مركبة جوية بدون طيار تفوق سرعتها سرعة الصوت متعددة الأوضاع
حاليًا ، تقوم شركة NPO Molniya JSC بتطوير مركبة جوية بدون طيار متعددة الأوضاع تفوق سرعة الصوت في موضوع العمل البحثي Molot. تعتبر هذه الطائرة بدون طيار بمثابة نموذج أولي لتقنيات طائرة بدون طيار تفوق سرعتها سرعة الصوت مع نظام دفع توربو نفاث مدمج. التكنولوجيا الرئيسية للنموذج الأولي هي استخدام محرك نفاث مع غرفة احتراق دون سرعة الصوت وجهاز سحب هواء الشاشة.
المعلمات الحسابية والتجريبية للنموذج الأولي للمتظاهر:
- أرقام ماخ المبحرة M = 1.8… 4
- ارتفاعات الطيران من المنخفض إلى الارتفاع = 20 م ،
- وزن طيران يصل إلى 530 كجم.
- الإطلاق الأرضي من منصة الإطلاق ، باستخدام معزز يعمل بالوقود الصلب.
كانت عصور ما قبل التاريخ لهذا البحث عبارة عن مشروع لطائرة متعددة الأسرع من الصوت بدون طيار (MSUA) طورتها OAO NPO Molniya ، والتي حددت المظهر الديناميكي الهوائي لطائرة مسرعة واعدة بدون طيار أو مأهولة. التكنولوجيا الرئيسية في MUAV هي استخدام محرك نفاث (ramjet) مع غرفة احتراق دون سرعة الصوت وجهاز سحب هواء الشاشة. معلمات تصميم MSUA هي: أرقام Mach المبحرة M = 1.8 ... 4 ، ارتفاعات الطيران من منخفضة إلى H 20 م ، وزن الإطلاق حتى 000 كجم.
أظهر تخطيط مدخل الهواء الذي تمت دراسته في منضدة اختبار SVS-2 TsAGI كفاءة منخفضة للشاشة الإسفينية البطنية المطبقة ، المصنوعة من "قطعة واحدة" مع جسم الطائرة (الشكل أ) وشاشة مستطيلة بامتداد يساوي عرض جسم الطائرة (الشكل ب).
قدم كلاهما ثباتًا تقريبيًا لمعاملات استرداد الضغط الكلي ومعدل التدفق f على طول زاوية الهجوم بدلاً من زيادتها.
نظرًا لأن الشاشة الأمامية من النوع المستخدم في صاروخ Kh-90 لم تكن مناسبة لـ MUA كنموذج أولي لطائرة متسارعة ، فقد تقرر ، بناءً على الدراسات التجريبية لـ TsAGI في أوائل الثمانينيات ، تطوير شاشة بطنية ، مع الاحتفاظ بالتكوين مع جسم مركزي من مرحلتين كمدخل هواء ، يتم الحصول عليه من خلال نتائج الاختبار.
في سياق مرحلتين من الدراسات التجريبية في جناح خاص SVS-2 من TsAGI ، ديسمبر 2008 - فبراير 2009 ومارس 2010 ، مع مرحلة وسيطة من الدراسات الاستكشافية العددية ، تم تطوير جهاز سحب هواء الشاشة (EVZU) مع اثنين -جسم مخروطي المرحلة له أرقام تصميم مختلفة خطوات Mach ، مما جعل من الممكن الحصول على قوة دفع مقبولة في نطاق واسع من أرقام Mach.
يتمثل تأثير الشاشة في زيادة معاملات التدفق والاسترداد مع زيادة زاوية الهجوم عند أرقام Mach M> 2.5. يزداد حجم التدرج الإيجابي لكلتا الخاصيتين مع زيادة عدد الماخ.
تم تطوير EVZU لأول مرة واستخدامه على طائرة تجريبية تفوق سرعتها سرعة الصوت Kh-90 طورتها NPO Raduga (صاروخ كروز ، وفقًا لتصنيف الناتو AS-19 Koala)
نتيجة لذلك ، تم تطوير التكوين الديناميكي الهوائي للنموذج الأولي وفقًا للمخطط "الهجين" الذي أطلقه المؤلفون مع دمج EVZU في نظام الناقل.
