CN107284697A - 一种着陆缓冲机构用着陆信号装置 - Google Patents
一种着陆缓冲机构用着陆信号装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107284697A CN107284697A CN201710509650.2A CN201710509650A CN107284697A CN 107284697 A CN107284697 A CN 107284697A CN 201710509650 A CN201710509650 A CN 201710509650A CN 107284697 A CN107284697 A CN 107284697A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- landing
- pin
- microswitch
- ring flange
- approaching signal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Push-Button Switches (AREA)
Abstract
本发明公开了一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，包括触发传动部件、上端触发部件、下端触发部件和触发信号传输部件，本发明地形适应能力强，触发可靠，上端触发部件通过在着陆冲击载荷的传递路径中，设置预留初始间隙，并根据杠杆原理将此间隙适当放大，作为微动开关的触发行程，下端触发部件利用与着陆面冲击时可能产生的局部变形，作为微动开关的触发行程，两套触发机构同时作用，基本可实现着陆速度与着陆面法线夹角约±90°范围内的可靠触发，有效提高了着陆信号装置的地形适应能力及触发可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，属于航天器机构领域。
背景技术
着陆缓冲机构是航天器成功实现软着陆的一种重要组件。一般而言，着陆缓冲机构主要由主支柱，辅助支柱和足垫组成。实际飞行接近着陆面时，为了避免主发动机的反射羽流给软着陆带来不利影响，通常在预定着陆点上空一定距离关闭主发动机，使得航天器在重力作用下自由落体，与着陆面发生冲击，并由着陆缓冲机构吸收着陆冲击能量；同时，在足垫接触着陆面时给出着陆信号，作为航天器着陆的判断依据或故障模式下紧急关闭主发动机的信号。
NASA报告《Apollo Experience Report-Lunar Module Landing GearSubsystem》(NASA TN D-6850)中提到，美国阿波罗11号载人登月舱采用一根位于足垫底部长约1.7m的探针，实现着陆信号的触发。该探针在发射状态需收拢压紧在主支柱内侧，并于着陆前展开到位。触发装置位于探针的下端部，采用磁力机械装置实现着陆触发信号采集。这种装置从触发信号发出到足垫接触月面有一定反应时间，较适用于载人航天器，但压弯或折断的探针对足垫滑移可能产生不利影响，且整体几何尺寸较大，收拢压紧与展开到位环节多。
发明内容
本发明的技术解决问题是：为克服现有技术的不足，提供一种结构简单、尺寸紧凑，具备上端和下端两重触发机制，地形适应能力强的着陆信号装置。
本发明的技术解决方案是：
一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，包括触发传动部件、上端触发部件、下端触发部件和触发信号传输部件，
触发传动部件包括支撑架、撬杆、第一销钉、第二销钉、套环、弹簧、螺母，
上端触发部件包括导向销、下接头和法兰盘，
下端触发部件包括触发片、抬杆和蒙皮，
触发信号传输部件包括导线、开关架和微动开关，
支撑架和套环均固定于法兰盘上，撬杆通过第一销钉与支撑架连接，且可绕第一销钉转动；同时，撬杆通过第二销钉与抬杆连接，且第二销钉可沿撬杆末端的滑槽滑动，抬杆可沿套环的内孔滑动，且抬杆末端设有外螺纹，可通过两个螺母将触发片固定于特定位置，弹簧的一端与套环内腔顶部接触，另一端与触发片上表面接触，始终处于压缩状态；
导向销与下接头固定连接，下接头上设有圆柱孔，法兰盘外缘上固定连接有蒙皮，法兰盘上表面中间设有带刻槽的圆柱，且圆柱孔与圆柱相互配合，下接头上固定的导向销可沿圆柱上的刻槽滑动；
导线可将着陆信号传递至外界信号采集设备，开关架可将微动开关固定于法兰盘上，微动开关能够将短小机械运动行程转化为电路开闭信号。
着陆前，下接头下端面与法兰盘的上端面之间有一定初始间隙d，剪切销可限制下接头与法兰盘之间的滑动自由度，而导向销和刻槽可限制二者之间的转动自由度，撬杆和抬杆连接一侧在处于压缩状态的弹簧作用下有向下运动趋势，可绕第一销钉转动，使得撬杆的自由端翘起；同时撬杆的自由端伸入下接头下端面的凹槽中，使得撬杆自由端上方的位移受限。
着陆冲击时，对于上端触发，从蒙皮底部传递来的冲击载荷，使得下接头与法兰盘产生相对运动，剪断剪切销，释放下接头和法兰盘滑动自由度，二者之间的间隙d逐步减小，下接头下端面的凹槽下压撬杆的自由端，撬杆绕第一销钉转动，第二销钉沿撬杆末端滑槽滑动的同时，带动抬杆进一步压缩已处于压缩状态的弹簧，使得触发片压合微动开关的触点，给出着陆信号；
