JP7253061B2

JP7253061B2 - ローンチ・ヴィークル、およびローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ

Info

Publication number: JP7253061B2
Application number: JP2021543118A
Authority: JP
Inventors: 彦杰張; 立喬趙; 瑜張; 雪呉; 永俊李; 召洋韓; 亜民張; 鉄玲南
Original assignee: BEIJING LANDSPACETECH CO., LTD.
Current assignee: BEIJING LANDSPACETECH CO., LTD.
Priority date: 2019-01-24
Filing date: 2020-01-21
Publication date: 2023-04-05
Anticipated expiration: 2040-01-21
Also published as: CN109764025B; WO2020151718A1; CN109764025A; JP2022519029A

Description

本発明は、航空宇宙分野に関し、特にローンチ・ヴィークルおよびローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダに関する。

現在、中国のロケット着陸装置は比較的少なく、従来の着陸装置として固定式支持脚を使用するものもあり、電気シリンダを使用するものもある。固定式支持脚は回収試験のみに適用され、ロケットの回収着陸に適用できない。電気シリンダを着陸支持脚として使用することにより、ロケットの着陸装置を正確に開き、支持を提供でき、原理的には着陸回収を実現できるが、電気シリンダは、それ自体の重量が重く、緩衝装置を加えると、回収陸装置全体は非常に重くなるため、ロケットのキャリア能力が低下するとともに、液体ロケットは、電気シリンダに対してより高い防爆レベルを要求している。

そこで、安全で、信頼性が高く、全体が軽量で、ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダを如何に提供するかは、当該技術分野では解決されるべき技術的問題である。

上記問題の少なく一部を解決するために、本発明によれは、ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダであって、上記多段空気圧支持シリンダは、シリンダ体と、燃焼ガス発生器と、緩衝装置とを含み、上記シリンダ体は、主シリンダ体と、互いに嵌合されるとともに少なくとも一部が上記主シリンダ体内に設けられる複数の副シリンダ体とを含み、上記主シリンダ体は、上記シリンダ体の固定部を構成し、複数の上記副シリンダ体は、上記シリンダ体の伸縮部を構成し、上記燃焼ガス発生器は、上記主シリンダ体の内部に設けられ、上記緩衝装置は、上記伸縮部に設けられ、上記燃焼ガス発生器は、起動時にガスを発生することにより複数の上記副シリンダ体を上記主シリンダ体の軸方向に沿って伸長するように付勢するものであり、上記緩衝装置は、着陸中のロケットが受ける力を緩衝するものである、ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダが提供される。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記シリンダ体は、隣り合う２つの上記副シリンダ体の間、または上記主シリンダ体とそれに隣り合う上記副シリンダ体との間に設けられる位置規制装置をさらに含み、上記副シリンダ体がそれに隣り合う上記副シリンダ体または主シリンダ体の所定位置に延出した後、上記位置規制装置は、上記副シリンダ体を上記所定位置に選択的に固定する。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記位置規制装置は、ロックピン、ロックブロック、ロックボール、ラチェットまたは偏心輪である。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記主シリンダ体の内壁には、第１突起構造が設けられ、上記副シリンダ体の一端の外壁には、第２突起構造が設けられ、上記副シリンダ体の他端の内壁には、第３突起構造が設けられ、上記主シリンダ体とそれに隣り合う上記副シリンダ体とは、上記第１突起構造および上記第２突起構造により互いに係合し、隣り合う２つの上記副シリンダ体は、上記第３突起構造および上記第２突起構造により互いに係合する。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記第１突起構造には、第１貫通孔が形成され、上記貫通孔に対応する上記第２突起構造における位置には、ブラインドビアが形成され、上記第３突起構造には、第２貫通孔が形成され、上記主シリンダ体とそれに隣り合う上記副シリンダ体との間において、上記位置規制装置は、上記第１貫通孔に係合して設けられるとともに、上記ブラインドビア内に延在し、隣り合う２つの上記副シリンダ体において、上記位置規制装置は、上記副シリンダ体の上記第２貫通孔に係合して設けられるとともに、隣り合う上記副シリンダ体の上記ブラインドビアに延在する。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記緩衝装置は油圧・空気圧式緩衝器である。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記油圧・空気圧式緩衝器は、上記伸縮部に位置する上記副シリンダ体に内嵌されるシリンダロッドを含み、上記シリンダロッドは、上記副シリンダ体の内壁に沿って移動可能である。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記シリンダロッドは、一端が開口する中空構造であり、上記開口は、上記副シリンダ体の内部に位置し、上記シリンダロッドの開口には、上記副シリンダ体の外壁と上記シリンダ体の内壁を接続する接続板が設けられ、上記シリンダロッドの中空構造は、上記副シリンダ体の内腔に連通して第１腔体を構成し、上記シリンダロッドの外壁、上記副シリンダ体の内壁、および上記接続板は第２腔体を構成する。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記第１腔体には、油液が貯蔵され、上記第２腔体の内部には、移動可能なピストンが設けられ、上記ピストンによって、上記第２腔体は第１サブ腔体と第２サブ腔体に分けられ、上記第２サブ腔体内には、加圧ガスが貯蔵される。

