Derzeit entwickelt OAO NPO Molniya ein unbemanntes Multi-Mode-Hyperschall-Flugzeug zum Thema der Forschungs- und Entwicklungsarbeit "Hammer". Dieses UAV gilt als Prototyp-Demonstrator von Technologien für ein unbemanntes Hyperschall-Beschleunigerflugzeug mit einem kombinierten Turbo-Staustrahl-Kraftwerk. Die Schlüsseltechnologie des Prototyps ist der Einsatz eines Staustrahltriebwerks (Staustrahltriebwerk) mit Unterschallbrennkammer und einer Siebluftansaugvorrichtung.
Berechnete und experimentelle Parameter des Demonstrator-Prototyps:
Hintergrund dieser F&E war ein von JSC NPO Molniya entwickeltes Projekt eines Multi-Mode Supersonic Unmanned Aerial Vehicle (MSBLA), bei dem das aerodynamische Erscheinungsbild eines vielversprechenden unbemannten oder bemannten Beschleunigerflugzeugs bestimmt wurde. Die Schlüsseltechnologie von MSBLA ist der Einsatz eines Staustrahltriebwerks (Staustrahltriebwerk) mit Unterschallbrennkammer und einer Siebluftansaugvorrichtung. Auslegungsparameter von MSBLA: Reiseflug-Machzahlen M = 1,8 … 4, Flughöhen von niedrig bis H ≈ 20.000 m, Startgewicht bis 1000 kg.
Das am SVS-2-Stand von TsAGI untersuchte Lufteinlass-Layout zeigte eine geringe Effizienz des angewendeten ventralen Keilschilds, der "gleichzeitig" mit dem Rumpf (Abb. A) und einem rechteckigen Schild mit einer Spannweite gleich der Breite von hergestellt wurde den Rumpf (Abb. B).
Beide stellten die annähernde Konstanz der Rückstellbeiwerte des Gesamtdrucks und des Volumenstroms f im Anstellwinkel sicher, anstatt sie zu erhöhen.
Da die Frontscheibe des bei der Kh-90-Rakete verwendeten Typs für die MSBLA als Prototyp eines Beschleunigerflugzeugs nicht geeignet war, entschied man sich auf der Grundlage experimenteller Studien der TsAGI Anfang der 80er Jahre, eine ventrale Bildschirm, wobei die Konfiguration mit einem zweistufigen Zentralkörper beibehalten wird, der durch Testergebnisse erhalten wurde.
Im Zuge der zweistufigen experimentellen Forschung auf einem Sonderstand SVS-2 TsAGI, Dezember 2008 - Februar 2009 und März 2010, mit einer Zwischenstufe numerischer Suchstudien, wurde ein Screen Air Intake Device (EHU) mit einem zweistufigen konischen Es wurde ein Körper mit verschiedenen berechneten Zahlen entwickelt, Mach in Schritten, was es ermöglichte, einen akzeptablen Schub in einem weiten Bereich von Mach-Zahlen zu erhalten.
Die Wirkung des Siebes besteht in einer Erhöhung der Strömungsgeschwindigkeit und der Rückgewinnungskoeffizienten mit einer Erhöhung des Anstellwinkels bei Machzahlen M> 2,5. Der Betrag der positiven Steigung beider Kennlinien nimmt mit steigender Machzahl zu.
EVZU wurde erstmals auf dem von NPO Raduga entwickelten Hyperschall-Versuchsflugzeug X-90 (Kreuzflugkörper, gemäß NATO-Klassifizierung AS-19 Koala) entwickelt und angewendet.
Als Ergebnis wurde die aerodynamische Konfiguration des Prototyps nach dem von den Autoren als „Hybrid“bezeichneten Schema mit der Integration der EHU in das Trägersystem entwickelt.
Das Hybridschema weist sowohl Merkmale eines "Enten"-Schemas (durch die Anzahl und Lage der Lagerflächen) als auch eines "schwanzlosen" Schemas (durch die Art der Längssteuerungen) auf. Eine typische MSBLA-Flugbahn umfasst einen Start von einer bodengestützten Trägerrakete, eine Beschleunigung mit einem Festtreibstoff-Booster auf eine Überschall-Staustrahl-Startgeschwindigkeit, einen Flug nach einem vorgegebenen Programm mit einem horizontalen Segment und ein Bremsen auf eine niedrige Unterschallgeschwindigkeit mit einer sanften Fallschirmlandung.