同时，对于下端触发，着陆冲击载荷使得相应位置的蒙皮变形时，将迫使抬杆或触发片向上运动，从而压合微动开关的触点，给出着陆信号；
上述上端触发及下端触发应确保至少有一种发生，使得触发片压合微动开关的触点，着陆信号经导线传递至外界信号采集设备，进而判断着陆器的着陆状态。
圆柱的刻槽两组，对称布置在圆柱周向；每组刻槽由第一竖直切槽、环状槽加第二竖直切槽组成。
环状槽对应的圆心角大小为法兰盘安装至下接头的旋转角度，第二竖直切槽的长度与下接头下端面与法兰盘的上端面之间的初始间隙d相对应。
触发片与微动开关的触点对应部位为平面，触发片朝向蒙皮一侧为球状凸起。
采用多个微动开关并联的形式，只要一个微动开关触发就将着陆信号传递给外部信号采集设备。
航天器发射段的力学环境条件引起的惯性载荷不会剪断剪切销，着陆时的着陆冲击载荷能够剪断剪切销。
初始状态下处于压缩状态的弹簧力，大于航天器发射段的力学环境条件引起的惯性载荷，着陆时的着陆冲击载荷能够进一步将弹簧压缩至能够触发微动开关的高度。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明地形适应能力强，触发可靠，上端触发部件通过在着陆冲击载荷的传递路径中，设置预留初始间隙，并根据杠杆原理将此间隙适当放大，作为微动开关的触发行程，下端触发部件利用与着陆面冲击时可能产生的局部变形，作为微动开关的触发行程，两套触发机构同时作用，基本可实现着陆速度与着陆面法线夹角约±90°范围内的可靠触发，有效提高了着陆信号装置的地形适应能力及触发可靠性；
(2)本发明抗力学环境设计简捷，依靠剪切销和导向销实现，通过剪切销的剪切强度设计，在保证有效承受发射段力学环境条件的前提下，可实现仅依靠着陆器自重即可触发微动开关；触发片的抗力学环境设计，通过处于压缩状态的弹簧实现，可避免因振动导致的误触发或相关零件的疲劳断裂；
(3)本发明结构简单，尺寸紧凑，利用装置内部空间，布置触发传动部件，并将上端触发部件与下端触发部件集成到法兰盘和蒙皮等基本组成零件中，结构简单无压紧释放环节，提高了空间利用率，且装置外部无突出物。
附图说明
图1是为本发明示意图；
图2是本发明纵剖面示意图；
图3是本发明纵剖面的局部放大示意图；
图4是本发明导向销与刻槽示意图；
图5是本发明刻槽示意图；
图6是本发明触发片布置示意图；
图7是本发明触发片示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明进行详细说明。
如图1和图2所示，一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，包括足垫和下接头102。足垫包括触发传动部件、上端触发部件、下端触发部件和触发信号传输部件。其中，支撑架4、撬杆6、第一销钉3、第二销钉5、套环7、弹簧11、螺母12组成触发传动部件。法兰盘103外缘上固定连接有蒙皮101。支撑架4和套环7均固定于法兰盘103上。撬杆6通过第一销钉3与支撑架4连接，且可绕第一销钉3转动；同时，撬杆6通过第二销钉5与抬杆13连接，且第二销钉5可沿撬杆6末端的滑槽滑动。抬杆13可沿套环7的内孔滑动，且抬杆13末端设有外螺纹，可通过两个螺母12将触发片14固定于特定位置。弹簧11的一端与套环7内腔顶部接触，一端与触发片14上表面接触，始终处于压缩状态。
导向销1、下接头102和法兰盘103组成上端触发部件。导向销1与下接头102固定连接。如图2和图4所示，下接头102上设有圆柱孔1021，法兰盘103上表面中间设有带刻槽1032的圆柱1031，且圆柱孔1021与圆柱1031相互配合。下接头102上固定的导向销1可沿法兰盘103圆柱1031上的刻槽1032滑动。触发片14、抬杆13和蒙皮101组成下端触发部件。导线8、开关架9和微动开关10组成触发信号传输部件。导线8可将着陆信号传递至外界信号采集设备。开关架9可将微动开关10固定于法兰盘103上。微动开关10能够将短小机械运动行程转化为电路开闭信号。
如图2和图3所示，着陆前，下接头102下端面1022与法兰盘103的上端面1033之间有一定初始间隙d，剪切销2可限制下接头102与法兰盘103之间的滑动自由度，而导向销1和刻槽1032可限制二者之间的转动自由度。撬杆6与抬杆13连接一侧在处于压缩状态的弹簧11作用下有向下运动趋势，则将绕第一销钉3转动，使得撬杆6的自由端翘起；同时撬杆6的自由端伸入下接头102下端面1022的凹槽中，使得撬杆6自由端上方的位移受限。
剪切销2的剪切力设计原则包括：第一，航天器发射段的力学环境条件引起的惯性载荷不会剪断剪切销2；第二，着陆时的着陆冲击载荷能够剪断剪切销2。
弹簧11的弹簧力设计原则包括：第一，初始状态下处于压缩状态的弹簧力，大于航天器发射段的力学环境条件引起的惯性载荷；第二，着陆时的着陆冲击载荷能够进一步将弹簧压缩至触发微动开关10的高度。