يحتوي المخطط الهجين على ميزات كل من مخطط "البط" (حسب عدد الأسطح المحملّة وموقعها) والمخطط "اللامع" (حسب نوع الضوابط الطولية). يتضمن المسار النموذجي لـ MUAV الإطلاق من قاذفة أرضية ، والتسريع بواسطة معزز يعمل بالوقود الصلب إلى سرعة إطلاق نفاثة نفاثة تفوق سرعة الصوت ، والتحليق وفقًا لبرنامج معين مع قسم أفقي ، والتباطؤ إلى سرعة منخفضة دون سرعة الصوت باستخدام محرك طري. الهبوط على مظلة.
يمكن ملاحظة أن التصميم الهجين ، نظرًا لتأثير الشاشة الأكبر وتحسين التخطيط الديناميكي الهوائي للحد الأدنى من السحب عند α = 1.2 درجة ... 1.4 درجة ، يحقق أقصى قدر أكبر بكثير لأرقام ماخ الرحلة M ≈ 4.3 في نطاق واسع من الارتفاعات ع = 11 ... 21 كم. تصل مخططات "البطة" و "الخلفية" إلى القيمة القصوى للرقم M = 3.72 ... 3.74 على ارتفاع H = 11 كم. في الوقت نفسه ، يتمتع المخطط الهجين بمكاسب صغيرة بسبب تحول الحد الأدنى للمقاومة حتى عند أرقام الماخ المنخفضة ، مع وجود مجموعة من أرقام الرحلات M = 11 ... 1.6 على ارتفاع H ≈ 4.25 كم. يتم تحقيق أصغر مساحة طيران متوازنة في مخطط "البطة".
يعرض الجدول بيانات أداء الرحلة المحسوبة للتخطيطات المطورة لمسارات الطيران النموذجية.
أظهرت نطاقات الطيران ، التي لها نفس المستوى لجميع المتغيرات من MUA ، إمكانية إنشاء طائرة متسارعة بنجاح مع زيادة طفيفة في الإمداد النسبي لوقود الكيروسين مع نطاقات طيران أسرع من الصوت تتراوح بين 1500 و 2000 كم للعودة إلى المنزل مطار. في الوقت نفسه ، كان للتخطيط الهجين المطور ، والذي جاء نتيجة للتكامل العميق للنظام الديناميكي الهوائي وسحب الهواء على الشاشة لمحرك نفاث نفاث ، ميزة واضحة من حيث سرعات الطيران القصوى ونطاق الارتفاع الذي تتحقق السرعات القصوى. تسمح لنا القيم المطلقة لرقم ماخ وارتفاع الرحلة ، التي تصل إلى Mmax = 4.3 عند Hmax Mmax = 20 م ، بالتحدث عن الجدوى على مستوى التقنيات الموجودة في روسيا لنظام فضاء يمكن إعادة استخدامه مع ارتفاع فوق سرعة الصوت طائرة معجلة ، توفر خفضًا في الوزن ، وبالتالي ، تكلف مساحة المرحلة التي يمكن التخلص منها بنسبة 500-6 مرات مقارنةً بالإطلاق من الأرض.
كان هذا الترتيب الديناميكي الهوائي هو الخيار الأخير للنظر في مركبة جوية بدون طيار متعددة الأوضاع قابلة لإعادة الاستخدام ذات سرعات طيران عالية تفوق سرعة الصوت.
المفهوم والتخطيط العام
من المتطلبات المميزة للطائرة المتسارعة ، مقارنةً بنموذجها الأولي الصغير الحجم ، الإقلاع / الهبوط على متن طائرة من المطارات الحالية والحاجة إلى التحليق بأعداد ماخ أقل من سرعة إطلاق نفاث النفاث M <1.8. 2. هذا يحدد نوع وتركيب محطة توليد طاقة الطائرات المدمجة - مسرع ، والذي يشتمل على محرك نفاث نفاث ومحركات نفاثة مع احتراق لاحق (TRDF).
