yoğunluk ucuş hündürlüksı arttıkça daha da azalır. Tədqiqatçıların ön dizeyninda operasyon üst həddı təxminən 800 m kimi alınmış və sıxlıq ilə lokal səs sürətinın hündürlüyə bşəbəkəlı değişimi hesablama nəqliyyat vasitəsilarına fonksion kimi eklenmiştir.

Neden klasik kuyruk rotorlu helikopter seçilmedi?

Tədqiqatçılar ilk qiymətləndirməlerde klasik Sikorsky düzümüni aşşəbəkəı sıxlıqlu Mars atmosferi üçün uygun bulmamıştır. Ana rotor torkunu dmaneəemek üçün gereken quyruq rotorunun çok büyük olması və ya kuyruk bomunun nisbəttistilikz biçimde uzaması gerekeceği sonucuna varılmıştır.

Bunun yerine Ingenuity'de de kullanılan prensibe benzer şəkilde koaksial iki rotor seçilmiştir. İki rotor eyni ox üzerinde tərs yönlerde döndüğünden əsas rotor torkları büyük ölçüde birbirini dmaneəeyebilir və ayrı bir büyük quyruq rotoruna ihtiyaç kalmaz.

Tədqiqatçılar nəqliyyat vasitəsitan ne bekliyor?

Kavramsal dizayn üçün dört əsas tapşırıq gereksinimi müəyyən edilmişdir:

• Mars şəraitinda şaquli qalxış, ucuş və şaquli eniş yapabilmek,
• en az 2 saat dəqiqtisiz ucabilmek,
• pilot ilə bir sərnişin və ya eşdəyər 100 kg faydalı yük taşıyabilmek,
• her tapşırıqden sonra tekrar ucuşa elvərişli duruma gəlirliklebilmek və yenidən kullanılabilmek.

Bu gereksinimler hedef keyfiyyətiğindedir. Özellikle iki saatlıq ucuş süresi mevcut konsept hesaplarında tam kimi karşılanmamıştır.

600 kg maksimum qalxış kütləsi necə oluşuyor?

600 kg kütlənin Mars səthinde oluşturduğu çəki, tədqiqatdaxın hesapta \(g=3{,}73\ \text{m/s}^2\) kullanılarak:

\[ W=m g \]

\[ W=600\times3{,}73=2238\ \text{N} \]

kimi vərilmişdir.

Nəqliyyat vasitəsi gövdəsi niyə bu kadar hafif düşünülmüş?

Tədqiqatnın struktur konsepti birbaşa klasik kapalı helikopter gövdəsinden başlamamaktadır. Tədqiqatçılar aşşəbəkəı kütləli bir referans kimi tarihsel Focke-Achgelis Fa 330 Bachstelze rotor planörünü kullanmış və Mars vturşuəçi üçün qəfəs/truss benzeri hafif bir struktur öngörmüştür.

Bu seçim, Fa 330'un Mars'a uygun olduğu anlamına gelmez; yalnız aşşəbəkəı kütləli insan taşıyan bir rotor apultı üçün konseptual kütlə referansı kimi istifadə edilmişdir.

Kaynşəbəkəın 9. sayfasında tandem və yan yana oturma düzeninə sahip iki vizual konsept gösterilmektedir. Bu vizualler fiziki prototip deyildir. Müəlliflər tədqiqatın teşekkür bölümünde konseptual qraf hazırlığı sırasında Midjourney AU V7 kullandıklarını bildirmiştir.

Tasarım metodu necə ilərliyor?

Verianla Livə: Vizuallaşdırma yukarıdaki görünən bilimsel vəri cədvəlsundan üretilir; cədvəl source-of-truth kimi korunur.

CFD modeli necə idarəetmə edildi?

Pala çmərhələsindeki hesablama hacmi pulmetrik kimi oluşturulmuş və şəbəkə müstəqilliyi tədqiqatsı strukturlmıştır. Tədqiqatçılar təxminən 700.000 elementın üzerinde nəticə ilə beklenen dəyər arasındaki orta fərqın təxminən %1,56 səviyyəinde olduğunu bildirmektedir.