いくつかの実施形態では、上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、上記第１サブ腔体には、逆止め弁およびオリフィスが設けられ、上記オリフィスは、上記第１腔体内の油液を上記第１サブ腔体内に排出するためのものであり、上記逆止め弁は、上記第１サブ腔体内の油液を上記第１腔体内に排出するためのものである。

本発明の別の態様によれば、上記多段空気圧支持シリンダを含むローンチ・ヴィークルがさらに提供される。

本発明の実施例のローンチ・ヴィークル及ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダは、以下の有益な効果を少なくとも１つ有する。

本発明に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、燃焼ガス発生器内の燃焼ガスは複数の副シリンダ体を延出させて固定する。ロケットが回収されて着陸する際に、多段空気圧支持シリンダは支持作用を奏する。本発明に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダは、構造が簡単で、安全で、信頼性が高く、全体的に軽量である。

本発明上記ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、副シリンダ体が延出した後、位置規制装置により副シリンダ体を固定し、緩衝制振性能に優れ、多段の副シリンダ体間の密封要求が低く、生産加工のコストが低い。

本発明に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダにおいて、シリンダ体の伸縮部には油圧・空気圧式緩衝器が設けられる。油圧・空気圧式緩衝器内の空気圧原理によって、支持シリンダの重量が効果的に減少されるため、ロケットの回収着陸装置全体の重量が減少され、ロケットのキャリア能力が向上する。

本発明に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダは、ロケットが回収されて着陸する過程において、４本の着陸支持脚は同時に着陸するわけではない。１番目の支持脚が着陸した時に、多段空気圧支持シリンダは支持および制振緩衝作用を奏し、２、３、４番目の支持脚が着陸した場合、１番目の持脚承が受ける圧力が小さくなり、油圧・空気圧式緩衝器はシリンダロッドを延伸させ、ロケットの傾斜姿勢を素早くまっすぐにし、安定化および傾き補正の作用を奏する。

本発明の一実施形態に係るローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダが収縮状態にある場合の構造模式図である。本発明の一実施形態に係るローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダの延出状態の第１構造模式図である。本発明の一実施形態に係るローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダの延出状態の第２構造模式図である。図３における隣り合う副シリンダ体の間または主シリンダ体と隣り合う副シリンダ体との間の接続構造の局所拡大図である。本発明の一実施形態に係るローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダの緩衝装置の構造模式図である。

ここで、本発明の様々な例示的な実施形態を詳細に説明する。詳細な説明は、本発明の限定と見なされるべきではなく、本発明の特定の態様、特性、および実施形態のより詳細な説明として理解されるべきである。