بناءً على ذلك ، تم تشكيل الشكل الفني والتخطيط العام للطائرة الداعمة لنظام النقل الفضائي من الدرجة الخفيفة مع حمولة تصميمية تبلغ حوالي 1000 كجم في مدار أرضي منخفض يبلغ 200 كيلومتر. تم تقدير معلمات الوزن للمرحلة المدارية ذات المرحلتين بالوقود السائل بناءً على محرك RD-0124 الأكسجين والكيروسين بطريقة السرعة المميزة مع الخسائر المتكاملة ، بناءً على ظروف الإطلاق من المعزز.
في المرحلة الأولى ، يتم تثبيت محرك RD-0124 (دفع فارغ 30 كجم ، دفعة محددة 000 ثانية) ، ولكن مع قطر إطار مخفض وغرف أقرب ، أو محرك RD-359M (يختلف عن المحرك الأساسي بغرفة واحدة و فوهة جديدة بقطر أكبر) ؛ في المرحلة الثانية ، محرك بغرفة واحدة من RD-0124 (تم اعتماد دفع أجوف يبلغ 0124 كجم). بناءً على ملخص الوزن المستلم للمرحلة المدارية بوزن إجمالي قدره 7 كجم ، تم تطوير تكوينها ، وعلى أساسها ، تصميم طائرة معززة تفوق سرعة الصوت لإقلاع وزن يبلغ 500 كجم مع محطة طاقة مشتركة ( وحدة المعالجة المركزية).
تضم جامعة الملك سعود:
• محرك نفاث نفاث من نفس النوع وتصميم غرفة الاحتراق مثل النموذج الأولي EVZU ؛
• ثلاثة محركات نفاثة نفاثة من طراز AL-31F M1
يتم ترتيب محركات المروحة التوربينية والمحركات النفاثة في حزمة عمودية ، مما يسمح بتركيب كل منها وصيانته بشكل منفصل. لاستيعاب محرك نفاث مع EVZU بأقصى حجم ، وبناءً عليه ، تم استخدام طول الجهاز بالكامل. الوزن الأقصى للإقلاع للجهاز 74 طناً ، والوزن الخالي 31 طناً.
يُظهر القسم المرحلة المدارية - مركبة إطلاق تعمل بالوقود السائل على مرحلتين تزن 18,5 طنًا ، والتي تطلق حمولة 1000 كجم في مدار أرضي منخفض يبلغ 200 كيلومتر. تظهر أيضًا 3 محركات توربوفان AL-31FM1.
من المفترض أن يتم إجراء اختبار تجريبي لنفث نفاث بهذا الحجم مباشرة في اختبارات الطيران ، باستخدام محرك توربوفان للتسريع. عند تطوير نظام سحب هواء موحد ، تم تبني المبادئ الأساسية التالية:
• الحد الأدنى من الأجزاء المتحركة بأقل أحمال طاقة عليها ؛
• الحفاظ الكامل على الهندسة النظرية لـ VZU ramjet للنموذج الأولي.
يتم تنفيذه عن طريق فصل مجاري الهواء للمحركات المروحية والنفاثة النفاثة خلف الجزء الأسرع من الصوت من مدخل الهواء وتطوير جهاز محول سهل التنفيذ يحول الجزء الأسرع من الصوت من EVZU ذهابًا وإيابًا إلى تكوينات غير منظمة ، مع تبديل الهواء في نفس الوقت العرض بين القنوات. يعمل EVRU للجهاز عند الإقلاع على محرك توربوفان ، عندما يتم ضبط السرعة على M = 2,0 ، فإنه يتحول إلى محرك نفاث.
خلف جهاز محول EVZU ، توجد حجرة الحمولة وخزانات الوقود الرئيسية في حزمة أفقية. يعد استخدام خزانات الإدخال ضروريًا للفصل الحراري لهيكل جسم الطائرة "الساخن" وخزانات الكيروسين "الباردة" المعزولة بالحرارة. يوجد خلف حجرة الحمولة حجرة توربوفان ، والتي تحتوي على قنوات تدفق لتبريد فوهات المحرك ، وهيكل المقصورة والغطاء العلوي لفوهة نفاث النفاث أثناء تشغيل المروحة التوربينية.