Sınır tabaəzələında 10 mm toplam kalınlık, 10 qat və 1,3 büyüme nisbəti istifadə edilmişdir. Pala səthinde hedef element boyutu 50 mm, minimum element boyutu 1 mm kimi müəyyən edilmişdir.

Türbülans modeli kimi aşşəbəkəı Reynolds ədədi düzeltmesi bulunan k-ω SST istifadə edilmişdir. Bildirilən \(y^+\) dəyəri səthin büyük bölümünde təxminən 0,03, hücum kənarında isə lokal kimi təxminən 3'tür.

Hangi pər profilleri karşılaştırıldı?

İki profil istifadə edilmişdir:

• NACA 23015: klasik helikopter aerodinamiğini temsil eden referans profil,
• CLF5605: Ingenuity/Mars şəraiti bşəbəkəlamında dəyərlendirilən aşşəbəkəı Reynolds sayılı profil.

Konfigürasyon I'in CFD örneğinde NACA 23015 üçün trim hesabındaki 300,93 N qaldırmaya karşılık simulyasiyada 299,93 N rapor edilmişdir. Aynı rotor boyutlarında CLF5605 kullanıldığında örnek simulyasiya qaldırması 430,34 N'ye çıxmışdır.

Bu, tədqiqatın dəyərlendirdiği koşullarda CLF5605 profilinin klasik NACA profiline kıyasla əhəmiyyətli bir aerodinamik potansiyel gösterdiğini ortaya koymaktadır. Ancaq tədqiqatçılar yekun rotor üçün xüsusi bir profil optimallaşdırma və test kampanyasının yine gerekli olduğunu açıqça bildirir.

Birinci rotor çözümü necə?

Konfigürasyon I:

• 2 koaksial rotor,
• rotor başına 4 pər,
• 6 m rotor radiusu,
• 0,65 m pər xord uzunluğu,
• 380 rpm,
• hesablanan hovər itələməi: 2407 N.

Bu dəyər, 600 kg vturşuəçin Mars'ta hesablanan 2238 N şəbəkəırlığının üzerindedir və tədqiqatın kullandığı trim yanaşmasında hovər üçün ilk aerodinamik fizibiliteyi sşəbəkəlamaktadır.

İkinci rotor çözümü ne kadar daha küçük?

Konfigürasyon II:

• 2 koaksial rotor,
• rotor başına 4 pər,
• 5 m rotor radiusu,
• 0,60 m pər xord uzunluğu,
• 400 rpm,
• hesablanan hovər itələməi: 2310 N.

Daha küçük rotor niyəiyle klasik profilin CFD nəticələri trim hesabını karşılamamış; CLF5605 kullanıldığında isə matematiksel gereksinimle daha iyi uyum əldə edilmişdir. Konfigürasyon II üçün örnek CFD sonucunda trim hedefi 288,75 N və simulyasiya dəyəri 281,51 N kimi rapor edilmişdir.

Verianla Livə: Karşılaştırma yalnız mənbə tədqiqatda vərilən rotor boyutlandırma nəticələrina dayanır.

Koaksiyel rotorların birbirini etkiləmesi hesaplandı mı?

Tam kimi değil. Güc hesaplarında iki rotorun %100 üst üste bindiği bir koaksial sistem üçün Dünya helikopter teorisinden alınan təxminən %20 güc kaybı fərz edilmişdir.

Tədqiqatçılar bunun Mars şəraitinda birbaşa doğrulanmış bir nəticə olmadığını və gelecek tədqiqatda iki rotor arasındaki aerodinamik qarşılıqlı təsirin ədədi kimi incelenmesi gerektiğini açıqça bildirir.

İki saat ucuş hedefi karşılandı mı?

Hayır. Tədqiqatnın tartımma və nəticə bölümleri bu konuda açıqtır. Mevcut konfigürasyonlarla iki saat fasiləsiz ucuş garanti edilmemektedir.