Es ist zu erkennen, dass das Hybrid-Layout aufgrund eines größeren Bodeneffekts und einer Optimierung des aerodynamischen Layouts auf minimalen Luftwiderstand bei α = 1,2 ° … 1,4 ° deutlich höhere maximale Flugmachzahlen M ≈ 4,3 in einem breiten. realisiert Höhenbereich H = 11 … 21 km. Die Schemata "Ente" und "Schwanzlos" erreichen den Maximalwert der Zahl М = 3,72 … 3,74 in der Höhe Н = 11 km. In diesem Fall hat das Hybridschema einen kleinen Gewinn aufgrund der Verschiebung des Mindestwiderstands und bei niedrigen Mach-Zahlen mit einem Flugnummernbereich M = 1,6 … 4,25 in einer Höhe von H ≈ 11 km. Der kleinste Bereich des Gleichgewichtsfluges wird im "Enten" -Schema realisiert.
Die Tabelle zeigt die berechneten Flugleistungsdaten für die entwickelten Layouts für typische Flugbahnen.
Die Flugreichweiten, die für alle Versionen des MSBLA das gleiche Niveau haben, haben die Möglichkeit gezeigt, erfolgreich ein Beschleunigerflugzeug mit einer leicht erhöhten relativen Reserve an Kerosintreibstoff mit Überschallflugreichweiten in der Größenordnung von 1500-2000 km für die Rückkehr zu schaffen der Heimatflugplatz. Gleichzeitig hatte das entwickelte Hybrid-Layout, das eine Folge der tiefen Integration des aerodynamischen Schemas und des Schirmlufteinlasses des Staustrahltriebwerks ist, einen klaren Vorteil hinsichtlich der maximalen Fluggeschwindigkeiten und des Höhenbereichs, in dem die Höchstgeschwindigkeiten realisiert werden. Die absoluten Werte der Mach-Zahl und Flughöhe, die Мmax = 4,3 bei Нmax Mmax = 20.500 m erreichen, legen nahe, dass das wiederverwendbare Luft- und Raumfahrtsystem mit einem hypersonischen Höhen-Booster-Flugzeug auf dem Niveau bestehender Technologien in Russland machbar ist Einweg-Weltraumbühne ist 6-8 mal so groß wie ein Start vom Boden aus.
Dieses aerodynamische Layout war die letzte Option, um ein wiederverwendbares unbemanntes Multi-Mode-Flugzeug mit hohen Überschallfluggeschwindigkeiten in Betracht zu ziehen.
Konzept und allgemeines Layout
Eine besondere Anforderung an ein Overclocking-Flugzeug im Vergleich zu seinem kleinen Prototypen ist das Starten / Landen eines Flugzeugs von bestehenden Flugplätzen und die Notwendigkeit, mit Mach-Zahlen zu fliegen, die geringer sind als die Mach-Zahl des Starts eines Staustrahltriebwerks M <1,8 … 2. Dies bestimmt die Art und Zusammensetzung des kombinierten Kraftwerks des Flugzeugs - ein Staustrahltriebwerk und Turbostrahltriebwerke mit Nachbrenner (TRDF).
Auf dieser Grundlage wurde das technische Erscheinungsbild und die Gesamtanordnung des Beschleunigerflugzeugs für das Transportraumsystem der leichten Klasse mit einer konstruktiven Tragfähigkeit von etwa 1000 kg in eine erdnahe Umlaufbahn von 200 km geformt. Eine Bewertung der Gewichtsparameter einer flüssigen zweistufigen Orbitalstufe basierend auf einem Sauerstoff-Kerosin-Motor RD-0124 wurde nach der Methode der charakteristischen Geschwindigkeit mit integralen Verlusten basierend auf den Startbedingungen vom Beschleuniger durchgeführt.
In der ersten Stufe wird das RD-0124-Triebwerk (Leerschubkraft 30.000 kg, spezifischer Impuls 359 s) installiert, jedoch mit reduziertem Rahmendurchmesser und geschlossenen Kammern, oder das RD-0124M-Triebwerk (unterschiedlich von der Basis eine nach der anderen und eine neue Düse mit größerem Durchmesser); in der zweiten Stufe ein Triebwerk mit einer Kammer von RD-0124 (ein Leerschub von 7.500 kg wird angenommen). Basierend auf dem erhaltenen Gewichtsbericht der Orbitalstufe mit einem Gesamtgewicht von 18.508 kg wurde ihre Konfiguration entwickelt und auf dieser Grundlage - das Layout eines Hyperschall-Boosterflugzeugs mit einem Startgewicht von 74.000 kg mit einem kombinierten Triebwerk (KSU).