يزيل مبدأ تشغيل محول EVZU للطائرة المتسارعة ، إلى حد ما ، مقاومة القوة للجزء المتحرك من الجهاز من جانب التدفق القادم. هذا يقلل من الكتلة النسبية لنظام سحب الهواء عن طريق تقليل كتلة الجهاز نفسه ومحركه مقارنة بمآخذ الهواء التقليدية المستطيلة القابلة للتعديل. يحتوي محرك النفاث النفاث على فوهة قابلة للانقسام ، والتي عند إغلاقها ، أثناء تشغيل المحرك المروحي المروحي ، توفر تدفقًا غير منفصل للتدفق حول جسم الطائرة. عند فتح فوهة التصريف عند الانتقال إلى وضع التشغيل النفاث ، يغلق الغطاء العلوي الجزء السفلي من حجرة المحرك المروحي. فوهة النفاث النفاثة في شكلها المفتوح عبارة عن مربك أسرع من الصوت ، مع درجة معينة من التمدد المنخفض للطائرة النفاثة النفاثة ، والتي تتحقق بأعداد كبيرة من الماخ ، توفر زيادة في الدفع بسبب الإسقاط الطولي لقوى الضغط على السديلة العلوية.
مقارنة بالنموذج الأولي ، تمت زيادة المساحة النسبية لألواح الجناح بشكل كبير بسبب الحاجة إلى إقلاع / هبوط الطائرات. ميكنة الجناح تشمل فقط أحدى. تم تجهيز الحلقات بدفات يمكن استخدامها كوسادات فرامل للهبوط. لضمان استمرارية التدفق بسرعات طيران دون سرعة الصوت ، تحتوي الشاشة على إصبع قدم قابل للانعكاس. يتكون الهيكل السفلي للطائرة المتسارعة من أربعة أعمدة مع وضع على طول الجوانب لمنع الأوساخ والأجسام الغريبة من دخول مدخل الهواء. تم وضع مثل هذا المخطط على منتج EPOS - نظير لنظام الطائرات المداري "Spiral" ، والذي يسمح ، على غرار هيكل الدراجة ، بـ "القرفصاء" عند الإقلاع.
لتحديد أوزان الرحلة وموقع مركز الكتلة ولحظات القصور الذاتي للطائرة المتسارعة ، تم تطوير نموذج صلب مبسط في بيئة CAD.
تم تقسيم التصميم ومحطة الطاقة والمعدات الخاصة بالطائرة المتسارعة إلى 28 عنصرًا ، تم تقييم كل عنصر من خلال معلمة إحصائية (الوزن المحدد للجلد المنخفض ، وما إلى ذلك) وتم تصميمها كعنصر صلب مماثل هندسيًا. لتصميم جسم الطائرة والأسطح الحاملة ، تم استخدام إحصائيات الوزن للطائرات من نوع MiG-25 / MiG-31. يتم أخذ كتلة محرك AL-31F M1 "في الواقع". تم نمذجة نسب مختلفة من تعبئة الكيروسين بواسطة "قوالب" صلبة مقطوعة للتجاويف الداخلية لخزانات الوقود.
كما تم تطوير نموذج مبسط للحالة الصلبة للمرحلة المدارية. وأخذت كتل العناصر الهيكلية على أساس البيانات الموجودة في الكتلة "I" (المرحلة الثالثة من مركبة الإطلاق Soyuz-2 ومركبة الإطلاق Angara الواعدة ) مع تخصيص مكونات ثابتة ومتغيرة حسب كتلة الوقود.
