في الوقت الحاضر ، تقوم OAO NPO Molniya بتطوير مركبة جوية بدون طيار متعددة الأوضاع تفوق سرعتها سرعة الصوت في موضوع البحث والتطوير "المطرقة". تعتبر هذه الطائرة بدون طيار نموذجًا أوليًا لتقنيات طائرة بدون طيار تفوق سرعتها سرعة الصوت مع محطة طاقة توربينية ذات شاشة مدمجة. التكنولوجيا الرئيسية للنموذج الأولي هي استخدام محرك نفاث (ramjet) مع غرفة احتراق دون سرعة الصوت وجهاز سحب هواء الشاشة.
المعلمات المحسوبة والتجريبية للنموذج الأولي للمتظاهر:
كانت خلفية هذا البحث والتطوير عبارة عن مشروع لمركبة جوية بدون طيار متعددة الأوضاع أسرع من الصوت (MSBLA) تم تطويرها بواسطة JSC NPO Molniya ، حيث تم تحديد المظهر الديناميكي الهوائي لطائرة مسرعة واعدة بدون طيار أو مأهولة. التكنولوجيا الرئيسية لـ MSBLA هي استخدام محرك نفاث (ramjet) مع غرفة احتراق دون سرعة الصوت وجهاز سحب هواء الشاشة. معلمات تصميم MSBLA: الإبحار بأرقام Mach M = 1.8 … 4 ، ارتفاعات الطيران من منخفضة إلى H 20000 م ، وزن إطلاق يصل إلى 1000 كجم.
أظهر تخطيط مدخل الهواء الذي تمت دراسته في حامل SVS-2 لـ TsAGI كفاءة منخفضة للدرع الإسفيني البطني المطبق ، المصنوع "في نفس الوقت" بجسم الطائرة (الشكل أ) ودرع مستطيل بامتداد يساوي عرض جسم الطائرة (الشكل ب).
كفل كلاهما الثبات التقريبي لمعاملات استرداد الضغط الكلي ν ومعدل التدفق f في زاوية الهجوم ، بدلاً من زيادتها.
نظرًا لأن الشاشة الأمامية من النوع المستخدم في صاروخ Kh-90 لم تكن مناسبة لـ MSBLA ، كنموذج أولي لطائرة معجل ، فقد تقرر ، على أساس الدراسات التجريبية لـ TsAGI في أوائل الثمانينيات ، تطوير بطني الشاشة ، مع الاحتفاظ بالتكوين بهيكل مركزي من مرحلتين تم الحصول عليه من خلال نتائج الاختبار.
خلال مرحلتين من البحث التجريبي على منصة خاصة SVS-2 TsAGI ، ديسمبر 2008 - فبراير 2009 ومارس 2010 ، بمرحلة متوسطة من دراسات البحث الرقمي ، جهاز سحب هواء بشاشة (EHU) ذو مرحلتين مخروطي الشكل تم تطوير الجسم الذي يحتوي على أرقام محسوبة مختلفة.ماخ في خطوات ، مما جعل من الممكن الحصول على قوة دفع مقبولة في نطاق واسع من أرقام ماخ.
يتمثل تأثير الشاشة في زيادة معدل التدفق ومعاملات الاسترداد 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 وتطبيقه على الطائرة التجريبية X-90 التي تفوق سرعتها سرعة الصوت التي طورتها NPO Raduga (صاروخ كروز ، وفقًا لتصنيف الناتو AS-19 Koala)
نتيجة لذلك ، تم تطوير التكوين الديناميكي الهوائي للنموذج الأولي وفقًا للمخطط "الهجين" الذي دعا إليه المؤلفون مع دمج وحدة EHU في نظام الناقل.
يحتوي المخطط الهجين على ميزات كل من مخطط "البط" (حسب عدد الأسطح المحملّة وموقعها) والمخطط "اللامع" (حسب نوع الضوابط الطولية). يتضمن مسار MSBLA النموذجي إطلاقًا من قاذفة أرضية ، وتسريع مع معزز يعمل بالوقود الصلب إلى سرعة إطلاق نفاثة نفاثة تفوق سرعة الصوت ، ورحلة وفقًا لبرنامج معين بجزء أفقي ، والكبح إلى سرعة منخفضة دون سرعة الصوت مع هبوط ناعم بالمظلة.