En kritik pulmetrlerden biri batareyadır. Ön hesaplarda 200 kg batareya ayrılmış və litium-kükürd üçün 500 Wh/kg civarında gelecekteki bir enerji sıxlığı fərz edilmişdir. Buna rşəbəkəmen hesablanan havada kalış süresinin iki saat hedefini sşəbəkəlamadığı bölgeler mövcuddur.

Batarya kütləsini artırmak nəzəri kimi enerji miktarını artırabilir; fakat bu kez toplam avtomobil kütləsi yükselir, rotorun üretmesi gereken qaldırma və gerekli güc de artar. Buna görə problem yalnız daha büyük batareya eklemekle çözülebiləcek kadar sadə deyildir.

Tədqiqatnın realten kanıtladığı şey nədir?

Tədqiqat, 600 kg sinifında insan və yük taşıyan real bir Mars helikopterinin hazır olduğunu sübut etmir. Gösterdiği şey daha məhdud ama mühəndislik açistilikndan əhəmiyyətlidir: mənbəta kullanılan atmosfer, kütlə, aerodinamik və texnologiya fərziyyəları altında koaksial büyük rotorların 600 kg sinifındaki bir nəqliyyat vasitəsi üçün hovər qüvvəi üretebiləceği iki həndəsi çözüm bulunabilmiştir.

Bunun bir məhsule fırlanmamesi üçün rotor aerodinamiğinden çok daha fazala sistemin çözülmesi lazımdır.

Hangi texnologiyaler hâlâ eksik?

• Mars üçün xüsusi əsas rotor pər profili optimallaşdırmau,
• koaksial rotor–rotor aerodinamik qarşılıqlı təsirinin ayrıntılı CFD'si,
• pər möhkəmliki və aerostruktur FSI optimallaşdırmau,
• rotor göbəyi, mafsallar və swashplate dizeyni,
• 330 kW sinifı hərəkət sisteminin Mars operasyonuna uygunlaştırılması,
• yüksək özgül enerjili və aşşəbəkəı kütləli batareya sistemi,
• toz və temperatur dövrlerinin sistem ömrüne etkisi,
• pilot, sərnişin və yük üçün təhlükəsiz struktur,
• avionika, navigasyon və ucuş idarəetmə sistemləri,
• sşəbəkəlık izləmə və ucuş vərisi qeyd sistemi,
• Mars ortamında texniki xidmət və ucuşa elvərişlilik idarəetməi.

Tədqiqatçılar sonraki mərhələda rotor geometriyayasınin ayrıntılı optimallaşdırmaunu və tam nəqliyyat vasitəsi konseptinin geliştirilmesini hedeflemekte; tam konseptin oluşturulmasını kendi proje diaqnozmları üçünde TRL 3'e ilərleme adımı kimi qiymətləndirməktedir.

Metod və nəticələr

Tədqiqat tipi

Tədqiqat erken mərhələ konseptual dizayn və hesablamalı fizibilite tədqiqatsıdır. Sınaqsel Mars ucuşu və ya fiziki insanlı prototip testi strukturlmamıştır. Metod, daha önce Dünya helikopterleri üçün geliştirilmiş pulmetrik əsas rotor dizayn və optimallaşdırma nəqliyyat vasitəsilarının Mars atmosfer pulmetrlerine uyarlanmasına dayanmaktadır.

Başlanğıc tapşırıq gereksinimleri

CFD doğrulama yanaşması

Parametrik pər modeli otomatik oluşturulan bir axın sahəsina yerleştirilmiştir. Pala boyunca değişen bşəbəkəıl sürət və axın bucşəbəkəı matematiksel ifadelerle hədd şartlarına tətbiq edilmişdir. Böylece tam rotor hesablamasından önce tek pər üzerinden hovər və irəli ucuş davranışı araşdırılmışdır.

Ağ müstəqillığı tədqiqatsında təxminən 700.000 elementın üzerindeki modeller üçün nəticə değişimi orta təxminən %1,56 səviyyəine düşmüşdür. Simülasyonlarda aşşəbəkəı Reynolds sayılı axını temsil etmek üçün aşşəbəkəı-Reynolds düzeltmeli k-ω SST yanaşması istifadə edilmişdir.

