Ushbu tadqiqot kelajakda Mars yuzasida bir uchuvchi bilan bir yo‘lovchini yoki unga teng 100 kg yukni tashiy oladigan boshqariladigan rotorli apparat aerodinamik jihatdan mumkin yoki mumkin emasligini o‘rganadi. Tadqiqotning maqsadli talablariga Mars sharoitida vertikal uchish va qo‘nish, kamida ikki soat uzluksiz parvoz, missiyadan keyin qayta foydalanish imkoniyati hamda inson/yuk tashish kiradi. Tadqiqotchilar past atmosfera zichligi klassik vertolyot arxitekturasini jiddiy qiyinlashtirgani sababli dum rotori mavjud Sikorsky sxemasidan voz kechib, qarama-qarshi yo‘nalishda aylanadigan ikkita asosiy rotordan iborat koaksial sxemani tanlagan.

600 kg maksimal uchish massasi uchun Mars yuzasidagi apparat og‘irligi taxminan 2238 N deb hisoblangan. Konseptual apparatda 330 kW sinfidagi elektr dvigatel, 200 kg batareya, 45 kg asosiy rotor tizimi, 65 kg havo apparati konstruksiyasi, 15 kg avionika hamda uchuvchi va 100 kg qo‘shimcha yukni qamrab oladigan jami 200 kg tashish ajratmasi qo‘llanilgan. Batareya uchun dastlabki dizayn farazi sifatida litiy-oltingugurt texnologiyasi va 500 Wh/kg darajasidagi energiya zichligi ko‘rib chiqilgan, massa jadvalida esa kengroq 300–500 Wh/kg oralig‘i saqlangan.

Ikki koaksial rotorli yechim texnik imkoniyat nuqtai nazaridan ajralib turdi. Konfiguratsiya I 6 m rotor radiusi, 0,65 m parrak xordasi va 380 rpm aylanish tezligi bilan hisoblangan 2407 N hover tortish kuchiga erishadi. Konfiguratsiya II esa 5 m radius, 0,60 m xorda va 400 rpm bilan hisoblangan 2310 N hover tortish kuchini ta’minlaydi. Har ikkala tizimda ham ikki rotor va har bir rotorda to‘rtta parrak mavjud. Ayniqsa Mars uchun ishlab chiqilgan CLF5605 profili klassik NACA 23015 profiliga nisbatan past Reynolds sonli Mars sharoitida kuchliroq natijalar ko‘rsatgan.

Biroq tadqiqotning eng muhim xulosasi “boshqariladigan Mars vertolyoti tayyor” degani emas. Hisob-kitoblar ma’lum farazlar ostida ko‘tarish kuchini hosil qilish mumkinligini ko‘rsatgan bo‘lsa-da, boshida belgilangan kamida ikki soat uzluksiz parvoz talabi mavjud batareya va apparat massasi bilan kafolatlanmagan. Koaksial rotorlar o‘zaro ta’siri, haqiqiy batareya ishlashi, parrakning konstruktiv optimallashtirilishi, rotor vtulkasi, boshqaruv tizimi, Mars changi, mahalliy atmosfera o‘zgarishlari, texnik xizmat va parvozga yaroqlilik kabi ko‘plab tizimlar hali batafsil hal qilinmagan.

Turkiya nuqtai nazaridan ma’nosi: Tadqiqotdagi 600 kg apparat, 6 yoki 5 m rotor radiusi va 330 kW dvigatel kabi qiymatlar Turkiyadagi biror havo apparatiga bevosita ko‘chiriladigan dizayn parametrlari emas. Shunga qaramay, tadqiqot juda siyrak atmosferada ishlaydigan havo apparatlarini ishlab chiqishda atmosfera modeli, rotor uchi Mach chegarasi, past Reynolds soni aerodinamikasi, CFD, konstruktiv optimallashtirish, energiya saqlash va missiya talablarini bitta muhandislik zanjirida ko‘rib chiqish zarurligini ko‘rsatadigan kuchli dastlabki dizayn namunasidir. Turkiyada sayyoraviy havo apparatlari yoki juda past zichlikli atmosfera tajribalari bo‘yicha shunga o‘xshash tadqiqotlar amalga oshirilsa, natijalar tegishli apparat, muhit va missiya sharoitlarida qayta tekshirilishi kerak.

Batafsil tushuntirish

Marsda vertolyot uchirish nega bunchalik qiyin?