KSU beinhaltet:
TRDF- und Staustrahltriebwerke befinden sich in einem vertikalen Paket, wodurch jedes von ihnen separat montiert und gewartet werden kann. Die gesamte Fahrzeuglänge wurde zur Aufnahme eines Staustrahltriebwerks mit einem EVC der maximalen Größe und entsprechender Schubkraft genutzt. Das maximale Abfluggewicht des Fahrzeugs beträgt 74 Tonnen, das Leergewicht 31 Tonnen.
Der Abschnitt zeigt eine Orbitalstufe - eine zweistufige flüssige Trägerrakete mit einem Gewicht von 18,5 Tonnen, die eine 1000-kg-Trägerrakete in eine erdnahe Umlaufbahn von 200 km injiziert. Ebenfalls sichtbar sind 3 TRDDF AL-31FM1.
Die experimentelle Erprobung eines Staustrahltriebwerks dieser Größe soll direkt im Flugversuch mit einem Turbostrahltriebwerk zur Beschleunigung erfolgen. Bei der Entwicklung eines einheitlichen Luftansaugsystems wurden die Grundprinzipien übernommen:
Realisiert durch die Trennung der Luftkanäle für das Turbojet-Triebwerk und das Staustrahltriebwerk hinter dem Überschallteil des Lufteinlasses und die Entwicklung einer einfachen Transformatorvorrichtung, die den Überschallteil des EHU in ungeregelte Konfigurationen "Roundtrip" umwandelt und gleichzeitig die Luftzufuhr zwischen den Kanälen. Das EVZU des Fahrzeugs beim Start arbeitet mit einem Turbostrahltriebwerk, wenn die Geschwindigkeit auf M = 2, 0 eingestellt ist, schaltet es auf das Staustrahltriebwerk um.
Der Nutzlastraum und die Hauptkraftstofftanks befinden sich hinter der Transformator-EVCU in einem horizontalen Paket. Zur thermischen Entkopplung der „heißen“Rumpfstruktur und „kalten“wärmeisolierten Tanks mit Kerosin ist der Einsatz von Lagertanks notwendig. Der TRDF-Raum befindet sich hinter dem Nutzlastraum, der über Strömungskanäle zur Kühlung der Triebwerksdüsen, der Gestaltung des Raums und der oberen Klappe der Staustrahldüse im Betrieb des TRDF verfügt.
Das Funktionsprinzip des EVZU-Transformators des Beschleunigerflugzeugs schließt mit einer Genauigkeit von geringem Wert den Kraftwiderstand auf den beweglichen Teil des Geräts von der Seite der Anströmung aus. Auf diese Weise können Sie die relative Masse des Lufteinlasssystems minimieren, indem Sie das Gewicht des Geräts selbst und seines Antriebs im Vergleich zu herkömmlichen verstellbaren rechteckigen Lufteinlässen reduzieren. Das Staustrahltriebwerk weist einen Spaltdüsen-Drainer auf, der in geschlossener Form während des Betriebs des Turbostrahltriebwerks für eine ununterbrochene Umströmung des Rumpfes sorgt. Beim Öffnen der Ablaufdüse beim Übergang in die Staustrahltriebwerksbetriebsart verschließt die obere Klappe den unteren Bereich des Triebwerksraums. Die offene Staustrahldüse ist ein Überschallverwirrer und sorgt bei einer gewissen Unterexpansion des Staustrahlstrahls, die bei hohen Machzahlen realisiert wird, für eine Schuberhöhung durch die Längsprojektion der Druckkräfte auf die obere Klappe.
Im Vergleich zum Prototyp wurde die relative Fläche der Flügelkonsolen aufgrund des Bedarfs an Flugzeugstart / -landung deutlich vergrößert. Die Flügelmechanisierung umfasst nur Elevons. Die Kiele sind mit Rudern ausgestattet, die bei der Landung als Bremsklappen verwendet werden können. Um eine ununterbrochene Strömung bei Unterschallfluggeschwindigkeiten zu gewährleisten, hat der Schirm eine auslenkbare Nase. Das Fahrwerk des Beschleunigerflugzeugs ist viersäulenförmig, mit seitlicher Platzierung, um das Eindringen von Schmutz und Fremdkörpern in den Lufteinlass auszuschließen. Ein solches Schema wurde am EPOS-Produkt getestet - einem Analogon des Orbitalflugzeugsystems "Spiral", das es ähnlich einem Fahrradchassis ermöglicht, beim Start zu "hocken".