يمكن ملاحظة أن التصميم الهجين ، نظرًا لتأثير أكبر على الأرض وتحسين التخطيط الديناميكي الهوائي لأدنى حد من السحب عند α = 1.2 درجة … مدى الارتفاعات H = 11 … 21 كم. تصل مخططات "البطة" و "الخلفية" إلى الحد الأقصى لقيمة الرقم М = 3.72 … 3.74 عند الارتفاع Н = 11 كم. في هذه الحالة ، يكون للمخطط الهجين مكاسب صغيرة بسبب التحول في الحد الأدنى للمقاومة وبأعداد ماخ منخفضة ، مع وجود مجموعة من أرقام الطيران M = 1.6 … 4.25 على ارتفاع H ≈ 11 كم. يتم تحقيق أصغر مساحة طيران متوازنة في مخطط "البطة".
يعرض الجدول بيانات أداء الرحلة المحسوبة للتخطيطات المطورة لمسارات الطيران النموذجية.
أظهرت نطاقات الرحلات ، التي لها نفس المستوى لجميع إصدارات MSBLA ، إمكانية إنشاء طائرة مسرعة بنجاح مع احتياطي نسبي متزايد بشكل طفيف من وقود الكيروسين مع نطاقات طيران أسرع من الصوت تتراوح بين 1500 و 2000 كم للعودة إلى مطار المنزل. في الوقت نفسه ، كان للتخطيط الهجين المطور ، والذي جاء نتيجة للتكامل العميق للمخطط الديناميكي الهوائي ومدخل هواء الشاشة لمحرك نفاث النفاث ، ميزة واضحة من حيث سرعات الطيران القصوى ونطاق الارتفاعات التي السرعات القصوى تتحقق. تشير القيم المطلقة لرقم ماخ وارتفاع الرحلة ، التي تصل إلى Мmax = 4.3 عند Нmax Mmax = 20500 متر ، إلى أن نظام الفضاء القابل لإعادة الاستخدام مع طائرة معززة تفوق سرعة الصوت عالية الارتفاع أمر ممكن على مستوى التقنيات الحالية في روسيا. المرحلة الفضائية أحادية الاستخدام هي 6-8 مرات مقارنة بالإطلاق من الأرض.
كان هذا التصميم 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 لطائرة رفع تردد التشغيل ، مقارنة بنموذجها الأولي الصغير الحجم ، الإقلاع / الهبوط على متن طائرة من المطارات الحالية والحاجة إلى الطيران بأعداد ماخ أقل من عدد ماخ عند إطلاق محرك نفاث M <1.8. … 2. يحدد هذا نوع وتكوين محطة توليد الطاقة المركبة للطائرة - محرك نفاث ومحرك نفاث مع جهاز احتراق (TRDF).
على أساس هذا ، تم تشكيل المظهر الفني والتخطيط العام لطائرة التسريع لنظام النقل الفضائي من الدرجة الخفيفة بسعة حمل تصميمية تبلغ حوالي 1000 كجم في مدار أرضي منخفض يبلغ 200 كم. تم إجراء تقييم لمعلمات الوزن للمرحلة المدارية السائلة ذات المرحلتين بناءً على محرك الأكسجين والكيروسين RD-0124 بطريقة السرعة المميزة مع خسائر متكاملة ، بناءً على ظروف الإطلاق من المسرع.
في المرحلة الأولى ، تم تثبيت محرك RD-0124 (دفع باطل 30000 كجم ، نبضة محددة 359 ثانية) ، ولكن مع قطر إطار مخفض وغرف مغلقة ، أو محرك RD-0124M (يختلف عن القاعدة الواحدة تلو الأخرى الغرفة و فوهة جديدة بقطر أكبر) ؛ في المرحلة الثانية ، محرك بغرفة واحدة من RD-0124 (يُفترض وجود دفع فارغ يبلغ 7500 كجم). بناءً على تقرير الوزن المستلم للمرحلة المدارية بوزن إجمالي قدره 18.508 كجم ، تم تطوير تكوينه ، وعلى أساسه - تصميم طائرة معززة تفوق سرعة الصوت بوزن إقلاع يبلغ 74000 كجم مع محطة طاقة مشتركة (جامعة الملك سعود).