Marsdagi asosiy muammo tortishishning Yerdagidan pastligi emas, balki atmosferaning nihoyatda siyrakligidir. Tadqiqotda qo‘llanilgan odatiy Mars yuzasi zichligi taxminan:

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

deb beriladi. Yer uchun taqqoslash qiymati taxminan 1,2 kg/m³. Marsdagi odatiy yuzaki bosim taxminan 7 hPa, Yer bilan taqqoslashda esa 1015 hPa.

Mars atmosferasining taxminan %95 qismi karbonat angidriddan iborat. Tadqiqotchilar azot, argon va iz miqdordagi gazlardan tashqari yuzadan ko‘tariladigan chang ham real rotor tizimi uchun muhim bo‘lishi mumkinligini ta’kidlaydi.

Past zichlik rotor parragi bir xil yuza va tezlikda Yerdagiga qaraganda ancha kam aerodinamik kuch hosil qilishiga olib keladi. Ko‘tarish kuchini oshirishning tabiiy usullari rotor diametrini, parrak yuzasini yoki aylanish tezligini oshirishdir. Biroq aylanish tezligini cheksiz oshirib bo‘lmaydi; parrak uchidagi tangensial tezlik bilan apparatning oldinga tezligi yig‘indisi mahalliy tovush tezligiga yaqinlashganda siqiluvchanlik va yuqori Mach ta’sirlari kritik holga keladi.

Mars atmosferasini o‘zgarmas deb qabul qilish mumkinmi?

Yo‘q. Tadqiqotning dastlabki hisoblarida ayrim odatiy qiymatlar doimiy deb qabul qilingan bo‘lsa-da, tadqiqotchilar atmosfera bosimi va zichligi joylashuv, sirt balandligi, kunning vaqti va parvoz balandligiga bog‘liq ekanini alohida qayd etadi.

Tadqiqot matnida Marsning o‘rtacha harorati taxminan 210 K deb ham ifodalanadi. 1-jadval esa odatiy yuzaki haroratni 220 K deb beradi. Manba ichidagi bu ikki qiymat bir-biriga aylantirilmasdan saqlanishi kerak.

Parvoz balandligi ortgani sari zichlik yanada kamayadi. Tadqiqotchilarning dastlabki dizaynida operatsion yuqori chegara taxminan 800 m deb olingan va zichlik hamda mahalliy tovush tezligining balandlikka bog‘liq o‘zgarishi hisoblash vositalariga funksiya sifatida kiritilgan.

Nega klassik dum rotorli vertolyot tanlanmadi?

Tadqiqotchilar dastlabki baholashlarda klassik Sikorsky sxemasini past zichlikli Mars atmosferasi uchun mos deb hisoblamagan. Asosiy rotor momentini muvozanatlash uchun kerak bo‘ladigan dum rotori juda katta bo‘lishi yoki dum balkasi nomutanosib ravishda uzayishi kerak degan xulosaga kelinadi.

Buning o‘rniga Ingenuity’da qo‘llanilgan tamoyilga o‘xshash tarzda koaksial juft rotor tanlangan. Ikki rotor bir o‘q ustida qarama-qarshi yo‘nalishda aylangani sababli asosiy rotor momentlari katta darajada bir-birini muvozanatlaydi va alohida katta dum rotoriga ehtiyoj qolmaydi.

Tadqiqotchilar apparatdan nimalarni kutmoqda?

Konseptual dizayn uchun to‘rtta asosiy missiya talabi belgilangan:

• Mars sharoitida vertikal uchish, parvoz va vertikal qo‘nishni amalga oshirish,
• kamida 2 soat uzluksiz uchish,
• uchuvchi bilan bir yo‘lovchini yoki unga teng 100 kg foydali yukni tashish,
• har bir missiyadan keyin yana parvozga yaroqli holatga keltirish va qayta foydalanish.

Bu talablar maqsad xarakteriga ega. Ayniqsa ikki soatlik parvoz davomiyligi mavjud konsept hisoblarida to‘liq bajarilmagan.

600 kg maksimal uchish massasi qanday shakllanadi?

600 kg massa Mars yuzasida hosil qiladigan og‘irlik tadqiqotdagi hisobda \(g=3{,}73\ \text{m/s}^2\) qiymatidan foydalanib:

\[ W=m g \]

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

deb berilgan.

Nega apparat fyuzelyaji bunchalik yengil deb o‘ylangan?