Zur Ermittlung der Fluggewichte, der Lage des Massenschwerpunktes und der Eigenträgheitsmomente des Booster-Flugzeugs wurde ein vereinfachtes Volumenmodell in der CAD-Umgebung entwickelt.
Struktur, Triebwerk und Ausrüstung des Booster-Flugzeugs wurden in 28 Elemente unterteilt, die jeweils nach einem statistischen Parameter (spezifisches Gewicht der reduzierten Außenhaut etc.) bewertet und durch ein geometrisch ähnliches Festkörperelement modelliert wurden. Für die Konstruktion des Rumpfes und der Tragflächen wurden gewichtete Statistiken für MiG-25 / MiG-31-Flugzeuge verwendet. Die Masse des AL-31F M1-Motors wird "nachträglich" gemessen. Unterschiedliche Prozentsätze der Kerosinfüllung wurden durch abgeschnittene Festkörper-„Abgüsse“der inneren Hohlräume der Kraftstofftanks modelliert.
Außerdem wurde ein vereinfachtes Festkörpermodell der Orbitalstufe entwickelt, wobei die Massen der Strukturelemente auf Basis der Daten des I-Blocks (der dritten Stufe der Trägerrakete Sojus-2 und der vielversprechenden Trägerrakete Angara) mit die Zuteilung konstanter und variabler Komponenten in Abhängigkeit von der Brennstoffmasse.
Einige Merkmale der erhaltenen Ergebnisse der Aerodynamik des entwickelten Flugzeugs:
Beim Beschleunigerflugzeug wird zur Erhöhung der Flugreichweite der Gleitmodus bei der Konfiguration für einen Staustrahl verwendet, jedoch ohne diesen mit Treibstoff zu versorgen. In diesem Modus wird eine Ablaufdüse verwendet, die ihre Lösung beim Abschalten des Staustrahltriebwerks auf den Strömungsbereich reduziert, der die Strömung im EHU-Kanal bereitstellt, so dass der Schub des Unterschalldiffusors des Kanals wird gleich dem Widerstand der Düse:
Pdif EVCU = Xcc-Staustrahl. Einfach ausgedrückt, wird das Funktionsprinzip der Drosselvorrichtung bei den Luft-Luft-Testanlagen vom Typ SVS-2 TsAGI verwendet. Der Podsobranny-Düsenabfluss öffnet den unteren Abschnitt des TRDF-Fachs, der beginnt, seinen eigenen Bodenwiderstand zu erzeugen, der jedoch geringer ist als der Widerstand des ausgeschalteten Staustrahls mit Überschallströmung im Lufteinlasskanal. In Tests der EVCU an der SVS-2 TsAGI-Installation wurde ein stabiler Betrieb des Lufteinlasses mit Machzahl M = 1,3 gezeigt, daher kann argumentiert werden, dass der Planungsmodus mit der Verwendung einer Ablaufdüse als EVCU-Drossel in der Bereich 1,3 ≤ M ≤ Mmax kann behauptet werden.
Flugleistung und typische Flugbahn
Die Aufgabe des Booster-Flugzeugs besteht darin, eine Orbitalstufe von der Seite im Flug in einer Höhe, Fluggeschwindigkeit und einem Flugbahnwinkel zu starten, die der Bedingung der maximalen Nutzlastmasse in der Referenzbahn entsprechen. In der Vorphase der Forschung zum Hammer-Projekt besteht die Aufgabe darin, die maximale Höhe und Fluggeschwindigkeit dieses Flugzeugs zu erreichen, wenn das Manöver „Slide“verwendet wird, um große positive Werte des Flugbahnwinkels auf seinem aufsteigenden Ast zu erzeugen. In diesem Fall wird die Bedingung gesetzt, die Geschwindigkeitshöhe beim Trennen der Bühne für eine entsprechende Verringerung der Masse der Verkleidung zu minimieren und die Belastungen des Nutzlastraums in der geöffneten Position zu reduzieren.