بعض ملامح النتائج التي تم الحصول عليها من الديناميكا الهوائية للطائرة المطورة:
على متن الطائرة المتسارعة ، لزيادة نطاق الطيران ، يتم استخدام وضع الانزلاق عند تكوينه لطائرة نفاثة ، ولكن بدون تزويدها بالوقود. في هذا الوضع ، يتم استخدام فوهة التصريف ، مما يقلل من حلها عند إيقاف تشغيل المحرك النفاث النفاث إلى منطقة التدفق التي توفر التدفق في قناة EVZU ، بحيث يصبح دفع الناشر دون سرعة الصوت للقناة مساويًا لـ مقاومة الفوهة:
Pdiff EVZU = محرك نفاث Xss. ببساطة ، يتم استخدام مبدأ تشغيل جهاز الاختناق في مرافق اختبار TsAGI SVS-2. تفتح وحدة التجميع ذات الفوهة الجزء السفلي من حجرة المحرك المروحي ، والتي تبدأ في تكوين مقاومتها السفلية الخاصة بها ، ولكن أقل من مقاومة المحرك النفاث النفاث المغلق مع التدفق الأسرع من الصوت في قناة VDU. في اختبارات EVZU في منشأة TsAGI SVS-2 ، تم عرض التشغيل المستقر لسحب الهواء من رقم Mach M = 1.3 ، لذلك يمكن القول أن وضع التخطيط باستخدام فوهة التراص كخانق EVZU في النطاق 1.3 ≤ M ≤ Mmax يمكن تأكيده.
أداء الرحلة ومسار الرحلة النموذجي
تتمثل مهمة الطائرة المعززة في إطلاق المرحلة المدارية من اللوحة أثناء الطيران ، على ارتفاع وسرعة طيران وزاوية مسار تفي بشرط الحد الأقصى لكتلة الحمولة في المدار المرجعي. في المرحلة الأولية من البحث في مشروع Molot ، تتمثل المهمة في الوصول إلى أقصى ارتفاع وسرعة طيران لهذه الطائرة عند استخدام مناورة "التل" لإنشاء قيم موجبة كبيرة لزاوية المسار على فرعها الصاعد. في هذه الحالة ، يتم تعيين شرط تقليل سرعة الرأس أثناء فصل المرحلة من أجل التخفيض المقابل في كتلة الانسيابية وتقليل الأحمال على حجرة الحمولة في الوضع المفتوح.
كانت البيانات الأولية حول تشغيل المحركات هي جر الطيران والخصائص الاقتصادية لـ AL-31F ، والتي تم تصحيحها وفقًا لبيانات مقاعد البدلاء الخاصة بمحرك AL-31F M1 ، بالإضافة إلى خصائص نموذج المحرك النفاث المعاد حسابه بما يتناسب مع غرفة الاحتراق وزاوية تثبيت الشاشة.
على التين. يوضح مناطق الطيران الأفقي الثابت لطائرة معززة تفوق سرعة الصوت في أوضاع مختلفة من تشغيل محطة الطاقة المشتركة.
يتم حساب كل منطقة بالمتوسط عبر القسم المقابل من مسرع مشروع مولوت للكتل المتوسطة على أجزاء من مسار كتلة طيران المركبة. يمكن ملاحظة أن الطائرة المتسارعة تصل إلى الحد الأقصى للرقم ماخ M = 4.21 ؛ عند الطيران على محركات نفاثة ، يقتصر رقم Mach على M = 2.23. من المهم أن نلاحظ أن الرسم البياني يوضح الحاجة إلى تزويد الطائرة الداعمة بالدفع النفاث المطلوب في نطاق واسع من أرقام الماخ ، والتي تم تحقيقها وتحديدها تجريبياً أثناء العمل على شاشة جهاز سحب الهواء من النموذج الأولي. يتم الإقلاع بسرعة إقلاع V = 360 م / ث - تكون خصائص تحمل الجناح والشاشة كافية دون استخدام آلية الإقلاع والهبوط والتحليق فوق المصعد. بعد الصعود الأمثل على القسم الأفقي H = 10 متر ، تصل الطائرة المعززة إلى سرعة تفوق سرعة الصوت من رقم Mach دون سرعة الصوت M = 700 ، ويتم تبديل محطة الطاقة المدمجة عند M = 0.9 ، والتسارع الأولي إلى Vopt عند M = 2. في عملية التسلق على النفاثة النفاثة ، تقوم الطائرة المتسارعة بالتحول إلى مطار المنزل وتصل إلى ارتفاع H2.46peak = 0 متر عند رقم Mach M = 20.