着陆冲击时，从蒙皮101底部传递来的冲击载荷，使得下接头102与法兰盘103产生相对运动，剪断剪切销2，释放下接头102和法兰盘103的滑动自由度，二者之间的间隙d逐步减小。下接头102下端面1022的凹槽下压撬杆6的自由端，撬杆6绕第一销钉3转动，第二销钉5沿撬杆6末端滑槽滑动的同时，带动抬杆13进一步压缩已处于压缩状态的弹簧11，使得触发片14压合微动开关10的触点，给出着陆信号。同时，着陆冲击载荷使得相应位置的蒙皮101变形时，将迫使抬杆13或触发片14向上运动，从而压合微动开关10的触点，给出着陆信号。上述上端触发及下端触发应确保至少有一种发生，使得触发片14压合微动开关10的触点，着陆信号经导线8传递至外界信号采集设备，进而判断着陆器的着陆姿态。
如图5所示，所述法兰盘103上圆柱1031的刻槽1032一般采用两组，对称布置在圆柱1031周向；每组刻槽1032可采用第一竖直切槽1034，环状槽1035加第二竖直切槽1036组成的形式。其中，环状槽1035对应的圆心角大小即为法兰盘103安装至下接头102的旋转角度。第二竖直切槽1036的长度与下接头102下端面1022与法兰盘103的上端面1033之间的初始间隙d相对应。刻槽1032还可以采用螺旋切槽的形式。
如图6和图7所示，触发片14布置于足垫内部，与微动开关10的触点对应部位面积相对较大，朝向蒙皮101一侧为球状凸起。
一般采用多个微动开关10并联的形式，布置于足垫内部，实现只要一个微动开关10触发就将该足垫的着陆信号传递给外部信号采集设备。
本发明地形适应能力强，触发可靠，上端触发部件通过在着陆冲击载荷的传递路径中，设置预留初始间隙，并根据杠杆原理将此间隙适当放大，作为微动开关的触发行程，下端触发部件利用与着陆面冲击时可能产生的局部变形，作为微动开关的触发行程，两套触发机构同时作用，基本可实现着陆速度与着陆面法线夹角约±90°范围内的可靠触发，有效提高了着陆信号装置的地形适应能力及触发可靠性。
本发明抗力学环境设计简捷，依靠剪切销和导向销实现，通过剪切销的剪切强度设计，在保证有效承受发射段力学环境条件的前提下，可实现仅依靠着陆器自重即可触发微动开关；触发片的抗力学环境设计，通过处于压缩状态的弹簧实现，可避免因振动导致的误触发或相关零件的疲劳断裂。
本发明未公开内容为本领域技术人员公知常识。
Claims (9)
1.一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，包括触发传动部件、上端触发部件、下端触发部件和触发信号传输部件，
触发传动部件包括支撑架(4)、撬杆(6)、第一销钉(3)、第二销钉(5)、套环(7)、弹簧(11)、螺母(12)，
上端触发部件包括导向销(1)、下接头(102)和法兰盘(103)，
下端触发部件包括触发片(14)、抬杆(13)和蒙皮(101)，
触发信号传输部件包括导线(8)、开关架(9)和微动开关(10)，
支撑架(4)和套环(7)均固定于法兰盘(103)上，撬杆(6)通过第一销钉(3)与支撑架(4)连接，且可绕第一销钉(3)转动；同时，撬杆(6)通过第二销钉(5)与抬杆(13)连接，且第二销钉(5)可沿撬杆(6)末端的滑槽滑动，抬杆(13)可沿套环(7)的内孔滑动，且抬杆(13)末端设有外螺纹，可通过两个螺母(12)将触发片(14)固定于特定位置，弹簧(11)的一端与套环(7)内腔顶部接触，另一端与触发片(14)上表面接触，始终处于压缩状态；
导向销(1)与下接头(102)固定连接，下接头(102)上设有圆柱孔(1021)，法兰盘(103)外缘上固定连接有蒙皮(101)，法兰盘(103)上表面中间设有带刻槽(1032)的圆柱(1031)，且圆柱孔(1021)与圆柱(1031)相互配合，下接头(102)上固定的导向销(1)可沿圆柱(1031)上的刻槽(1032)滑动；
导线(8)可将着陆信号传递至外界信号采集设备，开关架(9)可将微动开关(10)固定于法兰盘(103)上，微动开关(10)能够将短小机械运动行程转化为电路开闭信号。
2.如权利要求1所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，着陆前，下接头(102)下端面(1022)与法兰盘(103)的上端面(1033)之间有一定初始间隙d，剪切销(2)可限制下接头(102)与法兰盘(103)之间的滑动自由度，而导向销(1)和刻槽(1032)可限制二者之间的转动自由度，撬杆(6)和抬杆(13)连接一侧在处于压缩状态的弹簧(11)作用下有向下运动趋势，可绕第一销钉(3)转动，使得撬杆(6)的自由端翘起；同时撬杆(6)的自由端伸入下接头(102)下端面(1022)的凹槽中，使得撬杆(6)自由端上方的位移受限。
3.如权利要求1所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，着陆冲击时，对于上端触发，从蒙皮(101)底部传递来的冲击载荷，使得下接头(102)与法兰盘(103)产生相对运动，剪断剪切销(2)，释放下接头(102)和法兰盘(103)滑动自由度，二者之间的间隙d逐步减小，下接头(102)下端面(1022)的凹槽下压撬杆(6)的自由端，撬杆(6)绕第一销钉(3)转动，第二销钉(5)沿撬杆(6)末端滑槽滑动的同时，带动抬杆(13)进一步压缩已处于压缩状态的弹簧(11)，使得触发片(14)压合微动开关(10)的触点，给出着陆信号；