Die Ausgangsdaten zum Betrieb der Triebwerke waren die Flugtraktion und die wirtschaftlichen Eigenschaften des AL-31F, korrigiert nach den Prüfstandsdaten des AL-31F M1-Triebwerks, sowie die Eigenschaften des Prototyp-Staustrahltriebwerks, die proportional zu neu berechnet wurden Brennraum und Siebwinkel.
In Abb. zeigt die Bereiche des horizontalen stationären Fluges eines Hyperschall-Beschleunigerflugzeugs in verschiedenen Betriebsarten des Kombikraftwerks.
Jede Zone wird für den Durchschnitt über den entsprechenden Abschnitt des Beschleunigers des Projekts "Hammer" für die durchschnittlichen Massen entlang der Abschnitte der Flugmassentrajektorie des Fahrzeugs berechnet. Es ist zu erkennen, dass das Booster-Flugzeug die maximale Flugmachzahl M = 4,21 erreicht, beim Fliegen mit Turbojet-Triebwerken ist die Machzahl auf M = 2,23 begrenzt. Es ist wichtig anzumerken, dass das Diagramm die Notwendigkeit veranschaulicht, den erforderlichen Staustrahlschub für das Beschleunigerflugzeug in einem weiten Bereich von Mach-Zahlen bereitzustellen, der während der Arbeit an dem Prototyp der Sieblufteinlassvorrichtung erreicht und experimentell bestimmt wurde. Der Start erfolgt mit einer Abhebegeschwindigkeit V = 360 m / s - die Trageigenschaften von Flügel und Schirm sind ohne Einsatz von Start- und Landemechanisierung und Schweben von Höhenrudern ausreichend. Nach dem optimalen Steigflug auf der Horizontalstrecke H = 10.700 m erreicht das Booster-Flugzeug Überschallschall ab der Unterschall-Machzahl M = 0,9, der kombinierte Antrieb schaltet bei M = 2 und Vorbeschleunigung auf Vopt bei M = 2,46 um. Beim Steigen auf einen Staustrahl biegt das Boosterflugzeug zum Heimatflugplatz ab und erreicht eine Höhe von H0pik = 20.000 m mit einer Machzahl M = 3,73.
In dieser Höhe beginnt ein dynamisches Manöver beim Erreichen der maximalen Flughöhe und des maximalen Flugbahnwinkels zum Starten der Orbitalstufe. Es wird ein sanft abfallender Tauchgang mit Beschleunigung auf M = 3,9 gefolgt von einem "Slide"-Manöver durchgeführt. Das Staustrahltriebwerk beendet seine Arbeit in einer Höhe von H ≈ 25000 m und der anschließende Steigflug erfolgt aufgrund der kinetischen Energie des Boosters. Der Start der Orbitalstufe erfolgt auf dem aufsteigenden Ast der Flugbahn in einer Höhe von Нpusk = 44.049 m mit einer Machzahl М = 2,05 und einem Flugbahnwinkel θ = 45°. Auf dem "Hügel" erreicht das Booster-Flugzeug die Höhe Hmax = 55.871 m. Auf dem absteigenden Ast der Flugbahn wird bei Erreichen der Machzahl M = 1,3 das Staustrahltriebwerk → Turbostrahltriebwerk geschaltet, um den Druckstoß des Staustrahllufteinlasses zu beseitigen.
In der Konfiguration des Turbojet-Triebwerks plant das Booster-Flugzeug vor dem Einfahren in den Gleitpfad mit einem Treibstoffvorrat an Bord von Ggzt = 1000 kg.
Im Normalmodus erfolgt der gesamte Flug vom Abschalten des Staustrahltriebwerks bis zur Landung ohne den Einsatz von Triebwerken mit einem Spielraum für die Gleitreichweite.
Die Änderung der Winkelparameter der Schrittbewegung ist in dieser Abbildung dargestellt.
Beim Einschießen in eine Kreisbahn H = 200 km in einer Höhe von H = 114 878 m mit einer Geschwindigkeit von V = 3 291 m / s wird der Beschleuniger der ersten Teilstufe getrennt. Die Masse der zweiten Unterstufe mit einer Ladung im Orbit H = 200 km beträgt 1504 kg, davon beträgt die Nutzlast mpg = 767 kg.
Das Anwendungsschema und die Flugbahn des Hammer-Projekts Hyperschall-Beschleunigerflugzeuge haben eine Analogie zum amerikanischen "Universitäts"-Projekt RASCAL, das mit Unterstützung der Regierungsabteilung DARPA erstellt wird.