Tadqiqotning konstruktiv konsepsiyasi bevosita klassik yopiq vertolyot fyuzelyajidan boshlanmaydi. Tadqiqotchilar tarixiy Focke-Achgelis Fa 330 Bachstelze rotor planeri­ni past massali etalon sifatida ishlatgan va Mars apparati uchun ferma/trussga o‘xshash yengil konstruksiyani ko‘zda tutgan.

Bu tanlov Fa 330 Marsga mos degani emas; u faqat past massali, inson tashuvchi rotorli apparat uchun konseptual massa etaloni sifatida ishlatilgan.

Manbaning 9-betida tandem va yonma-yon o‘tirish tartibiga ega ikkita vizual konsept ko‘rsatiladi. Bu tasvirlar jismoniy prototip emas. Mualliflar tadqiqotning minnatdorchilik bo‘limida konseptual grafiklarni tayyorlash jarayonida Midjourney AU V7’dan foydalanganini bildirgan.

Dizayn usuli qanday rivojlanadi?

Verianla Live: Vizualizatsiya yuqoridagi ko‘rinadigan ilmiy ma’lumot jadvalidan yaratiladi; jadval source-of-truth sifatida saqlanadi.

CFD modeli qanday tekshirildi?

Parrak atrofidagi hisoblash hajmi parametrik ravishda yaratilgan va to‘r mustaqilligi tadqiqoti o‘tkazilgan. Tadqiqotchilar taxminan 700.000 elementdan yuqori holatlarda natija bilan kutilgan qiymat o‘rtasidagi o‘rtacha farq taxminan %1,56 darajasida ekanini bildiradi.

Chegaraviy qatlamda jami 10 mm qalinlik, 10 qatlam va 1,3 o‘sish koeffitsiyenti qo‘llangan. Parrak yuzasida maqsad element o‘lchami 50 mm, minimal element o‘lchami 1 mm qilib belgilangan.

Turbulentlik modeli sifatida past Reynolds soni tuzatishiga ega k-ω SST ishlatilgan. Xabar qilingan \(y^+\) qiymati sirtning katta qismida taxminan 0,03, old chetda esa mahalliy ravishda taxminan 3.

Qaysi parrak profillari taqqoslandi?

Ikki profil qo‘llangan:

• NACA 23015: klassik vertolyot aerodinamikasini ifodalovchi etalon profil,
• CLF5605: Ingenuity/Mars sharoitlari doirasida baholangan past Reynolds sonli profil.

Konfiguratsiya I’ning CFD misolida NACA 23015 uchun trim hisobidagi 300,93 N ko‘tarishga qarshi simulyatsiyada 299,93 N qayd etilgan. Xuddi shu rotor o‘lchamlarida CLF5605 qo‘llanganda namunaviy simulyatsiya ko‘tarish kuchi 430,34 N’ga oshgan.

Bu tadqiqot baholagan sharoitlarda CLF5605 profili klassik NACA profiliga nisbatan sezilarli aerodinamik salohiyat ko‘rsatganini bildiradi. Biroq tadqiqotchilar yakuniy rotor uchun maxsus profil optimallashtirish va sinov kampaniyasi baribir zarurligini ochiq aytadi.

Birinchi rotor yechimi qanday?

Konfiguratsiya I:

• 2 koaksial rotor,
• har bir rotorda 4 parrak,
• 6 m rotor radiusi,
• 0,65 m parrak xordasi,
• 380 rpm,
• hisoblangan hover tortish kuchi: 2407 N.

Bu qiymat 600 kg apparatning Marsda hisoblangan 2238 N og‘irligidan yuqori va tadqiqot qo‘llagan trim yondashuvida hover uchun dastlabki aerodinamik imkoniyatni ta’minlaydi.

Ikkinchi rotor yechimi qanchalik kichik?

Konfiguratsiya II:

• 2 koaksial rotor,
• har bir rotorda 4 parrak,
• 5 m rotor radiusi,
• 0,60 m parrak xordasi,
• 400 rpm,
• hisoblangan hover tortish kuchi: 2310 N.

Kichikroq rotor sabab klassik profilning CFD natijalari trim hisobini qondirmagan; CLF5605 ishlatilganda esa matematik talab bilan yaxshiroq moslikka erishilgan. Konfiguratsiya II uchun namunaviy CFD natijasida trim maqsadi 288,75 N va simulyatsiya qiymati 281,51 N deb berilgan.