本発明における前述の用語は、特定の実施形態を説明するためにのみ使用され、本説明を限定するために使用されないことを理解されたい。また、本発明の数値範囲については、範囲の上限と下限、およびそれらの間の各中間値が具体的に開示されていることを理解されたい。記載値または記載範囲内の中間値と、前述の範囲内の他の記載された値または中間値との間のそれぞれの小さい範囲も、この注記に含まれる。これらの小さい範囲の上限と下限は、個別に範囲に含めることも、範囲から除外することもできる。

特に明記しない限り、本明細書で使用されるすべての技術的および科学的用語は、事前説明の当業者によって一般的に理解されるのと同じ意味を有する。本発明には好ましい方法および材料のみが記載されているが、本発明に記載されているものと類似または同等の任意の方法および材料もまた、本発明の実施または試験に使用することができる。本明細書で言及されるすべての文献は、この文献に関連する方法および／または材料を開示および説明するために参照により組み込まれる。組み込まれた文献と矛盾する場合は、本明細書の内容が優先される。

本発明の範囲または趣旨から逸脱しない限り、本発明の明細書の具体的な実施形態に様々改良および変化を加えることができ、これは当業者にとって自明なものである。本明細書および実施例は例示的なものに過ぎない。

本明細書で使用される「包含」、「含む」、「有する」、「含有」等の用語は、すべて開放的な用語であり、含むがこれらに限定されないことを意味する。

本明細書で使用される「および／または」は、上記もののいずれかまたはすべての組み合わせを含む。

以下、実施形態により図面を参照しながら本発明をさらに説明する。

図１から図４に示すように、本発明によれば、ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダであって、上記多段空気圧支持シリンダは、シリンダ体１と、燃焼ガス発生器２と、緩衝装置３とを含み、上記シリンダ体１は、主シリンダ体１０と、互いに嵌合されるとともに少なくとも一部が上記主シリンダ体１０内に設けられる複数の副シリンダ体１１とを含み、上記主シリンダ体は、上記シリンダ体１の固定部を構成し、複数の上記副シリンダ体は、上記シリンダ体１の伸縮部を構成し、上記燃焼ガス発生器２は、上記主シリンダ体の内部に設けられ、上記緩衝装置３は、上記伸縮部に設けられ、上記燃焼ガス発生器２は、起動時にガスを発生することにより複数の上記副シリンダ体１１を上記主シリンダ体の軸方向に沿って伸長するように付勢するものであり、上記緩衝装置３は、着陸中のロケットが受ける力を緩衝するものである、ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダが提供される。

本発明に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダは、使用される過程において、燃焼ガス発生器２は、主シリンダ体１０の底部に設けられてもよい。燃焼ガス発生器２は、制御信号の制御によって点火し、特定の圧力を有する燃焼ガスが発生し、燃焼ガスによる動力は複数の副シリンダ体１１を延出させて固定する。緩衝装置３は伸縮部の内部に設けられるとともに、上記主シリンダ体の底部から離れた副シリンダ体の内部に位置する。ロケットが回収されて着陸する際に、延出状態にあるシリンダ体１はロケットを支持する作用を発揮し、伸縮部に位置する緩衝装置３はロケットに対して制振緩衝の作用を発揮する。

上記実施形態において、燃焼ガス発生器２は、上記シリンダ体１に動力を提供する。上記燃焼ガス発生器２は、化学反応によりガスが発生する他のガス源または、外部ガス源を使用してもよい。

図４に示すように、上記シリンダ体１は、隣り合う２つの上記副シリンダ体１１の間、または上記主シリンダ体とそれに隣り合う上記副シリンダ体１１との間に設けられる位置規制装置１２をさらに含み、上記副シリンダ体１１がそれに隣り合う上記副シリンダ体１１または主シリンダ体の所定位置に延出した後、上記位置規制装置１２は、上記副シリンダ体１１を上記所定位置に選択的に固定する。