Ein Merkmal der Projekte Molot und RASCAL ist die Verwendung eines dynamischen Manövers vom Typ "Slide" mit passivem Zugang zu hohen Starthöhen der Orbitalstufe Нpusk ≈ 50.000 m bei niedrigen Hochgeschwindigkeitsköpfen; für den Molot q Launch = 24kg/m2. Die Starthöhe ermöglicht es, die Gravitationsverluste und die Flugzeit einer teuren Einweg-Orbitalbühne, also ihre Gesamtmasse, zu reduzieren. Kleine Hochgeschwindigkeits-Startköpfe ermöglichen es, die Masse der Nutzlastverkleidung zu minimieren oder teilweise sogar zu verweigern, was für Systeme der Ultraleicht-Klasse (mпгН200 <1000 kg) unerlässlich ist.
Der Hauptvorteil des Booster-Flugzeugs des Hammer-Projekts gegenüber RASCAL ist das Fehlen von Flüssigsauerstoff-Vorräten an Bord, was den Betrieb vereinfacht und die Kosten senkt und die unerschlossene Technologie wiederverwendbarer kryogener Tanks für die Luftfahrt ausschließt. Das Schub-Gewichts-Verhältnis im Staustrahltriebwerk-Betriebsmodus ermöglicht es dem Molot-Booster, auf dem aufsteigenden Ast des "Rutsches" der "Arbeiter" für die Umlaufbahn der Flugbahnwinkel θ Start ≈ 45° zu erreichen, während der RASCAL Beschleuniger liefert seine Orbitalstufe mit dem Startflugbahnwinkel nur θ Start ≈ 20° mit anschließenden Verlusten aufgrund des Schrittwechselmanövers.
In Bezug auf die spezifische Tragfähigkeit ist das Luft- und Raumfahrtsystem mit dem unbemannten Hyperschallbeschleuniger Molot dem RASCAL-System überlegen: (mпгН500 / mvzl) Hammer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) Rascal = 0,25%
Damit übertrifft die von der heimischen Luft- und Raumfahrtindustrie entwickelte und beherrschte Technologie eines Staustrahltriebwerks mit Unterschall-Brennkammer (der "Schlüssel" des Hammer-Projekts) die vielversprechende amerikanische Technologie MIPCC zur Injektion von Sauerstoff in den TRDF-Lufteinlasstrakt im Hyperschall Booster-Flugzeug.
Ein unbemanntes Hyperschall-Beschleunigerflugzeug mit einem Gewicht von 74.000 kg führt Start von einem Flugplatz, Beschleunigung, Steigflug auf einer optimierten Flugbahn mit einer Zwischenkurve zum Startpunkt auf eine Höhe von H = 20.000 m und M = 3,73 durch, ein dynamisches "Slide" -Manöver mit einem Zwischenbeschleunigung beim Canopy-Tauchen bis M = 3,9. Auf dem aufsteigenden Ast der Flugbahn bei H = 44.047 m, M = 2, wird eine zweistufige Orbitalstufe mit einer Masse von 18.508 kg, konstruiert auf Basis des RD-0124-Triebwerks, abgetrennt.
Nach Passieren der „Rutsche“Hmax = 55 871 m im Segelflugmodus fliegt der Booster mit einer garantierten Treibstoffversorgung von 1000 kg und einem Landegewicht von 36 579 kg zum Flugplatz. Die Orbitalstufe injiziert eine Nutzlast mit der Masse mpg = 767 kg in eine Kreisbahn H = 200 km, bei H = 500 km mpg = 686 kg.
Referenz.
1. Die Labortestbasis der NPO "Molniya" umfasst die folgenden Laborkomplexe:
2. A Dies ist ein HEXAFLY-INT Hochgeschwindigkeits-Zivilflugzeugprojekt
Welches ist eines der größten internationalen Kooperationsprojekte. Beteiligt sind führende europäische (ESA, ONERA, DLR, CIRA usw.), russische (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) und australische (The University of Sydney usw.) Organisationen.
3. Rostec hat die Insolvenz des Unternehmens, das die Raumfähre "Buran" entwickelt hat, nicht zugelassen
Hinweis: Das 3D-Modell am Anfang des Artikels hat nichts mit der Forschung und Entwicklung "Hammer" zu tun.