عند هذا الارتفاع ، تبدأ مناورة ديناميكية في تحقيق أقصى ارتفاع طيران وزاوية مسار لإطلاق المرحلة المدارية. يتم إجراء الغوص اللطيف مع التسارع إلى M = 3.9 ومناورة "التل" اللاحقة. ينهي محرك النفاث النفاث عمله على ارتفاع H 25000 متر ، ويحدث التسلق اللاحق بسبب الطاقة الحركية للداعم. يتم إطلاق المرحلة المدارية على الفرع الصاعد من المسار على ارتفاع Hlaunch = 44 مترًا عند رقم Mach M = 049 وزاوية مسار θ = 2.05 درجة. تصل الطائرة المتسارعة إلى ارتفاع Hmax = 45 مترًا على "التل". على الفرع الهابط من المسار ، عند الوصول إلى رقم ماخ M = 55 ، يتم تشغيل المحرك النفاث النفاث ← النفاث للتخلص من تدفق الهواء النفاث .
عند تكوين المحرك التوربيني المروحي ، تنزلق الطائرة المتسارعة حتى تصل إلى مسار الانزلاق ، مع وجود إمداد بالوقود على متن الطائرة Ggf = 1000 كجم.
في الوضع العادي ، تتم الرحلة بأكملها من لحظة إيقاف تشغيل المحرك النفاث حتى الهبوط دون استخدام محركات بهامش في مدى الانزلاق.
يظهر التغيير في المعلمات الزاوية لحركة الخطوة في هذا الشكل.
عند إطلاقه في مدار دائري H = 200 كم على ارتفاع H = 114 مترًا بسرعة V = 878 م / ث ، ينفصل مسرع المرحلة الفرعية الأولى. كتلة المحطة الفرعية الثانية ذات الحمولة في المدار H = 3 كم هي 291 كجم ، منها الحمولة الصافية mpg = 200 كجم.
مخطط التطبيق ومسار الرحلة للطائرة المعززة التي تفوق سرعة الصوت في مشروع مولوت مشابه لمشروع "الجامعة" الأمريكي RASCAL ، الذي يتم إنشاؤه بدعم من الإدارة الحكومية DARPA.
تتمثل إحدى ميزات مشروعي Molot و RASCAL في استخدام مناورة ديناميكية من نوع الحدبة مع وصول سلبي إلى ارتفاعات إطلاق عالية من المرحلة المدارية Hlaunch ≈ 50 متر عند ضغوط السرعة المنخفضة ، لـ Molot qlaunch = 000 كجم / م 24. يجعل ارتفاع الإطلاق من الممكن تقليل خسائر الجاذبية ووقت الرحلة لمرحلة مدارية يمكن التخلص منها باهظة الثمن ، أي كتلتها الإجمالية. تجعل ضغوط الإطلاق منخفضة السرعة من الممكن تقليل كتلة انسيابية الحمولة الصافية أو التخلي عنها تمامًا في بعض الحالات ، وهو أمر ضروري لأنظمة الفئة خفيفة الوزن (mpgN2 <200 كجم).
الميزة الرئيسية للطائرة المعززة لمشروع مولوت مقارنة بـ RASCAL هي نقص إمدادات الأكسجين السائل على متن الطائرة ، مما يبسط ويقلل من تكلفة تشغيله ويستبعد التكنولوجيا غير المطورة. طيران خزانات مبردة قابلة لإعادة الاستخدام. تسمح نسبة الدفع إلى الوزن في وضع التشغيل النفاث النفاث لمسرع مولوت أن يحقق على الفرع الصاعد من "التل" زوايا مسار "العمل" للمرحلة المدارية θ البداية ≈ 45 درجة ، بينما يوفر معزز RASCAL المرحلة المدارية بزاوية مسار البداية فقط البداية ≈ 20 درجة مع خسائر لاحقة بسبب مناورة تحول المرحلة.