ロケットが回収されて着陸する際に、延出状態にあるシリンダ体１は、位置規制装置１２により主シリンダ体１０およびそれに隣り合う副シリンダ体１１を所定位置に固定し、位置規制装置１２により隣り合う２つの副シリンダ体１１を所定位置に固定する。これによって、シリンダ体１は延出状態に維持される。

上記実施形態において、上記主シリンダ体１０の内壁には、第１突起構造１０１が設けられ、
上記副シリンダ体１１の一端の外壁には、第２突起構造１１１が設けられ、
上記副シリンダ体１１の他端の内壁には、第３突起構造１１２が設けられ、
上記主シリンダ体１０とそれに隣り合う上記副シリンダ体１１とは、上記第１突起構造１０１および上記第２突起構造１１１により互いに係合し、
隣り合う２つの上記副シリンダ体１１は、上記第３突起構造１１２および上記第２突起構造１１１により互いに係合する。

上記第１突起構造（１０１）には、第１貫通孔（１０２）が形成され、上記貫通孔（１０２）に対応する上記第２突起構造（１１２）における位置には、ブラインドビア（１１３）が形成され、上記第３突起構造には、第２貫通孔（１１４）が形成され、上記主シリンダ体（１０）とそれに隣り合う上記副シリンダ体（１１）において、上記位置規制装置（１２）は、上記第１貫通孔（１０２）に係合して設けられるとともに、上記ブラインドビア（１１３）内に延在する。これによって、主シリンダ体１０および隣り合う副シリンダ体１１は所定位置に固定される。隣り合う２つの上記副シリンダ体（１１）において、上記位置規制装置（１２）は、上記副シリンダ体（１１）の上記第２貫通孔（１１４）に係合して設けられるとともに、隣り合う上記副シリンダ体（１１）の上記ブラインドビア（１１３）に延在する。これによって、隣り合う２つの副シリンダ体１１は所定位置に固定される。

上記実施形態において、上記位置規制装置１２はロックピン、ロックブロック、ロックボール、ラチェットまたは偏心輪である。

上記実施形態において、上記緩衝装置３液圧制振装置、空気バネまたは機械バネである。

図５に示すように、本発明に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダの一実施形態において、上記緩衝装置３は油圧・空気圧式緩衝器である。

上記油圧・空気圧式緩衝器は、上記伸縮部に位置する上記副シリンダ体１１に内嵌されるシリンダロッド３１を含み、上記シリンダロッド３１は、上記副シリンダ体１１の内壁に沿って移動可能である。

上記シリンダロッド３１は、一端が開口する中空構造であり、上記開口は、上記副シリンダ体１１の内部に位置し、上記シリンダロッド３１の開口には、上記副シリンダ体１１の外壁と上記シリンダ体１の内壁を接続する接続板３３が設けられ、上記シリンダロッド３１の中空構造は、上記副シリンダ体１１の内腔に連通して第１腔体３２を構成し、上記シリンダロッド３１の外壁、上記副シリンダ体１１の内壁、および上記接続板３３は第２腔体３４を構成する。

上記実施形態において、上記第１腔体３２には、油液が貯蔵され、上記第２腔体３４の内部には、移動可能なピストン３４１が設けられ、上記ピストン３４１によって、上記第２腔体３４は第１サブ腔体３４２と第２サブ腔体３４３に分けられ、上記第２サブ腔体３４３内には、加圧ガスが貯蔵される。

上記実施形態において、上記第１サブ腔体３４２には、逆止め弁３５およびオリフィス３６が設けられ、上記オリフィス３６は、上記第１腔体３２内の油液を上記第１サブ腔体３４２内に排出するためのものであり、上記逆止め弁３５は、上記第１サブ腔体３４２内の油液を上記第１腔体３２内に排出するためのものである。