تضم جامعة الملك سعود:
توجد محركات TRDF و ramjet في حزمة رأسية ، مما يسمح بتركيب كل منها وصيانتها بشكل منفصل. تم استخدام طول السيارة بالكامل لاستيعاب محرك نفاث مع EVC بالحجم الأقصى ، وبالتالي الدفع. - الوزن الأقصى للإقلاع للمركبة 74 طناً ، والوزن الخالي 31 طناً.
يُظهر القسم مرحلة مدارية - مركبة إطلاق سائلة ذات مرحلتين تزن 18.5 أطنان ، تحقن مركبة إطلاق 1000 كجم في مدار أرضي منخفض يبلغ 200 كم. تظهر أيضًا 3 TRDDF AL-31FM1.
من المفترض أن يتم إجراء الاختبار التجريبي لمحرك نفاث من هذا الحجم مباشرة في اختبارات الطيران ، باستخدام محرك نفاث نفاث للتسريع. عند تطوير نظام سحب هواء موحد ، تم تبني المبادئ الأساسية:
تم تنفيذه عن طريق فصل مجاري الهواء للمحرك التوربيني والمحرك النفاث خلف الجزء الأسرع من الصوت من مدخل الهواء وتطوير جهاز محول بسيط يحول الجزء الأسرع من الصوت من وحدة EHU إلى تكوينات غير منظمة "رحلة ذهابًا وإيابًا" ، مع تبديل في نفس الوقت إمداد الهواء بين القنوات. يعمل EVZU للمركبة عند الإقلاع على محرك نفاث ، عندما يتم ضبط السرعة على M = 2 ، 0 ، فإنه يتحول إلى محرك نفاث.
توجد حجرة الحمولة وخزانات الوقود الرئيسية خلف المحول EVCU في عبوة أفقية. يعد استخدام صهاريج التخزين ضروريًا للفصل الحراري لهيكل جسم الطائرة "الساخن" وخزانات الكيروسين "الباردة" المعزولة بالحرارة. تقع حجرة TRDF خلف حجرة الحمولة ، والتي تحتوي على قنوات تدفق لتبريد فوهات المحرك ، وتصميم المقصورة والغطاء العلوي لفوهة نفاث النفاث عند تشغيل TRDF.
يستثني مبدأ تشغيل محول EVZU لطائرة التسريع ، بدقة قيمة صغيرة ، مقاومة القوة على الجزء المتحرك من الجهاز من جانب التدفق الوارد. يتيح لك ذلك تقليل الكتلة النسبية لنظام سحب الهواء عن طريق تقليل وزن الجهاز نفسه ومحركه مقارنةً بمآخذ الهواء التقليدية المستطيلة القابلة للتعديل. يحتوي محرك نفاث النفاث على فوهة تجفيف ، والتي في شكل مغلق أثناء تشغيل المحرك التوربيني النفاث توفر تدفقًا غير متقطع للتدفق حول جسم الطائرة. عند فتح فوهة التصريف عند الانتقال إلى وضع تشغيل المحرك النفاث ، يغلق اللوح العلوي الجزء السفلي من حجرة المحرك التوربيني النفاث. فوهة نفاث النفاث المفتوحة 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 لوحدات التحكم في الجناح بشكل كبير بسبب الحاجة إلى إقلاع / هبوط الطائرات. تشتمل ميكنة الجناح على ارتفاعات فقط. تم تجهيز العارضات بدفات يمكن استخدامها كقوائم مكابح عند الهبوط. لضمان التدفق غير المنقطع بسرعات طيران دون سرعة الصوت ، تحتوي الشاشة على أنف قابل للانعكاس. يتكون جهاز الهبوط للطائرة المسرع من أربعة أعمدة ، مع وضع على طول الجانبين لمنع دخول الأوساخ والأجسام الغريبة إلى مدخل الهواء. تم اختبار مثل هذا المخطط على منتج EPOS - نظير لنظام الطائرات المداري "Spiral" ، والذي يسمح ، على غرار هيكل الدراجة ، بـ "القرفصاء" عند الإقلاع.