Verianla Live: Taqqoslash faqat manba tadqiqotda berilgan rotor o‘lchamlash natijalariga asoslanadi.

Koaksial rotorlarning o‘zaro ta’siri hisoblandimi?

To‘liq emas. Quvvat hisoblarida ikkala rotor %100 ustma-ust tushadigan koaksial tizim uchun Yer vertolyot nazariyasidan olingan taxminan %20 quvvat yo‘qotishi farazi qo‘llangan.

Tadqiqotchilar bu Mars sharoitida bevosita tasdiqlangan natija emasligini va kelajakdagi ishda ikki rotor o‘rtasidagi aerodinamik o‘zaro ta’sir sonli tarzda o‘rganilishi kerakligini ochiq qayd etadi.

Ikki soatlik parvoz maqsadi bajarildimi?

Yo‘q. Tadqiqotning muhokama va xulosa bo‘limlari bu masalada aniq. Mavjud konfiguratsiyalar bilan ikki soat uzluksiz parvoz kafolatlanmaydi.

Eng muhim parametrlardan biri batareyadir. Dastlabki hisoblarda 200 kg batareya ajratilgan va litiy-oltingugurt uchun kelajakda 500 Wh/kg atrofidagi energiya zichligi faraz qilingan. Shunga qaramay, hisoblangan havoda qolish davomiyligining ikki soatlik maqsadni ta’minlamaydigan hududlari mavjud.

Batareya massasini oshirish nazariy jihatdan energiya miqdorini oshirishi mumkin; biroq bu safar umumiy apparat massasi oshadi, rotor ishlab chiqarishi kerak bo‘lgan ko‘tarish kuchi va zarur quvvat ham ortadi. Shuning uchun muammo shunchaki kattaroq batareya qo‘shish bilan hal qilinadigan darajada oddiy emas.

Tadqiqot aslida nimani isbotlaydi?

Tadqiqot 600 kg sinfidagi inson va yuk tashiydigan real Mars vertolyoti tayyor ekanini isbotlamaydi. Ko‘rsatgan narsa cheklanganroq, ammo muhandislik jihatdan muhim: manbada qo‘llangan atmosfera, massa, aerodinamik va texnologik farazlar ostida katta koaksial rotorlar 600 kg sinfidagi apparat uchun hover kuchini hosil qila oladigan ikkita geometrik yechim topilgan.

Buni mahsulotga aylantirish uchun rotor aerodinamikasidan ancha ko‘p tizimlarni hal qilish kerak.

Qaysi texnologiyalar hali yetishmaydi?

• Mars uchun maxsus asosiy rotor parrak profili optimallashtirilishi,
• koaksial rotor–rotor aerodinamik o‘zaro ta’sirining batafsil CFD tahlili,
• parrak mustahkamligi va aero-konstruktiv FSI optimallashtirilishi,
• rotor vtulkasi, sharnirlar va swashplate dizayni,
• 330 kW sinfidagi yuritma tizimini Mars operatsiyasiga moslashtirish,
• yuqori o‘ziga xos energiyali va past massali batareya tizimi,
• chang va harorat sikllarining tizim umriga ta’siri,
• uchuvchi, yo‘lovchi va yuk uchun xavfsiz konstruksiya,
• avionika, navigatsiya va parvoz boshqaruv tizimlari,
• holat monitoringi va parvoz ma’lumotlarini yozib olish tizimi,
• Mars muhitida texnik xizmat va parvozga yaroqlilikni boshqarish.

Tadqiqotchilar keyingi bosqichda rotor geometriyasining batafsil optimallashtirilishini va to‘liq apparat konsepsiyasini ishlab chiqishni maqsad qilmoqda; to‘liq konsepsiya yaratilishini o‘z loyiha ta’riflari doirasida TRL 3 darajasiga siljish bosqichi sifatida baholaydi.

Usul va topilmalar

Tadqiqot turi

Tadqiqot erta bosqichdagi konseptual dizayn va hisoblashga asoslangan texnik imkoniyat tadqiqotidir. Eksperimental Mars parvozi yoki jismoniy boshqariladigan prototip sinovi o‘tkazilmagan. Usul ilgari Yer vertolyotlari uchun ishlab chiqilgan parametrik asosiy rotor dizayni va optimallashtirish vositalarini Mars atmosferasi parametrlariga moslashtirishga asoslanadi.