上記実施形態において、第２サブ腔体３４３の外壁には調整気嚢４が設けられる。調整気嚢４により第２サブ腔体３４３内の空気の圧力値を調整する。

ロケットが回収されて着陸する過程において、４本の着陸支持脚は同時に着陸するわけではない。１番目の支持脚が着陸すると、多段空気圧支持シリンダ上の油圧・空気圧緩衝装置は衝撃を受け、シリンダロッド３１は力を受けて下に運動して第１腔体３２内の油液をオリフィス３６から第１サブ腔体３４２内に押し込む。油液は第１サブ腔体３４２内で堆積してピストン３４１を第２サブ腔体３４３へ運動させることで、第２サブ腔体３４３内のガスが圧縮され、第２サブ腔体３４３内の圧力が増大する。油液ダンピングおよび加圧ガスはロケットの着陸に対して制振緩衝作用を奏する。次いで、２、３、４番目の支持脚が着陸し、この場合、１番目の持脚承が受ける圧力が小さくなり、油圧・空気圧緩衝装置におけるピストン３４１は、第２サブ腔体３４３中の圧縮空気の作用下で第１サブ腔体３４２へ運動する。第１サブ腔体３４２中の油液は、逆止め弁３５を通過して第１腔体３２に排出される。油液は第１腔体３２内で堆積してシリンダロッド３１を延出させることにより、ロケットの傾斜姿勢を素早くまっすぐにする。この過程において、油圧・空気圧緩衝装置は、安定化および傾き補正の作用を奏する。

本発明によれば、上記多段空気圧支持シリンダを含むローンチ・ヴィークルがさらに提供される。

本発明の範囲または趣旨から逸脱しない限り、本発明の明細書の具体的な実施形態に様々改良および変化を加えることができ、これは当業者にとって自明なものである。本発明の明細書から得られた他の実施形態は、当業者にとって自明なものである。本明細書および実施例は例示的なものに過ぎない。

１シリンダ体、
１０主シリンダ体、
１０１第１突起構造、
１０２第１貫通孔、
１１副シリンダ体、
１１１第１突起構造、
１１２第２突起構造、
１１３ブラインドビア、
１１４第２貫通孔、
１２位置規制装置、
２燃焼ガス発生器、
３緩衝装置、
３１シリンダロッド、
３２第１腔体、
３３接続板、
３４第２腔体、
３４１ピストン、
３４２第１サブ腔体、
３４３第２サブ腔体、
３５逆止め弁、
３６オリフィス、
４調整気嚢。