Konfigürasyon I nəticələri

Konfigürasyon II nəticələri

Mənbədaxili sürət / advance ratio tutarsızlığı

Konfigürasyon II'nin metin açıqlamasında Şekil 18'in \( \mu=0{,}03 \) və təxminən 25 km/sa tədqiqat noktasını temsil ettiği qeyd edilir. Ancaq Şekil 18'in kendi üzerinde \(u=0{,}07\) və 50 km/sa etiketi mövcuddur. Mənbə hansı ifadenin doğru olduğunu ayrıca açıqlamamaktadır.

Benzer biçimde Konfigürasyon I güc qrafiğinde 25 km/sa seviyesinde kırmızı bir referans çizgisi vardır. Metin bu çizgiyi pər ucu sürətinın oluşturduğu maksimum sürət kimi diaqnozmlamaktadır; lakin qrafte performans eğrirəli 25 km/sa'nın oldukça üzerine devam etmekte və tədqiqatın önceki bölümünde eyni 25 km/sa dəyəri \( \mu=0{,}03 \) örnek analiz noktası kimi istifadə olunur. Buna görə 25 km/sa dəyəri bu Verianla metninde dəqiq nəqliyyat vasitəsi maksimum sürətı kimi təqdim edilməmişdir.

Enerji sistemi sonucu

Mənbədə iki saatlıq fasiləsiz ucuş başlanğıc dizayn gereksinimidir, elde edilmiş performans sonucu deyildir. Güc, menzil və havada kalış eğrirəli mevcut batareya fərziyyəıyla iki saat gereksiniminin garanti edilmediğini göstərir.

Buna görə tədqiqatın ilərlemesi üçün en kritik alanlardan biri enerji saxlanması texnologiyasidir. Ancaq batareya kütləsinin artırılması MTOW'u da artıracşəbəkəı üçün rotor və enerji sistemi birlikdə yenidən optimize edilmelidir.

Teknoloji olgunluğu

Tədqiqatçılar mevcut tədqiqatyı kendi Manned Martian Rotorcraft Project'leri üçün TRL 2 səviyyəine ulaşma kanıtı kimi diaqnozmlamaktadır. Bu ifade, əsas kavram və tətbiq fikrinin formüle edildiği erken tədqiqat mərhələsını temsil etmek üzere müəlliflər tarafından istifadə edilmişdir; fiziki ucuş prototipinin doğrulanmış olduğu anlamına gelmez.

Mənbə və metod qeydi

Tam orijinal tədqiqat adı: Conceptual Study of a Manned European Martian Rotorcraft for Passenger and Cargo Transport in Future Mars Missions

Müəlliflər və özgün sıralama: Jakub Kocjan; Robert Rogólski; Stanisław Kachel; Łuəzələz Kiszkowiak.

Məsul müəllif: Jakub Kocjan.

Eş katkı/eş birinci müəllif: Mənbədə eş katkı və ya eş birinci müəllif beyanı yoxdur.

Qurum: Faculty of Mechatronics, Armament and Aerospace, Military Univərsity of Technology, Warsaw, Poland.

Jurnal: Aerospace.

Nəşriyyat: MDPI, Basel, Switzerland.

Cilt / sayı / məqalə: 13 / 3 / 280.

DOI: 10.3390/aerospace13030280.

Nəşr prosesi: 28 Ocak 2026'da alınmış, 12 Mart 2026'da revize edilmiş, 14 Mart 2026'da kabul edilmiş və 17 Mart 2026'da yayımlanmışdır.

Mənbə növü və rəylik durumu: Hakemli tədqiqat məqaləsidir. Bilimsel metod açistilikndan konseptual dizayn, analitik rotor boyutlandırması və CFD tabanlı ön fizibilite tədqiqatsıdır.

Rəsmi keçid:https://doi.org/10.3390/aerospace13030280

Lisənziya: Creativə Commons Attribution (CC BY) açıq giriş lisənziyaı.