من حيث السعة الاستيعابية المحددة ، يتفوق نظام الفضاء مع التعزيز غير المأهول الذي يفوق سرعة الصوت “Molot” على نظام RASCAL: المطرقة (mgN500 / mvzl) = 0.93٪ ، (mpnN486 / mvzl) rascal = 0.25٪.
وبالتالي ، فإن تقنية محرك نفاث مع غرفة احتراق دون سرعة الصوت ("مفتاح" مشروع مولوت) ، تم تطويرها وإتقانها من قبل صناعة الطيران المحلية ، تتفوق في الكفاءة على استخدامها في الطائرات المتسارعة التي تفوق سرعة الصوت في تكنولوجيا MIPCC الأمريكية الواعدة من حقن الأكسجين في مسالك سحب الهواء بالمحرك التوربيني.
طائرة بدون طيار تفوق سرعتها سرعة الصوت تزن 74 كجم تؤدي إقلاعها من مطار ، وتسارع ، وتسلق على طول مسار محسن مع انعطاف متوسط إلى نقطة الإقلاع حتى ارتفاع H = 000 م و M = 20 ، مناورة ديناميكية "تل" مع تسارع متوسط في غوص المظلة حتى М = 000. على الفرع الصاعد للمسار عند H = 3.73،3.9 م ، M = 44 ، يتم فصل مرحلة مدارية من مرحلتين بكتلة 047 كجم ، مصممة على أساس محرك RD-2.
بعد اجتياز "التل" max = 55 مترًا في وضع الانزلاق ، يطير المعزز إلى المطار ، مع إمداد وقود مضمون يبلغ 871 كجم ووزن هبوط يبلغ 1000 كجم. تضع المرحلة المدارية في مدار دائري H = 36 كم حمولة مع كتلة ميل لكل جالون = 579 كجم ، عند H = 200 كم ميلا في الغالون = 767 كجم.
مساعدة.
1. يتضمن مختبر NPO Molniya وقاعدة اختباره المجمعات المختبرية التالية:
مختبر اختبارات القوة الساكنة
معمل الاختبار الديناميكي
معمل اختبار الفراغ الحراري
معمل الاختبارات البيئية
معمل الاختبارات الترابيولوجية
2. وهذا مشروع طائرة مدنية عالية السرعة HEXAFLY-INT
وهو من أكبر مشاريع التعاون الدولي. وتشارك فيه المنظمات الأوروبية (ESA ، ONERA ، DLR ، CIRA ، إلخ) ، الروسية (TsAGI ، CIAM ، LII ، MIPT) والأسترالية (جامعة سيدني ، إلخ).
3. لم تسمح شركة Rostec بإفلاس الشركة التي طورت مكوك الفضاء "Buran"
ملاحظة: النموذج ثلاثي الأبعاد في بداية المقال ليس له علاقة بمشروع البحث "Hammer".
مقالة على أساس العمل:
مشروع مولوت لطائرة متسارعة تفوق سرعتها سرعة الصوت بدون طيار مع نظام دفع توربو نفاث مزدوج الشاشة
/ Makeich G. S.، Tyukaev M. Yu. (معهد موسكو للطيران (جامعة الأبحاث الوطنية) ، طريق فولوكولامسك السريع ، 4 ، موسكو ، A-80 ، GSP-3 ، 125993 ، روسيا) ، Chibisov Ya. N. (OAO Nauchno - جمعية الإنتاج "مولنيا") /
المواد المستخدمة والصور ومقاطع الفيديو
http://www.mai.ru/
http://www.ciam.ru/
http://www.npomolniya.ru/
http://en.avia.pro/
http://www.darpa.mil/
www.youtube.com و
http://otvaga2004.ru/
http://www.3dmir.ru/forum/read/5075.html
http://www.globalsecurity.org/
http://36on.ru/news/economics/64320-v-sovete-federatsii-proshli-dni-voronezhskoy-oblast
معلومات