تم تطوير نموذج صلب مبسط في بيئة CAD لتحديد أوزان الطيران وموقع مركز الكتلة واللحظات الذاتية لقصور الطائرة المعززة.
تم تقسيم هيكل ومحطة توليد الطاقة والمعدات الخاصة بالطائرة المعززة إلى 28 عنصرًا ، تم تقييم كل عنصر وفقًا لمعامل إحصائي (الوزن المحدد للجلد المصغر ، إلخ) وتم نمذجته بواسطة عنصر صلب مشابه هندسيًا. لبناء جسم الطائرة والأسطح الحاملة ، تم استخدام الإحصائيات الموزونة لطائرات MiG-25 / MiG-31. يتم أخذ كتلة محرك AL-31F M1 "بعد الحقيقة". تم نمذجة النسب المختلفة لملء الكيروسين بواسطة "قوالب" الحالة الصلبة المقطوعة للتجاويف الداخلية لخزانات الوقود.
كما تم تطوير نموذج مبسط للحالة الصلبة للمرحلة المدارية. وتم أخذ كتل العناصر الهيكلية على أساس البيانات الموجودة في الكتلة I (المرحلة الثالثة من مركبة الإطلاق Soyuz-2 ومركبة الإطلاق Angara الواعدة) باستخدام تخصيص المكونات الثابتة والمتغيرة اعتمادًا على كتلة الوقود.
بعض ملامح النتائج التي تم الحصول عليها من الديناميكا الهوائية للطائرة المطورة:
في طائرة التسريع ، لزيادة مدى الطيران ، يتم استخدام وضع الانزلاق عند تكوين طائرة نفاثة ، ولكن دون توفير الوقود لها.في هذا الوضع ، يتم استخدام فوهة تصريف ، مما يقلل من حلها عند إيقاف تشغيل المحرك النفاث النفاث إلى منطقة التدفق التي توفر التدفق في قناة EHU ، بحيث يصبح دفع الناشر دون سرعة الصوت للقناة يساوي مقاومة الفوهة:
Pdif EVCU = محرك نفاث Xcc. ببساطة ، يتم استخدام مبدأ تشغيل جهاز الاختناق في تركيبات اختبار الهواء من نوع SVS-2 TsAGI. يفتح استنزاف فوهة podsobranny القسم السفلي من حجرة TRDF ، والتي تبدأ في إنشاء مقاومتها السفلية الخاصة بها ، ولكن أقل من مقاومة نفاث نفاث مغلق مع تدفق أسرع من الصوت في قناة سحب الهواء. في اختبارات EVCU على تثبيت SVS-2 TsAGI ، تم عرض التشغيل المستقر لسحب الهواء برقم Mach M = 1.3 ، لذلك ، يمكن القول أن وضع التخطيط باستخدام فوهة التصريف كخانق EVCU في يمكن تأكيد النطاق 1.3 ≤ M ≤ Mmax.
أداء الرحلة ومسار الرحلة النموذجي
تتمثل مهمة الطائرة المعززة في إطلاق مرحلة مدارية من جانب أثناء الطيران ، على ارتفاع وسرعة طيران وزاوية مسار تفي بشرط الحد الأقصى لكتلة الحمولة في المدار المرجعي. في المرحلة الأولية من البحث في مشروع Hammer ، تتمثل المهمة في تحقيق أقصى ارتفاع وسرعة طيران لهذه الطائرة عند استخدام مناورة "الانزلاق" لإنشاء قيم موجبة كبيرة لزاوية المسار على فرعها الصاعد. في هذه الحالة ، يتم ضبط الشرط لتقليل رأس السرعة إلى أدنى حد عند فصل المرحلة لتقليل مماثل في كتلة الانسيابية ولتقليل 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 النموذج الأولي للمحرك النفاث المعاد حسابه بما يتناسب مع غرفة الاحتراق وزاوية الغربال.