Maliyyələşdirmə: Tədqiqat Warsaw Military Univərsity of Technology bünyesindeki iki ünivərsite tədqiqat projesi tarafından maliyyəe edilmiştir: UGB 531-000037-W200-22 və UGB 531-000114-W200-22.

Məlumat əlçatanlığı: Tədqiqatçılar vərirəlin tədqiqatın erken mərhələsı niyəiyle sorumlu müəllifdan talep üzerine temin ediləbiləceğini bildirir.

Maraqlar toqquşması: Müəlliflər maraqlar toqquşması bildirmemiştir.

Yasəhm zekâ ilə hazırlanan mənbə vizual notu: Müəlliflər konseptual qraf hazırlığı sırasında Midjourney AU V7 kullandıklarını, çıktıları gözden geçirip düzenlediklerini və nəşr içeriğinin sorumluluğunu üstlendiklerini bildirmiştir. Buna görə xüsusilə Mars rotor apultı konseptini gösteren vizualler fiziki prototip fotoğrafı kimi yorumlanmamalıdır.

Elmi əhatə həddi: Tədqiqat real bir Mars ucuş sınşəbəkəı, fiziki insanlı prototip və ya tamamlanmış nəqliyyat vasitəsi dizeyni deyildir. Rotor çapları, motor və batareya kütləleri ilə performans dəyərləri konseptual dizayn fərziyyəlarına dayanmaktadır.

İki saat ucuş həddı: En az iki saat işmlı ucuş dizayn gereksinimidir; tədqiqatçılar mevcut konfigürasyonlarla bu gereksinimin garanti edilmediğini açıqça bildirir.

Koaksiyel rotor həddı: İki rotorun tam aerodinamik qarşılıqlı təsiri bu mərhələda yüksək doğruluqlu koaksial rotor CFD'siyle doğrulanmamışdır. Güc hesabında %100 örtüşen rotorlar üçün təxminən %20 güc kaybı fərz edilmişdir.

Atmosfer həddı: Erken hesablamalarda bazı Mars atmosfer pulmetrleri tipik və ya sabit dəyər kimi istifadə edilmişdir. Gerçek tapşırıqde təzyiq, sıxlıq və temperaturun hündürlük, səth yüksəkliği, mövqe və lokal günəş zamanıyla değişeceği tədqiqatçılar tarafından kabul edilmektedir.

Mənbədaxili atmosfer dəyəri notu: Ortalama temperatur metinde təxminən 210 K, Tablo 1'de tipik səth temperaturu 220 K kimi vərilmektedir. Yerçekimi Tablo 1'de 3,7 m/s², nəqliyyat vasitəsi şəbəkəırlığı hesabında 3,73 m/s² istifadə edilmişdir.

Mənbədaxili sürət notu: Konfigürasyon II üçün Şekil 18 açıqlamasındaki µ = 0,03 / təxminən 25 km/sa ifadesi, şəkil üzerindeki u = 0,07 / 50 km/sa etiketiyle uyuşmamaktadır. Həmçinin Konfigürasyon I'in 25 km/sa referans çizgisinin metinsel diaqnozmı ilə qrafiğin gösterdiği daha yüksək sürət aralığı arasında açıqlanmamış bir qeyri-müəyyənlik mövcuddur.

TRL notu: TRL 2, müəlliflərın kendi Manned Martian Rotorcraft Project tədqiqatlarına ilişkin qiymətləndirməsidir. Bşəbəkəımsız bir ucuş sertifiəzələiyau və ya operasyonel texnologiya doğrulaması kimi yorumlanmamalıdır.

Bu Verianla açıqlamasındaki bilimsel metod, pulmetrler, CFD nəticələri və dizayn çıkarımları yalnız incelenen tədqiqatya dayanmaktadır. Dış doğrulama yalnız məqalə kimliyi və derginin nəşr/rəylik bilgisinin idarəetməünde kullanılmış; tədqiqatya dışarıdan yeni performans sonucu eklenmemiştir.