同时，对于下端触发，着陆冲击载荷使得相应位置的蒙皮(101)变形时，将迫使抬杆(13)或触发片(14)向上运动，从而压合微动开关(10)的触点，给出着陆信号；
上述上端触发及下端触发应确保至少有一种发生，使得触发片(14)压合微动开关(10)的触点，着陆信号经导线(8)传递至外界信号采集设备，进而判断着陆器的着陆状态。
4.如权利要求1所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，圆柱(1031)的刻槽(1032)两组，对称布置在圆柱(1031)周向；每组刻槽(1032)由第一竖直切槽(1034)、环状槽(1035)加第二竖直切槽(1036)组成。
5.如权利要求4所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，环状槽(1035)对应的圆心角大小为法兰盘(103)安装至下接头(102)的旋转角度，第二竖直切槽(1036)的长度与下接头(102)下端面(1022)与法兰盘(103)的上端面(1033)之间的初始间隙d相对应。
6.如权利要求1所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，触发片(14)与微动开关(10)的触点对应部位为平面，触发片(14)朝向蒙皮(101)一侧为球状凸起。
7.如权利要求6所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，采用多个微动开关(10)并联的形式，只要一个微动开关(10)触发就将着陆信号传递给外部信号采集设备。
8.如权利要求7所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，航天器发射段的力学环境条件引起的惯性载荷不会剪断剪切销(2)，着陆时的着陆冲击载荷能够剪断剪切销(2)。
9.如权利要求7或8所述的一种着陆缓冲机构用着陆信号装置，其特征在于，初始状态下处于压缩状态的弹簧力，大于航天器发射段的力学环境条件引起的惯性载荷，着陆时的着陆冲击载荷能够进一步将弹簧压缩至能够触发微动开关(10)的高度。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710509650.2A CN107284697B (zh) | 2017-06-28 | 2017-06-28 | 一种着陆缓冲机构用着陆信号装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710509650.2A CN107284697B (zh) | 2017-06-28 | 2017-06-28 | 一种着陆缓冲机构用着陆信号装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107284697A true CN107284697A (zh) | 2017-10-24 |
| CN107284697B CN107284697B (zh) | 2019-08-09 |
Family
ID=60099090
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710509650.2A Active CN107284697B (zh) | 2017-06-28 | 2017-06-28 | 一种着陆缓冲机构用着陆信号装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107284697B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108962636A (zh) * | 2018-07-12 | 2018-12-07 | 中航飞机起落架有限责任公司 | 飞机起落架轮载开关触发机构及飞机起落架 |
| CN113911402A (zh) * | 2021-09-27 | 2022-01-11 | 北京控制工程研究所 | 一种面向着陆任务的高可靠高灵敏触地系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101786504A (zh) * | 2010-02-25 | 2010-07-28 | 哈尔滨工业大学 | 用于小行星着陆器探测的锚定位系统 |
| CN202508286U (zh) * | 2012-03-13 | 2012-10-31 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种可折叠的着陆缓冲机构 |
| CN102951302A (zh) * | 2012-11-13 | 2013-03-06 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种航天器软着陆用触地信号装置 |
| US20150346344A1 (en) * | 2011-04-15 | 2015-12-03 | Advanced Scientific Concepts, Inc. | Ladar sensor for landing, docking and approach |