في التين. يوضح مناطق الطيران الأفقي الثابت لطائرة مسرع تفوق سرعة الصوت في أوضاع مختلفة من تشغيل محطة الطاقة المدمجة.
يتم حساب كل منطقة للمتوسط عبر القسم المقابل من مسرع مشروع "المطرقة" للكتل المتوسطة على طول أقسام مسار كتلة الرحلة للمركبة. يمكن ملاحظة أن الطائرة المعززة 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 توفير الدفع النفاث النفاث المطلوب لطائرة المسرع في نطاق واسع من أرقام الماخ ، والتي تم تحقيقها وتحديدها تجريبياً أثناء العمل على النموذج الأولي لجهاز سحب الهواء. يتم الإقلاع بسرعة إقلاع V = 360 م / ث - تكون خصائص تحمل الجناح والشاشة كافية دون استخدام آلية الإقلاع والهبوط وتحليق المصاعد. بعد الصعود الأمثل في القسم الأفقي H = 10،700 م ، تصل الطائرة المعززة إلى صوت أسرع من الصوت من رقم Mach دون سرعة الصوت M = 0.9 ، ويتحول نظام الدفع المشترك عند M = 2 والتسارع الأولي إلى Vopt عند M = 2.46. في عملية التسلق على طائرة نفاثة نفاثة ، تتحول الطائرة المعززة إلى مطار المنزل وتصل إلى ارتفاع H0pik = 20000 متر برقم ماخ M = 3.73.
عند هذا الارتفاع ، تبدأ المناورة الديناميكية عند الوصول إلى أقصى ارتفاع للطيران وزاوية المسار لإطلاق المرحلة المدارية. يتم إجراء الغوص المنحدر برفق مع التسارع إلى M = 3.9 متبوعًا بمناورة "الانزلاق". ينهي محرك نفاث النفاث عمله على ارتفاع H 25000 م ويحدث التسلق اللاحق بسبب الطاقة الحركية للداعم. يتم إطلاق المرحلة المدارية على الفرع الصاعد من المسار على ارتفاع Нpusk = 44،049 m مع رقم Mach М = 2.05 وزاوية مسار θ = 45 °. تصل الطائرة المعززة إلى ارتفاع Hmax = 55871 مترًا على "التل". على الفرع الهابط من المسار ، عند الوصول إلى رقم الماخ M = 1.3 ، يتم تشغيل المحرك النفاث النفاث ← المحرك النفاث للتخلص من تدفق الهواء النفاث.
في تكوين المحرك التوربيني النفاث ، تخطط الطائرة المعززة قبل دخول مسار الانزلاق ، مع وجود إمداد بالوقود على متنها Ggzt = 1000 كجم.
في الوضع العادي ، تتم الرحلة بأكملها من لحظة إيقاف تشغيل المحرك النفاث النفاث إلى الهبوط دون استخدام محركات بهامش لمدى الانزلاق.
يظهر التغيير في المعلمات الزاوية لحركة الخطوة في هذا الشكل.
عند حقنه في مدار دائري H = 200 km على ارتفاع H = 114878 m بسرعة V = 3291 m / s ، يتم فصل مسرّع المرحلة الفرعية الأولى. كتلة المرحلة الفرعية الثانية مع الحمل في المدار H = 200 كم هي 1504 كجم ، منها الحمولة الصافية mpg = 767 kg.
مخطط التطبيق ومسار الرحلة لمشروع Hammer المسرع للطائرة التي تفوق سرعتها سرعة الصوت يشبه مشروع "الجامعة" الأمريكي RASCAL ، الذي يتم إنشاؤه بدعم من الإدارة الحكومية DARPA.
