در حال حاضر ، OAO NPO Molniya در حال توسعه یک هواپیمای بدون سرنشین مافوق صوت چند حالته با موضوع تحقیق و توسعه "Hammer" است. این پهپاد به عنوان نمونه اولیه فن آوری های هواپیمای شتاب دهنده بدون سرنشین مافوق صوت با نیروگاه توربو رمجت صفحه نمایش ترکیبی در نظر گرفته می شود. فناوری کلیدی نمونه اولیه استفاده از موتور رمجت (رمجت) با محفظه احتراق زیرصوت و دستگاه ورودی هوای صفحه نمایش است.
پارامترهای محاسبه شده و آزمایشی نمونه اولیه نشان دهنده:
پیشینه این تحقیق و توسعه پروژه یک هواپیمای بدون سرنشین مافوق صوت چند حالته (MSBLA) بود که توسط JSC NPO Molniya توسعه یافته بود ، که در آن ظاهر آیرودینامیکی یک هواپیمای شتاب دهنده بدون سرنشین یا سرنشین امیدوار کننده مشخص شد. فناوری کلیدی MSBLA استفاده از موتور رمجت (رمجت) با محفظه احتراق زیرصوت و دستگاه ورودی هوای صفحه نمایش است. پارامترهای طراحی MSBLA: تعداد موج M = 1.8 … 4 ، ارتفاع پرواز از کم تا H ≈ 20.000 متر ، وزن پرتاب تا 1000 کیلوگرم.
طرح ورودی هوا که در غرفه SVS-2 TsAGI مورد مطالعه قرار گرفت ، بازده پایینی از سپر گوه ای شکمی کاربردی را نشان می دهد که "همزمان" با بدنه (شکل A) و یک سپر مستطیلی با دهانه برابر عرض عرض ساخته شده است. بدنه (شکل B).
هر دوی آنها به جای افزایش ضرایب بازیابی فشار کل و نرخ جریان f در زاویه حمله ، ثبات تقریبی را تضمین می کنند.
از آنجا که صفحه جلویی از نوع مورد استفاده در موشک Kh-90 برای MSBLA مناسب نبود ، به عنوان نمونه اولیه هواپیمای شتاب دهنده ، بر اساس مطالعات تجربی TsAGI در اوایل دهه 80 ، تصمیم گرفته شد تا شکمی را توسعه دهد. روی صفحه نمایش ، پیکربندی را با بدنه مرکزی دو مرحله ای که با نتایج آزمایش به دست آمده حفظ می کند.
در طول دو مرحله تحقیق تجربی روی پایه مخصوص SVS-2 TsAGI ، دسامبر 2008-فوریه 2009 و مارس 2010 ، با یک مرحله میانی مطالعات جستجوی عددی ، دستگاه ورودی هوای صفحه (EHU) با مخروطی دو مرحله ای بدن با اعداد مختلف محاسبه شده توسعه داده شد. ماخ به صورت گام به گام ، که امکان دستیابی به رانش قابل قبول در طیف وسیعی از اعداد ماخ را ممکن ساخت.
اثر صفحه نمایش شامل افزایش سرعت جریان و ضرایب بازیابی با افزایش زاویه حمله در اعداد ماخ M> 2.5 است. مقدار شیب مثبت هر دو ویژگی با افزایش تعداد ماخ افزایش می یابد.
EVZU برای اولین بار بر روی هواپیمای آزمایشی مافوق صوت X-90 توسعه یافته توسط NPO Raduga (موشک کروز ، طبق طبقه بندی ناتو AS-19 Koala) توسعه داده شد و مورد استفاده قرار گرفت.
در نتیجه ، پیکربندی آیرودینامیکی نمونه اولیه با توجه به طرح "ترکیبی" که توسط نویسندگان با ادغام EHU در سیستم حامل نامیده شد ، توسعه یافت.