Claims

ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダであって、
前記多段空気圧支持シリンダは、シリンダ体（１）と、燃焼ガス発生器（２）と、緩衝装置（３）とを含み、
前記シリンダ体（１）は、主シリンダ体（１０）と、互いに嵌合されるとともに少なくとも一部が前記主シリンダ体（１０）内に設けられる複数の副シリンダ体（１１）とを含み、前記主シリンダ体は、前記シリンダ体（１）の固定部を構成し、複数の前記副シリンダ体は、前記シリンダ体（１）の伸縮部を構成し、
前記燃焼ガス発生器（２）は、前記主シリンダ体の内部に設けられ、
前記緩衝装置（３）は、前記伸縮部に設けられ、
前記燃焼ガス発生器（２）は、起動時にガスを発生することにより複数の前記副シリンダ体（１１）を前記主シリンダ体の軸方向に沿って伸長するように付勢するものであり、
前記緩衝装置（３）は、複数の前記副シリンダ体（１１）のうち最も内側の副シリンダ体（１１）の内壁に沿って移動可能で、かつ、開口する一端が複数の前記副シリンダ体（１１）のうち最も内側の副シリンダ体（１１）の内部に位置され、他端が着陸中のロケットが受ける力を緩衝する中空構造のシリンダロッド（３１）を含み、前記開口には、前記シリンダロッド（３１）の外壁と複数の前記副シリンダ体（１１）のうち最も内側の副シリンダ体（１１）の内壁とを接続する接続板（３３）が設けられ、
前記シリンダロッド（３１）の中空構造は、複数の前記副シリンダ体（１１）のうち最も内側の副シリンダ体（１１）の内腔に連通し、油液が満たされている第１腔体（３２）を構成し、
前記シリンダロッド（３１）の外壁、複数の前記副シリンダ体（１１）のうち最も内側の副シリンダ体（１１）の内壁、および前記接続板（３３）は第２腔体（３４）を構成する、ローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
前記シリンダ体（１）は、隣り合う２つの前記副シリンダ体（１１）の間、または前記主シリンダ体とそれに隣り合う前記副シリンダ体（１１）との間に設けられる位置規制装置（１２）をさらに含み、
前記副シリンダ体（１１）がそれに隣り合う前記副シリンダ体（１１）または主シリンダ体の所定位置に延出した後、前記位置規制装置（１２）は、前記副シリンダ体（１１）を前記所定位置に選択的に固定する、請求項１に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
前記位置規制装置（１２）は、ロックピン、ロックブロック、ロックボール、ラチェットまたは偏心輪である、請求項２に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
前記主シリンダ体（１０）の内壁には、第１突起構造（１０１）が設けられ、
前記副シリンダ体（１１）の一端の外壁には、第２突起構造（１１１）が設けられ、
前記副シリンダ体（１１）の他端の内壁には、第３突起構造（１１２）が設けられ、
前記主シリンダ体（１０）とそれに隣り合う前記副シリンダ体（１１）とは、前記第１突起構造（１０１）および前記第２突起構造（１１１）により互いに係合し、
隣り合う２つの前記副シリンダ体（１１）は、前記第３突起構造（１１２）および前記第２突起構造（１１１）により互いに係合する、請求項２または３に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
前記第１突起構造（１０１）には、第１貫通孔（１０２）が形成され、
前記貫通孔（１０２）に対応する前記第２突起構造（１１１）における位置には、ブラインドビア（１１３）が形成され、
前記第３突起構造には、第２貫通孔（１１４）が形成され、
前記主シリンダ体（１０）とそれに隣り合う前記副シリンダ体（１１）において、前記位置規制装置（１２）は、前記第１貫通孔（１０２）に係合して設けられるとともに、前記ブラインドビア（１１３）内に延在し、
隣り合う２つの前記副シリンダ体（１１）において、前記位置規制装置（１２）は、前記副シリンダ体（１１）の前記第２貫通孔（１１４）に係合して設けられるとともに、隣り合う前記副シリンダ体（１１）の前記ブラインドビア（１１３）に延在する、請求項４に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
前記緩衝装置（３）は、油圧・空気圧式緩衝器である、請求項１から５のいずれか一項に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
前記第２腔体（３４）の内部には、移動可能なピストン（３４１）が設けられ、
前記ピストン（３４１）によって、前記第２腔体（３４）は第１サブ腔体（３４２）と前記第１サブ腔体（３４２）よりも着陸面に近い第２サブ腔体（３４３）に分けられ、
前記第２サブ腔体（３４３）内には、加圧ガスが貯蔵される、請求項１から６のいずれか一項に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
前記第１サブ腔体（３４２）には、逆止め弁（３５）および前記逆止め弁（３５）よりも前記第２サブ腔体（３４３）に近いオリフィス（３６）が設けられ、
前記オリフィス（３６）は、前記第１腔体（３２）内の油液を前記第１サブ腔体（３４２）内に排出するためのものであり、
前記逆止め弁（３５）は、前記第１サブ腔体（３４２）内の油液を前記第１腔体（３２）内に排出するためのものである、請求項７に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダ。
請求項１から８のいずれか１項に記載のローンチ・ヴィークルを回収するための多段空気圧支持シリンダを含むローンチ・ヴィークル。