تتمثل إحدى ميزات مشروعي Molot و RASCAL في استخدام مناورة ديناميكية من النوع "المنزلق" مع وصول سلبي إلى ارتفاعات إطلاق عالية للمرحلة المدارية Нpusk 50،000 m عند رؤوس منخفضة السرعة ؛ بالنسبة إلى Molot ، q الإطلاق = 24 كجم / م 2. يجعل ارتفاع الإطلاق من الممكن تقليل خسائر الجاذبية ووقت الرحلة لمرحلة مدارية يمكن التخلص منها باهظة الثمن ، أي كتلتها الإجمالية. تجعل رؤوس الإطلاق الصغيرة عالية السرعة من الممكن تقليل كتلة انسيابية الحمولة الصافية أو حتى رفضها في بعض الحالات ، وهو أمر ضروري لأنظمة فئة خفيفة للغاية (mпгН200 <1000 كجم).
الميزة الرئيسية للطائرة الداعمة لمشروع Hammer على RASCAL هي عدم وجود إمدادات الأكسجين السائل على متن الطائرة ، مما يبسط ويقلل من تكلفة تشغيله ويستبعد التكنولوجيا غير المستغلة لخزانات التبريد القابلة لإعادة الاستخدام للطيران. تسمح نسبة الدفع إلى الوزن في وضع تشغيل المحرك النفاث لمضخم مولوت بالوصول إلى الفرع الصاعد من "منزلق" "العمال" للمرحلة المدارية لزوايا المسار θ الإطلاق 45 درجة ، بينما RASCAL يوفر المسرع مرحلته المدارية بزاوية مسار البداية فقط إطلاق 20 درجة مع خسائر لاحقة بسبب مناورة دوران الخطوة.
من حيث القدرة الاستيعابية المحددة ، يتفوق نظام الطيران المزود بمسرع Molot الفرط صوتي بدون طيار على نظام RASCAL: المطرقة (mпгН500 / mvzl) = 0.93٪ ، (mпнН486 / mvzl) rascal = 0.25٪
وبالتالي ، فإن تقنية محرك نفاث مع غرفة احتراق دون سرعة الصوت ("مفتاح" مشروع المطرقة) ، التي طورتها وأتقنتها صناعة الطيران المحلية ، تتفوق على التكنولوجيا الأمريكية الواعدة MIPCC لحقن الأكسجين في قناة سحب الهواء TRDF في سرعة تفوق سرعة الصوت طائرة معززة.
طائرة بدون طيار تفوق سرعتها سرعة الصوت تزن 74000 كجم تؤدي إقلاعها من مطار ، وتسارع ، وتسلق على طول مسار محسن مع انعطاف متوسط إلى نقطة الإقلاع إلى ارتفاع H = 20000 م و M = 3.73 ، مناورة "انزلاق" ديناميكية مع تسارع متوسط في مظلة الغوص حتى M = 3.9. على الفرع الصاعد للمسار عند H = 44،047 م ، M = 2 ، يتم فصل مرحلة مدارية من مرحلتين بكتلة 18508 كجم ، مصممة على أساس محرك RD-0124.
بعد اجتياز "الانزلاق" Hmax = 55871 مترًا في وضع الانزلاق ، يطير المعزز إلى المطار ، مع إمداد وقود مضمون يبلغ 1000 كجم ووزن هبوط 36579 كجم. تقوم المرحلة المدارية بحقن حمولة مع كتلة mpg = 767 kg في مدار دائري H = 200 km ، عند H = 500 km mpg = 686 kg.
المرجعي.
1. تتضمن قاعدة الاختبارات المعملية لشركة NPO "Molniya" المجمعات المختبرية التالية:
2. A هذا هو مشروع طائرة مدنية عالية السرعة HEXAFLY-INT
وهو من أكبر مشاريع التعاون الدولي. وهي تشمل منظمات أوروبية رائدة (ESA و ONERA و DLR و CIRA وما إلى ذلك) والروسية (TsAGI و CIAM و LII و MIPT) والأسترالية (جامعة سيدني ، إلخ).
3 - لم تسمح شركة Rostec بإفلاس الشركة التي طورت مكوك الفضاء "Buran"
ملحوظة: النموذج ثلاثي الأبعاد في بداية المقال ليس له علاقة ببحث وتطوير "Hammer".