Dastlabki missiya talablari

CFD tekshiruv yondashuvi

Parametrik parrak modeli avtomatik yaratiladigan oqim maydoniga joylashtirilgan. Parrak bo‘ylab o‘zgaradigan nisbiy tezlik va oqim burchagi matematik ifodalar orqali chegaraviy shartlarga tatbiq etilgan. Shunday qilib, to‘liq rotor hisobidan oldin bitta parrak orqali hover va oldinga uchish xatti-harakati o‘rganilgan.

To‘r mustaqilligi tadqiqotida taxminan 700.000 elementdan yuqori modellarda natija o‘zgarishi o‘rtacha taxminan %1,56 darajasigacha kamaygan. Simulyatsiyalarda past Reynolds sonli oqimni ifodalash uchun past-Reynolds tuzatishli k-ω SST yondashuvi ishlatilgan.

Konfiguratsiya I natijalari

Konfiguratsiya II natijalari

Manba ichidagi tezlik / advance ratio nomuvofiqligi

Konfiguratsiya II’ning matnli izohida 18-rasm \( \mu=0{,}03 \) va taxminan 25 km/sa ish nuqtasini ifodalashi aytiladi. Biroq 18-rasmning o‘zida \(u=0{,}07\) va 50 km/sa yorlig‘i mavjud. Manba qaysi ifoda to‘g‘ri ekanini alohida tushuntirmaydi.

Xuddi shuningdek, Konfiguratsiya I quvvat grafigida 25 km/sa darajasida qizil etalon chiziq mavjud. Matn bu chiziqni parrak uchi tezligi hosil qiladigan maksimal tezlik deb ta’riflaydi; biroq grafikdagi ishlash egri chiziqlari 25 km/sa dan ancha yuqoriga davom etadi va tadqiqotning oldingi bo‘limida ayni 25 km/sa qiymati \( \mu=0{,}03 \) namunaviy tahlil nuqtasi sifatida ishlatiladi. Shu sababli 25 km/sa qiymati ushbu Verianla matnida apparatning aniq maksimal tezligi sifatida berilmagan.

Energiya tizimi natijasi

Manbada ikki soatlik uzluksiz parvoz dastlabki dizayn talabidir, erishilgan ishlash natijasi emas. Quvvat, masofa va havoda qolish egri chiziqlari mavjud batareya farazi bilan ikki soatlik talab kafolatlanmaganini ko‘rsatadi.

Shu sababli tadqiqotni rivojlantirish uchun eng muhim yo‘nalishlardan biri energiya saqlash texnologiyasidir. Biroq batareya massasini oshirish MTOW’ni ham oshiradi, shu bois rotor va energiya tizimi birgalikda qayta optimallashtirilishi kerak.

Texnologik yetuklik

Tadqiqotchilar mavjud ishni o‘zlarining Manned Martian Rotorcraft Project loyihasi uchun TRL 2 darajasiga erishish dalili sifatida ta’riflaydi. Bu ifoda mualliflar tomonidan asosiy konsept va qo‘llash g‘oyasi shakllantirilgan erta tadqiqot bosqichini ifodalash uchun ishlatilgan; jismoniy parvoz prototipi tasdiqlangan degani emas.

Manba va usul izohi

To‘liq asl tadqiqot nomi: Conceptual Study of a Manned European Martian Rotorcraft for Passenger and Cargo Transport in Future Mars Missions

Mualliflar va asl tartibi: Jakub Kocjan; Robert Rogólski; Stanisław Kachel; Łukasz Kiszkowiak.

Mas’ul muallif: Jakub Kocjan.

Teng hissa/teng birinchi muallif: Manbada teng hissa yoki teng birinchi mualliflik bayonoti mavjud emas.

Muassasa: Faculty of Mechatronics, Armament and Aerospace, Military University of Technology, Warsaw, Poland.

Jurnal: Aerospace.

Nashriyot: MDPI, Basel, Switzerland.

Jild / son / maqola: 13 / 3 / 280.

DOI: 10.3390/aerospace13030280.

Nashr jarayoni: 28-yanvar 2026-yilda qabul qilingan, 12-mart 2026-yilda qayta ko‘rib chiqilgan, 14-mart 2026-yilda qabul qilingan va 17-mart 2026-yilda nashr etilgan.