-
2017
- 2017-06-28 CN CN201710509650.2A patent/CN107284697B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101786504A (zh) * | 2010-02-25 | 2010-07-28 | 哈尔滨工业大学 | 用于小行星着陆器探测的锚定位系统 |
| US20150346344A1 (en) * | 2011-04-15 | 2015-12-03 | Advanced Scientific Concepts, Inc. | Ladar sensor for landing, docking and approach |
| CN202508286U (zh) * | 2012-03-13 | 2012-10-31 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种可折叠的着陆缓冲机构 |
| CN102951302A (zh) * | 2012-11-13 | 2013-03-06 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种航天器软着陆用触地信号装置 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108962636A (zh) * | 2018-07-12 | 2018-12-07 | 中航飞机起落架有限责任公司 | 飞机起落架轮载开关触发机构及飞机起落架 |
| CN108962636B (zh) * | 2018-07-12 | 2019-07-19 | 中航飞机起落架有限责任公司 | 飞机起落架轮载开关触发机构及飞机起落架 |
| CN113911402A (zh) * | 2021-09-27 | 2022-01-11 | 北京控制工程研究所 | 一种面向着陆任务的高可靠高灵敏触地系统 |
| CN113911402B (zh) * | 2021-09-27 | 2023-07-14 | 北京控制工程研究所 | 一种面向着陆任务的高可靠高灵敏触地系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107284697B (zh) | 2019-08-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107284697A (zh) | 一种着陆缓冲机构用着陆信号装置 | |
| CA2775995C (en) | Bogie stop block | |
| US9440664B2 (en) | Compact buffer having overload protection | |
| CN103231691A (zh) | 一种带有预应力的汽车安全锤 | |
| CN102198827A (zh) | 一种破窗器 | |
| CN103925325B (zh) | 一种缓冲器及抗冲击护颈头盔系统 | |
| CN110466809A (zh) | 针对非合作目标的可重复捕获机构 | |
| CN208149241U (zh) | 一种汽车尾部保护装置 | |
| CN109808873A (zh) | 一种直线自锁式尾部收放缓冲装置 | |
| CN109592013A (zh) | 一种通用飞机方向舵舵面的限动方法 | |
| US3921945A (en) | Train resonant car-body rocking detector system | |
| JP4050885B2 (ja) | 航空機用車輪支持機構 | |
| CN111660942B (zh) | 一种汽车使用的电动踏板设备 | |
| CN202508284U (zh) | 一种着陆缓冲机构用多功能着陆垫 | |
| CN108081316A (zh) | 一种机器人防正撞和偏撞的装置 | |
| CN111536189A (zh) | 一种油气、扩径复合式耐坠毁缓冲器 | |
| CN203332027U (zh) | 一种带有预应力的汽车安全锤 | |
| CN216885372U (zh) | 压力机滑块上撞双重缓冲安全保护装置 | |
| CN209479476U (zh) | 一种应用于全地形车的减震舱座椅 | |
| CN108417431A (zh) | 一种高压开关及刀闸、导电管组件 | |
| CN209212773U (zh) | 一种具有缓冲功能的球销 | |
| CN109204789B (zh) | 起落架缓冲机构及起落架 | |
| CN103956303B (zh) | 断路器快速脱扣机构 | |
| CN219989524U (zh) | 一种用于垂直起降固定翼无人机的起落架 | |
| CN220930040U (zh) | 缓冲机构和飞机起落架 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |