CN108918169A - 一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用 - Google Patents

一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用 Download PDF

Info

Publication number
CN108918169A
CN108918169A CN201810398246.7A CN201810398246A CN108918169A CN 108918169 A CN108918169 A CN 108918169A CN 201810398246 A CN201810398246 A CN 201810398246A CN 108918169 A CN108918169 A CN 108918169A
Authority
CN
China
Prior art keywords
latch hook
side plate
push rod
elastic component
retention bead
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
Application number
CN201810398246.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108918169B (zh
Inventor
刘欢
朱谦
蒋万松
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Space Research Mechanical and Electricity
Original Assignee
Beijing Institute of Space Research Mechanical and Electricity
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Space Research Mechanical and Electricity filed Critical Beijing Institute of Space Research Mechanical and Electricity
Priority to CN201810398246.7A priority Critical patent/CN108918169B/zh
Publication of CN108918169A publication Critical patent/CN108918169A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108918169B publication Critical patent/CN108918169B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Clamps And Clips (AREA)
  • Lock And Its Accessories (AREA)

Abstract

本发明提供了一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用，属于航天器地面着陆试验装置设计领域。所述解锁装置包括侧板、锁钩、第一弹性件、推杆和动力组件，其中，推杆和锁钩分别铰接在侧板上，第一弹性件一端与锁钩连接，另一端与侧板连接，锁钩上设有限位凸起，动力组件设置在侧板上，当锁死时，推杆的第二端位于限位凸起处，使锁钩处于第一位置，当释放时，通过动力组件带动推杆转动，使第二端脱离限位凸起，锁钩在第一弹性件的收缩或压紧力作用下脱离第一位置。该结构提高了固定绳索解锁分离的安全性及可靠性，减小了固定绳索分离对航天器着陆姿态的扰动；该解锁装置可重复使用，大大降低了试验成本。

Description

一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用
技术领域
本发明属于航天器地面着陆试验装置设计领域，涉及一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用。
背景技术
近年来，随着载人登月、火星等探测工程的推进，航天器软着陆过程模拟试验技术快速发展，航天器着陆稳定性试验频率与日俱增。
当前航天器着陆稳定性试验中，通过解锁装置使航天器脱离固定绳索，从而随着摆绳摆动。目前，常用解锁装置为火工装置，通过触发光电传感器无线控制火工装置断开固定绳索。
由于航天器重量普遍较大，这种方法带来的问题是火工解锁装置的承载有限、单次不可重复使用、试验成本增加、火工装置动作时容易对摆绳产生扰动影响航天器着陆姿态以及试验安全性问题等。
发明内容
为解决现有技术中存在的问题，本发明提供了一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用，通过动力组件带动推杆转动，使推杆脱离限位凸起，从而使锁钩在弹性件的收缩或压紧力作用下摆脱锁定位置，实现解锁，该结构提高了固定绳索解锁分离的安全性及可靠性，减小了固定绳索分离对航天器着陆姿态的扰动；该解锁装置可重复使用，大大降低了试验成本。
本发明为解决上述问题采取的技术方案的具体步骤如下：
一种解锁装置，包括侧板1、锁钩2、第一弹性件3、推杆4和动力组件，其中，所述推杆4和锁钩2分别铰接在所述侧板1上，所述第一弹性件3一端与所述锁钩2连接，另一端与所述侧板1连接，所述锁钩2上设有限位凸起，所述动力组件设置在所述侧板1上，当锁死时，所述推杆4的第二端位于所述限位凸起处，使所述锁钩2处于第一位置，当释放时，通过所述动力组件带动所述推杆4转动，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩或压紧力作用下脱离所述第一位置。
在一可选实施例中，所述的解锁装置还包括一端与所述推杆4连接另一端与所述侧板1连接的第二弹性件5，当锁死时，所述推杆4的第二端受到所述第二弹性件5的收缩或压紧力，以紧贴所述限位凸起处。
在一可选实施例中，所述侧板1上设有定位块7，所述锁钩2上设有定位槽，当所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩或压紧力作用下脱离所述第一位置后，通过所述定位槽与所述定位块7配合保持在第二位置。
在一可选实施例中，所述动力组件为电动缸6，包括缸体和配套的活塞杆，所述缸体铰接在所述侧板1上，所述推杆4的第一端与所述活塞杆铰接，通过所述缸体调整所述活塞杆的长度以带动所述推杆4转动。
在一可选实施例中，所述锁钩2第一端铰接在所述侧板1上，第二端设有挡钩和所述限位凸起，所述限位凸起与所述挡钩的延伸方向相反，所述第一弹性件3一端固定在所述侧板1上，另一端固定在所述锁钩2的中部，当释放时，收缩所述电动缸6的活塞杆的长度，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩力作用下脱离所述第一位置。
在一可选实施例中，所述侧板1设有缺口，当所述锁钩2处于所述第一位置时，所述挡钩封堵所述缺口。
在一可选实施例中，所述动力组件为舵机8，包括驱动马达和配套的摆臂，所述驱动马达固定连接在所述侧板1上，所述摆臂与所述推杆4的第一端接触，通过所述驱动马达驱动所述摆臂以带动所述推杆4转动。
在一可选实施例中，所述锁钩2第一端铰接在所述侧板1上，第二端设有挡钩和所述限位凸起，所述限位凸起与所述挡钩的延伸方向相反，所述第一弹性件3一端固定在所述侧板1上，另一端固定在所述锁钩2的中部，当释放时，所述驱动马达驱动所述摆臂摆动，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩力作用下脱离所述第一位置。
在一可选实施例中，所述第一弹性件为牌号为60GrMnA的热轧弹簧；所述第二弹性件为牌号为60GrMnA的热轧弹簧。
上述解锁装置在航天器着陆稳定性试验中的应用。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)本发明实施例提供的解锁装置，通过动力组件带动推杆转动，使推杆脱离限位凸起，从而使锁钩在弹性件的收缩或压紧力作用下摆脱锁定位置(第一位置)，实现解锁，该结构提高了固定绳索解锁分离的安全性及可靠性，减小了固定绳索分离对航天器着陆姿态的扰动；该解锁装置可重复使用，大大降低了试验成本；
(2)同时，该解锁装置可以保证较高的强度裕度，实现大质量航天器的承载功能，且机械式结构紧凑简单，有利于实现产品的轻量化和通用化设计，可推广到各类航天器软着陆过程模拟试验中。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种释放装置锁死状态时的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的一种释放装置释放状态时的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的另一种释放装置锁死状态时的结构示意图。
具体实施方式
以下通过实施例可以进一步理解本发明，但不能限制本发明的内容。该领域的技术熟练人员可根据上述本发明内容对本发明作一些非本质的改进和调整。
参见图1-3，本发明实施例提供了一种解锁装置，包括侧板1、锁钩2、第一弹性件3、推杆4和动力组件，其中，所述推杆4和锁钩2分别通过铰链铰接在所述侧板1上，所述第一弹性件3一端与所述锁钩2连接，另一端与所述侧板1连接，所述锁钩2上设有限位凸起，所述动力组件设置在所述侧板1上，当锁死时，所述推杆4的第二端位于所述限位凸起处，使所述锁钩2处于第一位置，当释放时，通过所述动力组件带动所述推杆4转动，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩或压紧力作用下脱离所述第一位置。
具体地，本发明实施例中，所述动力组件可以包括液压缸、电动缸、舵机等，本发明不做限定；所述第一弹性件3可以为弹簧、记忆合金、弹性橡胶等，优选弹簧；
所述的解锁装置应用在航天器着陆稳定性试验中时，航天器固定在摆绳下端，同时，侧板1通过螺栓、螺钉等紧固件固定在航天器上，航天器投放前，固定绳索上端固定，下端的吊环钩挂在锁钩2上，由于推杆4的第二端位于所述限位凸起处，使所述锁钩2始终处于图1所示的第一位置，使航天器处于静止稳定状态；当释放时，通过所述动力组件带动所述推杆4转动，使推杆4的第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩或压紧力作用下脱离所述第一位置，吊环脱离锁钩2，航天器随摆绳摆动，实现释放。
本发明实施例提供的解锁装置，通过动力组件带动推杆转动，使推杆脱离限位凸起，从而使锁钩在弹性件的收缩或压紧力作用下摆脱锁定位置(第一位置)，实现解锁，该结构提高了固定绳索解锁分离的安全性及可靠性，减小了固定绳索分离对航天器着陆姿态的扰动；该解锁装置可重复使用，大大降低了试验成本；同时，该解锁装置可以保证较高的强度裕度，实现大质量航天器的承载功能，且机械式结构紧凑简单，有利于实现产品的轻量化和通用化设计，可推广到各类航天器软着陆过程模拟试验中，也可应用于其他存在大承载连接释放功能需求的试验领域。
在一可选实施例中，所述的解锁装置还包括一端与所述推杆4连接另一端与所述侧板1连接的第二弹性件5，当锁死时，所述推杆4的第二端受到所述第二弹性件5的收缩或压紧力，以紧贴所述限位凸起处。
具体地，本发明实施例中，第二弹性件5可以为弹簧、记忆合金、弹性橡胶等，优选弹簧；通过在推杆和侧板之间设置第二弹性件，当锁死时，推杆的第二端受到所述第二弹性件的收缩或压紧力，以紧贴所述限位凸起处，避免试验中，推杆由于外界扰动等因素导致的误解锁，提高了安全性。
在一可选实施例中，所述侧板1上设有定位块7，所述锁钩2上设有定位槽，当所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩或压紧力作用下脱离所述第一位置后，通过所述定位槽与所述定位块7配合保持在第二位置。通过设置定位块和定位槽，使锁钩脱离锁定位置后停留在预设位置，有利于进一步提高装置结构的紧凑性。
参见图1和2，在一可选实施例中，所述动力组件为电动缸6，包括缸体和配套的活塞杆，所述缸体铰接在所述侧板1上，所述推杆4的第一端与所述活塞杆铰接，通过所述缸体调整所述活塞杆的长度以带动所述推杆4转动。该结构动力组件灵敏度高，可以实现快速解锁。
在一可选实施例中，所述锁钩2第一端铰接在所述侧板1上，第二端设有挡钩和所述限位凸起，所述限位凸起与所述挡钩的延伸方向相反，所述第一弹性件3一端固定在所述侧板1上，另一端固定在所述锁钩2的中部，当释放时，收缩所述电动缸6的活塞杆的长度，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩力作用下脱离所述第一位置。通过将锁钩的一端铰接在侧板上，在中部设置第一弹性件，给推杆提供较大的力臂，极大地降低了解锁时所需要的动力。
在一可选实施例中，所述侧板1设有缺口，当所述锁钩2处于所述第一位置时，所述挡钩封堵所述缺口。通过设置缺口与锁钩配合实现对吊环的可靠限位，既避免吊环脱落又便于解锁时吊环的脱出释放。
参见图3，在一可选实施例中，所述动力组件为舵机8，包括驱动马达和配套的摆臂，所述驱动马达固定连接在所述侧板1上，所述摆臂与所述推杆4的第一端接触，通过所述驱动马达驱动所述摆臂以带动所述推杆4转动。舵机结构紧凑、重量较轻，且具有较大的扭力，能提供较大的解锁动力。
在一可选实施例中，所述锁钩2第一端铰接在所述侧板1上，第二端设有挡钩和所述限位凸起，所述限位凸起与所述挡钩的延伸方向相反，所述第一弹性件3一端固定在所述侧板1上，另一端固定在所述锁钩2的中部，当释放时，所述驱动马达驱动所述摆臂摆动，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩2在所述第一弹性件3的收缩力作用下脱离所述第一位置。该结构动力组件灵敏度高，可以实现快速解锁。
以下为本发明的一个具体实施例：
本实施例提供了如图1和2所示的释放装置，侧板1通过机械接口与航天器固连，锁钩2、推杆4和电动缸6通过铰链固定在侧板1上，推杆4的一端与电动缸6的活塞杆铰接，第一弹性件3为牌号为60GrMnA的热轧弹簧，弹簧中径为15mm，其一端与锁钩2上的接口相连，一端固定在侧板1上；第二弹性件5为牌号为60GrMnA的热轧弹簧，弹簧中径为15mm，其一端与推杆4上的接口相连，一端固定在侧板1上。连接固定绳索时，将固定绳索上的吊环安装在锁钩2与侧板1的缺口围成的封闭空间中，第一弹性件3被拉伸伸长，推杆4一端卡在锁钩2的定位槽中，锁钩2在第一弹性件3的恢复力作用下可靠的顶住推杆4，推杆4的另一端与电动缸6的活塞杆铰接，电动缸6在不工作的情况下活塞杆固定，从而限制推杆4转动，实现对固定绳索的连接，此时第二弹性件5处于自然状态。
当释放信号被激发，电动缸6通电驱动活塞杆收缩带动推杆4逆时针转动，此时第二弹性件5被拉伸，锁钩2逐渐脱离推杆4的约束，并在第一弹性件3的恢复力的作用下逆时针转动，固定绳索逐渐摆脱锁钩2的约束，实现航天器的释放动作，锁钩2运动到侧板1上的定位块7时停止转动。本实施例中，航天器重量达6吨。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种解锁装置，其特征在于，包括侧板(1)、锁钩(2)、第一弹性件(3)、推杆(4)和动力组件，其中，所述推杆(4)和锁钩(2)分别铰接在所述侧板(1)上，所述第一弹性件(3)一端与所述锁钩(2)连接，另一端与所述侧板(1)连接，所述锁钩(2)上设有限位凸起，所述动力组件设置在所述侧板(1)上，当锁死时，所述推杆(4)的第二端位于所述限位凸起处，使所述锁钩(2)处于第一位置，当释放时，通过所述动力组件带动所述推杆(4)转动，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩(2)在所述第一弹性件(3)的收缩或压紧力作用下脱离所述第一位置。
2.根据权利要求1所述的解锁装置，其特征在于，还包括一端与所述推杆(4)连接另一端与所述侧板(1)连接的第二弹性件(5)，当锁死时，所述推杆(4)的第二端受到所述第二弹性件(5)的收缩或压紧力，以紧贴所述限位凸起处。
3.根据权利要求1所述的解锁装置，其特征在于，所述侧板(1)上设有定位块(7)，所述锁钩(2)上设有定位槽，当所述锁钩(2)在所述第一弹性件(3)的收缩或压紧力作用下脱离所述第一位置后，通过所述定位槽与所述定位块(7)配合保持在第二位置。
4.根据权利要求1-3任一项所述的解锁装置，其特征在于，所述动力组件为电动缸(6)，包括缸体和配套的活塞杆，所述缸体铰接在所述侧板(1)上，所述推杆(4)的第一端与所述活塞杆铰接，通过所述缸体调整所述活塞杆的长度以带动所述推杆(4)转动。
5.根据权利要求4所述的解锁装置，其特征在于，所述锁钩(2)第一端铰接在所述侧板(1)上，第二端设有挡钩和所述限位凸起，所述限位凸起与所述挡钩的延伸方向相反，所述第一弹性件(3)一端固定在所述侧板(1)上，另一端固定在所述锁钩(2)的中部，当释放时，收缩所述电动缸(6)的活塞杆的长度，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩(2)在所述第一弹性件(3)的收缩力作用下脱离所述第一位置。
6.根据权利要求5所述的解锁装置，其特征在于，所述侧板(1)设有缺口，当所述锁钩(2)处于所述第一位置时，所述挡钩封堵所述缺口。
7.根据权利要求1-3任一项所述的解锁装置，其特征在于，所述动力组件为舵机(8)，包括驱动马达和配套的摆臂，所述驱动马达固定连接在所述侧板(1)上，所述摆臂与所述推杆(4)的第一端接触，通过所述驱动马达驱动所述摆臂以带动所述推杆(4)转动。
8.根据权利要求7所述的解锁装置，其特征在于，所述锁钩(2)第一端铰接在所述侧板(1)上，第二端设有挡钩和所述限位凸起，所述限位凸起与所述挡钩的延伸方向相反，所述第一弹性件(3)一端固定在所述侧板(1)上，另一端固定在所述锁钩(2)的中部，当释放时，所述驱动马达驱动所述摆臂摆动，使所述第二端脱离所述限位凸起，所述锁钩(2)在所述第一弹性件(3)的收缩力作用下脱离所述第一位置。
9.根据权利要求2所述的解锁装置，其特征在于，所述第一弹性件为牌号为60GrMnA的热轧弹簧；所述第二弹性件为牌号为60GrMnA的热轧弹簧。
10.权利要求1-9任一项所述的解锁装置在航天器着陆稳定性试验中的应用。
CN201810398246.7A 2018-04-28 2018-04-28 一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用 Active CN108918169B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810398246.7A CN108918169B (zh) 2018-04-28 2018-04-28 一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810398246.7A CN108918169B (zh) 2018-04-28 2018-04-28 一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108918169A true CN108918169A (zh) 2018-11-30
CN108918169B CN108918169B (zh) 2021-07-13

Family

ID=64403479

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810398246.7A Active CN108918169B (zh) 2018-04-28 2018-04-28 一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108918169B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110103808A (zh) * 2019-04-03 2019-08-09 贵州航天天马机电科技有限公司 一种锁紧机构
CN110303868A (zh) * 2019-07-15 2019-10-08 湖北航天技术研究院特种车辆技术中心 一种动力电池组的锁止装置

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1454280A (zh) * 2000-07-07 2003-11-05 索斯科公司 电操作的棘爪插销
JP4336216B2 (ja) * 2004-02-05 2009-09-30 シロキ工業株式会社 車両用ドアロック装置
CN202148748U (zh) * 2011-06-16 2012-02-22 东风汽车有限公司 一种拉动型面罩锁
CN202249353U (zh) * 2011-09-22 2012-05-30 南京苏铁经济技术发展有限公司 适用于轨道车辆车窗的锁机构
CN103703199A (zh) * 2011-06-16 2014-04-02 白木工业株式会社 锁定装置
CN105074109A (zh) * 2013-03-07 2015-11-18 白木工业株式会社 锁定装置
CN205099171U (zh) * 2015-10-26 2016-03-23 南通通洋机电制造有限公司 带有锁紧机构的电梯同步门刀装置
CN107128511A (zh) * 2017-04-13 2017-09-05 北京航空航天大学 一种可重复使用星载微纳卫星弹射装置
CN107245846A (zh) * 2017-08-10 2017-10-13 温州天健电器有限公司 一种门锁转动装置及具有其的洗衣机门锁
CN107558110A (zh) * 2017-09-06 2018-01-09 神龙电气有限公司 洗涤盒门扣

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1454280A (zh) * 2000-07-07 2003-11-05 索斯科公司 电操作的棘爪插销
JP4336216B2 (ja) * 2004-02-05 2009-09-30 シロキ工業株式会社 車両用ドアロック装置
CN202148748U (zh) * 2011-06-16 2012-02-22 东风汽车有限公司 一种拉动型面罩锁
CN103703199A (zh) * 2011-06-16 2014-04-02 白木工业株式会社 锁定装置
CN202249353U (zh) * 2011-09-22 2012-05-30 南京苏铁经济技术发展有限公司 适用于轨道车辆车窗的锁机构
CN105074109A (zh) * 2013-03-07 2015-11-18 白木工业株式会社 锁定装置
CN205099171U (zh) * 2015-10-26 2016-03-23 南通通洋机电制造有限公司 带有锁紧机构的电梯同步门刀装置
CN107128511A (zh) * 2017-04-13 2017-09-05 北京航空航天大学 一种可重复使用星载微纳卫星弹射装置
CN107245846A (zh) * 2017-08-10 2017-10-13 温州天健电器有限公司 一种门锁转动装置及具有其的洗衣机门锁
CN107558110A (zh) * 2017-09-06 2018-01-09 神龙电气有限公司 洗涤盒门扣

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110103808A (zh) * 2019-04-03 2019-08-09 贵州航天天马机电科技有限公司 一种锁紧机构
CN110103808B (zh) * 2019-04-03 2023-05-23 贵州航天天马机电科技有限公司 一种锁紧机构
CN110303868A (zh) * 2019-07-15 2019-10-08 湖北航天技术研究院特种车辆技术中心 一种动力电池组的锁止装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN108918169B (zh) 2021-07-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106742081B (zh) 一种基于旋转压环解锁的分离机构
CN111256544B (zh) 液体火箭
CN108918169A (zh) 一种解锁装置及其在航天器着陆稳定性试验中的应用
CN111216927B (zh) 一种由形状记忆合金条驱动的锁紧释放结构
US20200123815A1 (en) Lever-lock release systems and methods
CN108438226A (zh) 带降落伞的物资投放吊舱
CN106114890B (zh) 一种小型无人机弹射装置及无人机起飞方法
CN104724303A (zh) 立方体卫星轨道部署器
CN111409870B (zh) 一种磁悬浮飞轮熔断锁紧保护机构
CN106516088A (zh) 整合有紧急致动组件的飞行器起落架舱门致动机构
CN206598986U (zh) 一种带组合式后盖的飞机阻力伞舱
CN111521073B (zh) 一种火箭回收方法
CN110803285A (zh) 一种着陆脱离锁及自动解锁方法
CN209291799U (zh) 一种自锁脱钩器
CN207072444U (zh) 一种无人机用电磁脱钩器
US5887924A (en) Cargo hook
CN205770199U (zh) 一种小型无人机弹射装置
US3036852A (en) Stores rack
CN109808893B (zh) 一种连杆式的空中回收挂取装置
US2998212A (en) Canopy actuator
US3208787A (en) Helicopter cargo hook
CN107031874A (zh) 一种瞬时触发的空间非合作目标抓附装置
CN111114838B (zh) 一种柔性太阳电池阵解锁组合装置
CN111521074A (zh) 便于火箭回收的箭体结构及液体火箭
CN106494649A (zh) 一种基于气动力的载人火箭新型逃逸装置及其工作方法

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