طرح ترکیبی دارای ویژگی های طرح "اردک" (بر اساس تعداد و موقعیت سطوح یاتاقان) و طرح "بدون دم" (بر اساس نوع کنترل های طولی) است. یک مسیر معمولی MSBLA شامل پرتاب از پرتابگر زمینی ، شتاب با تقویت کننده سوخت جامد تا سرعت پرتاب رامجتر مافوق صوت ، پرواز طبق برنامه معین با بخش افقی و ترمزگیری با سرعت کم صوت با فرود نرم چتر نجات است. به
مشاهده می شود که طرح ترکیبی ، به دلیل تأثیر بیشتر روی زمین و بهینه سازی طرح آیرودینامیکی برای حداقل کشش در α = 1.2 درجه … 1.4 درجه ، حداکثر حداکثر تعداد پرواز ماخ M ≈ 4.3 را به طور وسیع اجرا می کند محدوده ارتفاعات H = 11 … 21 کیلومتر. طرح "اردک" و "بدون دم" به حداکثر مقدار عدد М = 3.72 … 3.74 در ارتفاع Н = 11 کیلومتر می رسد. در این مورد ، طرح ترکیبی به دلیل تغییر در حداقل مقاومت و در اعداد کم ماخ ، دارای محدوده ای از اعداد پروازی M = 1.6 … 4.25 در ارتفاع H ≈ 11 کیلومتر است. کوچکترین مساحت پرواز تعادل در طرح "اردک" انجام می شود.
جدول داده های محاسبه شده عملکرد پرواز را برای طرح بندی های توسعه یافته برای مسیرهای معمولی پرواز نشان می دهد.
محدوده پروازها ، که برای همه نسخه های MSBLA یکسان است ، امکان ایجاد موفقیت آمیز هواپیمای شتاب دهنده با اندکی افزایش نسبی سوخت نفت سفید با برد پرواز مافوق صوت از 1500 تا 2000 کیلومتر را برای بازگشت نشان داده است. فرودگاه هوایی در عین حال ، طرح ترکیبی توسعه یافته ، که نتیجه یکپارچگی عمیق طرح آیرودینامیکی و ورودی هوای صفحه نمایش موتور رمجت است ، از نظر حداکثر سرعت پرواز و محدوده ارتفاعات که در آن حداکثر سرعتها تحقق می یابد مقادیر مطلق تعداد ماخ و ارتفاع پرواز ، که به MAx = 4.3 در Нmax Mmax = 20.500 متر می رسد ، نشان می دهد که سیستم هوافضا قابل استفاده مجدد با هواپیمای تقویت کننده مافوق صوت در ارتفاع زیاد در سطح فناوری های موجود در روسیه امکان پذیر است. مرحله فضایی یکبار مصرف در مقایسه با پرتاب از زمین 6-8 برابر است.
این طرح آیرودینامیکی آخرین گزینه برای در نظر گرفتن یک هواپیمای بدون سرنشین چند حالته با سرعت پرواز مافوق صوت بالا بود.
مفهوم و طرح کلی
یک نیاز متمایز برای یک هواپیمای اورکلاکینگ ، در مقایسه با نمونه اولیه آن ، برخاستن و فرود آمدن بر روی هواپیما از فرودگاه های موجود و نیاز به پرواز با اعداد ماخ کمتر از تعداد ماخ راه اندازی موتور رمجت M <1.8 است. … 2. این نوع و ترکیب نیروگاه ترکیبی هواپیما - موتور رمجت و موتورهای توربوجت با پس سوز (TRDF) را تعیین می کند.
بر این اساس ، ظاهر فنی و طرح کلی هواپیمای شتاب دهنده برای سیستم فضایی حمل و نقل کلاس سبک با ظرفیت حمل حدود 1000 کیلوگرم در مدار 200 کیلومتری کم ارتفاع شکل گرفت. ارزیابی پارامترهای وزن یک مرحله مداری مایع دو مرحله ای بر اساس موتور اکسیژن-نفت سفید RD-0124 با استفاده از روش سرعت مشخصه با تلفات انتگرال ، بر اساس شرایط پرتاب از شتاب دهنده انجام شد.
در مرحله اول ، موتور RD-0124 (فشار خالی 30،000 کیلوگرم ، ضربه خاص 359 ثانیه) نصب شده است ، اما با قطر قاب کاهش یافته و محفظه های نزدیک ، یا موتور RD-0124M (با پایه یک به یک محفظه متفاوت است و یک نازل جدید با قطر بزرگتر) ؛ در مرحله دوم ، یک موتور با یک محفظه از RD-0124 (رانش خالی 7500 کیلوگرم فرض می شود). بر اساس گزارش وزن دریافتی از مرحله مداری با وزن کلی 18،508 کیلوگرم ، پیکربندی آن ایجاد شد و بر اساس آن - طرح هواپیمای تقویت کننده مافوق صوت با وزن برخاست 74000 کیلوگرم با نیروگاه ترکیبی (KSU).
KSU شامل موارد زیر است:
موتورهای TRDF و ramjet در یک بسته عمودی قرار دارند که به آنها اجازه می دهد هریک از آنها جداگانه نصب و سرویس شوند. تمام طول وسیله نقلیه برای قرار دادن یک موتور رمجت با EVC با حداکثر اندازه و بر این اساس ، رانش استفاده شد. حداکثر وزن برخاست خودرو 74 تن و وزن خالی آن 31 تن است.
این بخش یک مرحله مداری را نشان می دهد-یک وسیله پرتاب مایع دو مرحله ای با وزن 18 ، 5 تن ، یک وسیله پرتاب 1000 کیلوگرمی را در مدار 200 کیلومتری زمین کم تزریق می کند. همچنین 3 TRDDF AL-31FM1 قابل مشاهده است.
آزمایش آزمایشی موتور رمجت با این اندازه به طور مستقیم در آزمایش های پرواز و با استفاده از موتور توربوجت برای شتاب انجام می شود. هنگام ایجاد یک سیستم یکپارچه جذب هوا ، اصول اساسی مورد استفاده قرار گرفت:
با جدا کردن مجاری هوا برای موتور توربوجت و موتور رمجت در قسمت مافوق صوت ورودی هوا و توسعه یک دستگاه ترانسفورماتور ساده که قسمت مافوق صوت EHU را به تنظیمات غیرقابل تنظیم "رفت و برگشت" تبدیل می کند ، در حالی که به طور همزمان تغییر می کند. تامین هوا بین کانال ها EVZU وسیله نقلیه در هنگام برخاستن با موتور توربوجت کار می کند ، هنگامی که سرعت روی M = 2 ، 0 تنظیم می شود ، به موتور ramjet تغییر می کند.
محفظه بار و مخازن اصلی سوخت در پشت ترانسفورماتور EVCU در یک بسته افقی قرار دارند. استفاده از مخازن ذخیره برای جداسازی حرارتی بدنه "داغ" و مخازن "سرد" عایق حرارتی با نفت سفید ضروری است. محفظه TRDF در پشت محفظه بار قرار دارد که دارای کانال های جریان برای خنک کننده نازل های موتور ، طراحی محفظه و فلپ بالایی نازل ramjet در هنگام کار TRDF است.
اصل عملکرد ترانسفورماتور EVZU هواپیمای شتاب دهنده ، با دقت مقدار کمی ، مقاومت نیرو در قسمت متحرک دستگاه را از طرف جریان ورودی حذف می کند. این به شما امکان می دهد با کاهش وزن خود دستگاه و درایو آن در مقایسه با ورودی های هوای مستطیلی قابل تنظیم سنتی ، جرم نسبی سیستم ورودی هوا را به حداقل برسانید. موتور رمجت دارای یک نازل تخلیه کننده است که به صورت بسته در حین عملکرد موتور توربوجت جریان بی وقفه جریان را در اطراف بدنه فراهم می کند. هنگام باز کردن نازل تخلیه در هنگام انتقال به حالت کار موتور رمجت ، فلپ بالایی قسمت پایین محفظه موتور توربوجت را می بندد. نازل باز رمجت یک مضطرب مافوق صوت است و با میزان مشخصی از توسعه ناچیز جت رمجت ، که در اعداد ماخ بالا تحقق می یابد ، به دلیل پیش بینی طولی نیروهای فشار بر روی فلپ بالایی ، افزایش رانش را ایجاد می کند.
در مقایسه با نمونه اولیه ، مساحت نسبی کنسول های بال به دلیل نیاز به برخاست / فرود هواپیما به میزان قابل توجهی افزایش یافته است. مکانیزاسیون بال فقط شامل ارتفاعات است. میلگردها مجهز به سکان هایی هستند که می توانند هنگام فرود از آنها به عنوان فلپ ترمز استفاده کنند. برای اطمینان از جریان بی وقفه در سرعت پروازهای زیر صوت ، صفحه نمایش دارای بینی قابل انحراف است. دنده فرود هواپیمای شتاب دهنده چهار ستون است و در کنار آن قرار گرفته است تا از ورود خاک و اجسام خارجی به ورودی هوا جلوگیری شود. چنین طرحی بر روی محصول EPOS آزمایش شد - آنالوگ سیستم هواپیمای مداری "اسپیرال" ، که اجازه می دهد ، شبیه به شاسی دوچرخه ، هنگام برخاستن "اسکوات" کند.
یک مدل جامد ساده شده در محیط CAD برای تعیین وزن پرواز ، موقعیت مرکز جرم و لحظه های خودی اینرسی هواپیمای تقویت کننده توسعه داده شد.
ساختار ، نیروگاه و تجهیزات هواپیمای تقویت کننده به 28 عنصر تقسیم شد که هر یک بر اساس یک پارامتر آماری (وزن مخصوص پوست کاهش یافته و غیره) ارزیابی شده و توسط یک عنصر جامد مشابه هندسی مدل سازی شده است. برای ساخت بدنه و سطوح یاتاقان ، از آمارهای وزنی هواپیماهای MiG-25 / MiG-31 استفاده شد. جرم موتور AL-31F M1 "پس از واقعیت" گرفته می شود. درصدهای مختلف پر کردن نفت سفید توسط "ریخته گری" حالت جامد حفره های داخلی مخازن سوخت مدل شد.
یک مدل حالت جامد ساده شده برای مرحله مداری نیز توسعه داده شد. توده عناصر ساختاری بر اساس داده های بلوک I (مرحله سوم وسیله پرتاب سایوز -2 و وسیله پرتاب کننده آنگارا امیدوار کننده) با تخصیص اجزای ثابت و متغیر بسته به سوخت انبوه.
برخی از ویژگی های نتایج بدست آمده از آیرودینامیک هواپیماهای توسعه یافته:
در هواپیماهای شتاب دهنده ، برای افزایش برد پرواز ، هنگام تنظیم برای رمجت از حالت سر خوردن استفاده می شود ، اما بدون سوخت رسانی به آن.در این حالت ، از یک نازل تخلیه استفاده می شود که با خاموش شدن موتور رمجت به ناحیه ای از جریان که جریان را در کانال EHU فراهم می کند ، محلول آن را کاهش می دهد ، به طوری که فشار دیفیوزر زیر صوتی کانال تبدیل می شود. برابر با مقاومت نازل:
Pdif EVCU = Xcc رمجت. به بیان ساده ، اصل عملکرد دستگاه دریچه گاز در تاسیسات آزمایش هوا به هوا از نوع SVS-2 TsAGI استفاده می شود. نازل تخلیه podsobranny قسمت پایین محفظه TRDF را باز می کند ، که شروع به ایجاد مقاومت پایین خود می کند ، اما کمتر از مقاومت ramjet خاموش با جریان مافوق صوت در کانال ورودی هوا است. در آزمایشات EVCU در نصب SVS-2 TsAGI ، عملکرد پایدار ورودی هوا با شماره ماخ M = 1.3 نشان داده شد ، بنابراین ، می توان استدلال کرد که حالت برنامه ریزی با استفاده از نازل تخلیه به عنوان خفگی EVCU در محدوده 1.3 ≤ M ≤ Mmax را می توان ادعا کرد.
عملکرد پرواز و مسیر معمول پرواز
وظیفه هواپیمای تقویت کننده این است که یک مرحله مداری را از جانبی در پرواز ، در ارتفاع ، سرعت پرواز و زاویه مسیر که شرایط حداکثر جرم بار در مدار مرجع را برآورده می کند ، پرتاب کند. در مرحله اولیه تحقیق در مورد پروژه Hammer ، وظیفه دستیابی به حداکثر ارتفاع و سرعت پرواز این هواپیما هنگام استفاده از مانور "اسلاید" برای ایجاد مقادیر مثبت بزرگ زاویه مسیر در شاخه صعودی آن است. در این حالت ، این شرط تنظیم شده است که هنگام جدا کردن مرحله ، سرعت سر را برای کاهش مربوط به جرم فیرینگ به حداقل برساند و بارها را روی محفظه بار در موقعیت باز کاهش دهد.
داده های اولیه در مورد عملکرد موتورها عبارت بودند از کشش پرواز و ویژگی های اقتصادی AL-31F ، مطابق با داده های نیمکت موتور AL-31F M1 ، و همچنین ویژگی های نمونه اولیه موتور ramjet که مجدداً به نسبت محاسبه شد. محفظه احتراق و زاویه صفحه نمایش.
در شکل مناطق پرواز مداوم افقی یک هواپیمای شتاب دهنده مافوق صوت را در حالت های مختلف عملکرد نیروگاه ترکیبی نشان می دهد.
هر منطقه برای میانگین بیش از بخش مربوطه شتاب دهنده پروژه "Hammer" برای میانگین جرم ها در طول مسیرهای جرم پرواز وسیله نقلیه محاسبه می شود. مشاهده می شود که هواپیمای تقویت کننده به حداکثر پرواز ماخ M = 4.21 می رسد ؛ هنگام پرواز با موتورهای توربوجت ، تعداد ماخ به M = 2.23 محدود می شود. توجه به این نکته حائز اهمیت است که نمودار نیاز به تامین نیروی مورد نیاز رمجت برای هواپیمای شتاب دهنده در محدوده وسیعی از اعداد ماخ را نشان می دهد ، که در حین کار بر روی نمونه اولیه دستگاه ورودی هوای صفحه به دست آمد و به صورت آزمایشی تعیین شد. برخاست با سرعت بلند شدن V = 360 متر بر ثانیه انجام می شود - ویژگی های بلبرینگ بال و صفحه بدون استفاده از مکانیزم بلند شدن و فرود و معلق بودن ارتفاعات کافی است. پس از صعود مطلوب در بخش افقی H = 10،700 متر ، هواپیمای تقویت کننده از زیر صوت شماره ماخ M = 0.9 به صدای مافوق صوت می رسد ، سیستم پیشرانه ترکیبی در M = 2 و شتاب اولیه به Vopt در M = 2.46 تغییر می کند. در فرایند صعود بر رمجت ، هواپیمای تقویت کننده به فرودگاه اصلی می چرخد و به ارتفاع H0pik = 20000 متر با شماره ماخ M = 3.73 می رسد.
در این ارتفاع ، یک مانور پویا با رسیدن به حداکثر ارتفاع پرواز و زاویه مسیر برای راه اندازی مرحله مداری آغاز می شود. شیرجه ای با شیب ملایم با شتاب تا M = 3.9 و به دنبال آن مانور "سر خوردن" انجام می شود. موتور رمجت در ارتفاع 25000 متر H work کار خود را به پایان می رساند و صعود بعدی به دلیل انرژی جنبشی تقویت کننده رخ می دهد. راه اندازی مرحله مداری در شاخه صعودی مسیر در ارتفاع Нpusk = 44،049 متر با شماره ماخ М = 2.05 و زاویه مسیر θ = 45 درجه انجام می شود. ارتفاع هواپیما به ارتفاع Hmax = 55871 متر در "تپه" می رسد. در شاخه نزولی مسیر ، با رسیدن به شماره ماخ M = 1.3 ، موتور رمجت → موتور توربوجت برای از بین بردن افزایش ورودی هوای رمجت روشن می شود. به
در پیکربندی موتور توربوجت ، هواپیمای تقویت کننده قبل از ورود به مسیر سر خوردن ، دارای منبع سوخت در Ggzt = 1000 کیلوگرم است.
در حالت عادی ، کل پرواز از لحظه خاموش شدن رمجت تا فرود بدون استفاده از موتورهای با حاشیه برای محدوده لغزش انجام می شود.
تغییر پارامترهای زاویه ای حرکت گام در این شکل نشان داده شده است.
هنگامی که به مدار دایره ای H = 200 کیلومتر در ارتفاع H = 114 878 متر با سرعت V = 3 291 متر بر ثانیه تزریق می شود ، شتاب دهنده اولین مرحله فرعی جدا می شود. جرم مرحله فرعی دوم با بار در مدار H = 200 کیلومتر 1504 کیلوگرم است که بار آن mpg = 767 کیلوگرم است.
طرح کاربرد و مسیر پرواز هواپیماهای شتاب دهنده مافوق صوت پروژه هامر دارای قیاس با پروژه "دانشگاه" آمریکایی RASCAL است که با پشتیبانی بخش دولتی دارپا ایجاد می شود.