Manba turi va taqriz holati: Taqrizdan o‘tgan ilmiy maqola. Ilmiy usul nuqtai nazaridan konseptual dizayn, analitik rotor o‘lchamlash va CFD asosidagi dastlabki texnik imkoniyat tadqiqotidir.

Rasmiy havola:https://doi.org/10.3390/aerospace13030280

Litsenziya: Creative Commons Attribution (CC BY) ochiq kirish litsenziyasi.

Moliyalashtirish: Tadqiqot Warsaw Military University of Technology tarkibidagi ikki universitet tadqiqot loyihasi tomonidan moliyalashtirilgan: UGB 531-000037-W200-22 va UGB 531-000114-W200-22.

Ma’lumotlarning mavjudligi: Tadqiqotchilar ma’lumotlar tadqiqotning erta bosqichi sababli mas’ul muallifdan so‘rov asosida olinishi mumkinligini bildiradi.

Manfaatlar to‘qnashuvi: Mualliflar manfaatlar to‘qnashuvi haqida xabar bermagan.

Sun’iy intellekt yordamida tayyorlangan manba tasviri izohi: Mualliflar konseptual grafiklarni tayyorlash jarayonida Midjourney AU V7’dan foydalanganini, natijalarni ko‘rib chiqib tahrirlaganini va nashr mazmuni uchun javobgarlikni o‘z zimmasiga olganini bildiradi. Shu bois ayniqsa Mars rotor apparati konsepsiyasini ko‘rsatadigan tasvirlar jismoniy prototip fotosurati sifatida talqin qilinmasligi kerak.

Ilmiy qamrov chegarasi: Tadqiqot real Mars parvozi tajribasi, jismoniy boshqariladigan prototip yoki yakunlangan apparat dizayni emas. Rotor diametrlari, dvigatel va batareya massalari hamda ishlash qiymatlari konseptual dizayn farazlariga asoslangan.

Ikki soatlik parvoz chegarasi: Kamida ikki soat uzluksiz parvoz dizayn talabidir; tadqiqotchilar mavjud konfiguratsiyalar bilan bu talab kafolatlanmaganini ochiq aytadi.

Koaksial rotor chegarasi: Ikki rotorning to‘liq aerodinamik o‘zaro ta’siri bu bosqichda yuqori aniqlikdagi koaksial rotor CFD yordamida tasdiqlanmagan. Quvvat hisobida %100 ustma-ust tushadigan rotorlar uchun taxminan %20 quvvat yo‘qotilishi faraz qilingan.

Atmosfera chegarasi: Dastlabki hisoblarda ayrim Mars atmosfera parametrlari odatiy yoki o‘zgarmas qiymat sifatida ishlatilgan. Real missiyada bosim, zichlik va harorat balandlik, sirt balandligi, joylashuv va mahalliy quyosh vaqti bilan o‘zgarishi tadqiqotchilar tomonidan tan olinadi.

Manba ichidagi atmosfera qiymati izohi: O‘rtacha harorat matnda taxminan 210 K, 1-jadvalda odatiy yuzaki harorat 220 K deb berilgan. Tortishish 1-jadvalda 3,7 m/s², apparat og‘irligi hisobida 3,73 m/s² ishlatilgan.

Manba ichidagi tezlik izohi: Konfiguratsiya II uchun 18-rasm izohidagi µ = 0,03 / taxminan 25 km/sa ifodasi rasm ustidagi u = 0,07 / 50 km/sa yorlig‘i bilan mos kelmaydi. Shuningdek, Konfiguratsiya I’ning 25 km/sa etalon chizig‘ining matnli ta’rifi bilan grafik ko‘rsatadigan yuqoriroq tezlik oralig‘i o‘rtasida izohlanmagan noaniqlik mavjud.

TRL izohi: TRL 2 mualliflarning o‘z Manned Martian Rotorcraft Project ishiga oid bahosidir. Mustaqil parvoz sertifikatsiyasi yoki operatsion texnologiya tasdig‘i sifatida talqin qilinmasligi kerak.

Ushbu Verianla izohidagi ilmiy usul, parametrlar, CFD natijalari va dizayn xulosalari faqat ko‘rib chiqilgan tadqiqotga asoslanadi. Tashqi tekshiruv faqat maqola identifikatsiyasi hamda jurnalning nashr/taqriz ma’lumotini nazorat qilish uchun ishlatilgan; tadqiqotga tashqaridan yangi ishlash natijasi qo‘shilmagan.