یکی از ویژگیهای پروژه های Molot و RASCAL استفاده از مانور پویا از نوع "اسلاید" با دسترسی غیرفعال به ارتفاعات پرتاب کننده مرحله مداری Нpusk ≈ 50،000 متر در سرهای با سرعت بالا کم است ؛ برای Molot ، پرتاب q = 24 کیلوگرم در متر مربع ارتفاع پرتاب باعث می شود که تلفات گرانشی و زمان پرواز یک مرحله مداری یکبار مصرف گران قیمت ، یعنی کل جرم آن کاهش یابد. سرهای پرتاب کوچک با سرعت بالا این امکان را فراهم می کند که جرم فیرینگ بار را به حداقل برسانیم یا حتی در برخی موارد آن را رد کنیم ، که برای سیستم های کلاس فوق سبک ضروری است (mpgN200 <1000 kg).
مزیت اصلی هواپیمای تقویت کننده پروژه Hammer نسبت به RASCAL عدم وجود اکسیژن مایع در کشتی است که هزینه عملیات آن را ساده کرده و کاهش می دهد و تکنولوژی دست نخورده مخازن برودتی قابل استفاده مجدد در حمل و نقل هوایی را حذف می کند. نسبت رانش به وزن در حالت کارکرد موتور رمجت به تقویت کننده Molot اجازه می دهد تا در مرحله مداری زاویه های مسیر θ راه اندازی ≈ 45 درجه در شاخه صعودی "کارگران" برسد ، در حالی که RASCAL شتاب دهنده مرحله مداری خود را با زاویه مسیر شروع θ فقط launch 20 درجه با ضررهای بعدی ناشی از مانور گردش مرحله فراهم می کند.
از نظر ظرفیت حمل خاص ، سیستم هوافضا با شتاب دهنده بدون سرنشین ماپوت Molot نسبت به سیستم RASCAL برتری دارد: (mпгН500 / mvzl) چکش = 0.93٪ ، (mпнН486 / mvzl) rascal = 0.25٪
بنابراین ، فناوری موتور رمجت با محفظه احتراق زیر صوت ("کلید" پروژه Hammer) ، که توسط صنعت هوافضا داخلی توسعه داده شده و بر آن تسلط دارد ، از فناوری امیدبخش آمریکایی MIPCC برای تزریق اکسیژن به مجرای ورودی هوای TRDF در حالت مافوق صوت پیشی می گیرد. هواپیمای تقویت کننده
یک هواپیمای شتاب دهنده بدون سرنشین مافوق صوت با وزن 74000 کیلوگرم از فرودگاه پرواز می کند ، شتاب می گیرد ، در امتداد یک مسیر بهینه با یک چرخش متوسط به نقطه بلند شدن به ارتفاع H = 20،000 متر و M = 3.73 ، یک مانور "سرسره" پویا با شتاب متوسط در شیرجه تا M = 3.9. در شاخه صعودی مسیر در H = 44،047 متر ، M = 2 ، یک مرحله مداری دو مرحله ای با جرم 18،508 کیلوگرم ، که بر اساس موتور RD-0124 طراحی شده است ، جدا شده است.
پس از گذراندن "سرسره" Hmax = 55 871 متر در حالت سر خوردن ، تقویت کننده به فرودگاه پرواز می کند ، با تامین سوخت تضمینی 1000 کیلوگرم و وزن فرود 36 579 کیلوگرم. مرحله مداری محموله ای با جرم mpg = 767 کیلوگرم به مدار دایره ای H = 200 کیلومتر ، در H = 500 کیلومتر mpg = 686 کیلوگرم تزریق می کند.
ارجاع.
1. پایگاه آزمایشگاهی NPO "Molniya" شامل مجتمع های آزمایشگاهی زیر است:
2. این یک پروژه هواپیمای غیرنظامی با سرعت بالا HEXAFLY-INT است
که یکی از بزرگترین پروژه های همکاری بین المللی است. این شامل سازمانهای پیشرو اروپایی (ESA ، ONERA ، DLR ، CIRA و غیره) ، روسی (TsAGI ، CIAM ، LII ، MIPT) و استرالیایی (دانشگاه سیدنی و غیره) است.
3. Rostec اجازه ورشکستگی شرکت توسعه دهنده شاتل فضایی "Buran" را نداد
توجه: مدل سه بعدی در ابتدای مقاله هیچ ارتباطی با تحقیق و توسعه "چکش" ندارد.
