KR102227994B1 - 비행체 장착 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템 - Google Patents

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KR102227994B1
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이호근
임흥식
명현삼
임승한
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국방과학연구소
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Abstract

일 실시 예에 따른 발사 시스템은 복수 개의 비행체와 함께 회전 가능한 부분을 구비하는 회전체와, 상기 회전체에 연결되고 상기 비행체를 거치하는 거치대를 포함하는 비행체 장착 장치; 및 상기 거치대를 추진시킴으로써, 상기 비행체 및 상기 거치대를 동시에 발사하는 발사 장치를 포함할 수 있다.

Description

비행체 장착 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템{AIR CRAFT INSTALLING EQUIPMENT AND LAUNCH SYSTEM THEREOF}
아래의 설명은 비행체 장착 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것이다.
군사 작전시에 활주로가 확보되지 못하는 상황에서도 비행체를 날려야 하는 경우, 비행에 필요한 초기 속도가 요구된다. 이러한 초기 속도는 비행을 위한 필수 요소이므로, 요구되는 최소 초기 속도 이상의 초기 속도를 발생시키기 위한 발사 장치가 필요하다. 이러한 발사장치의 발사 방식에는 유압식, 전동식, 스프링식 등이 있다. 다양한 발사 방식에 따라 초기 추진력을 얻은 비행체는 활주로 없이도 비행가능하다.
다만, 기존의 발사 장치들은 비행체들을 발사 장치에 장착하는 과정이 수동으로 이루어지고, 그러한 과정에 상당수의 인력이 할당되어야 하므로, 복수 개의 비행체들을 자동으로 날릴 수 있는 발사 시스템에 대한 연구의 필요성이 대두된다.
전술한 배경기술은 발명자가 본 발명의 도출과정에서 보유하거나 습득한 것으로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에 공개된 공지기술이라고 할 수는 없다.
일 실시 예에 따른 발사 시스템은 복수 개의 비행체와 함께 회전 가능한 부분을 구비하는 회전체와, 상기 회전체에 연결되고 상기 비행체를 거치하는 거치대를 포함하는 비행체 장착 장치; 및 상기 거치대를 추진시킴으로써, 상기 비행체 및 상기 거치대를 동시에 발사하는 발사 장치를 포함할 수 있다.
상기 비행체는, 상기 발사 장치에 직접적으로 연결되지 않고, 상기 거치대를 매개체로 간접적으로 연결될 수 있다.
상기 회전체는, 베이스; 상기 베이스에 대하여 회전하는 칼럼; 및 상기 칼럼으로부터 뻗어져 나온 복수 개의 회전 팔을 포함할 수 있다.
상기 발사 장치는, 상기 발사 장치의 길이 방향으로 슬라이딩하고, 상기 거치대가 장착되는 발사대를 포함할 수 있다.
상기 발사대는, 상기 거치대의 적어도 일부분을 수용하는 거치대 수용부를 포함하고, 상기 거치대 수용부는 상기 발사 장치의 길이 방향으로 함몰될 수 있다.
상기 발사대는, 상기 거치대 수용부의 하측에 함몰된 장착 홈을 포함하고, 상기 거치대는, 상기 장착 홈에 형합하는 장착 돌기를 포함할 수 있다.
상기 발사 장치는, 상기 발사대가 발사되는 방향으로 슬라이딩되는 거리를 제한하기 위한 스토퍼를 더 포함할 수 있다.
상기 스토퍼는 한 쌍이 구비되고, 상기 스토퍼 사이의 간격은 상기 거치대의 너비보다 클 수 있다.
상기 스토퍼는, 상기 스토퍼의 면 중 발사의 최종 단계에서 상기 발사대가 부딪치는 면에 위치하는 충격 흡수 부재를 구비할 수 있다.
상기 거치대는, 상기 발사 장치에 의해 추진되는 동안, 상기 비행체에 걸림으로써 상기 비행체에 추진력을 전달하기 위한 걸림 턱을 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따른 비행체 장착 장치는 복수 개의 비행체와 함께 회전 가능한 부분을 구비하는 회전체; 및 상기 회전체에 연결되고 상기 비행체를 거치하는 거치대를 포함할 수 있다.
상기 회전체는, 베이스; 상기 베이스에 대하여 회전하는 칼럼; 및 상기 칼럼으로부터 뻗어지는 복수 개의 회전 팔을 포함하고, 상기 거치대는 상기 복수 개의 회전 팔에 거치 가능할 수 있다.
상기 거치대 및 상기 회전 팔 중 어느 하나에는 함몰부가 형성되고, 나머지 하나에는 상기 함몰부에 형합하는 돌출부가 형성될 수 있다.
상기 함몰부 및 상기 돌출부는, 원호 형상을 가질 수 있다.
상기 함몰부 및 상기 돌출부가 서로 맞닿는 부분으로부터 상기 칼럼의 회전 중심까지의 거리를 R이라고 할 때, 상기 함몰부 및 상기 돌출부는 곡률 반지름이 R인 곡률을 갖는 형상일 수 있다.
도 1은 일 실시 예에 따른 발사시스템의 사시도이다.
도 2는 일 실시 예에 따른 발사 시스템의 일 부분의 결합구조를 나타낸 도면이다.
도 3은 도 2의 I-I 절개선을 따라 절개한 단면도이다.
도 4는 도 2의 II-II 절개선을 따라 절개한 단면도이다.
도 5는 일 실시 예에 따른 거치대 및 발사대가 결합하고, 거치대로부터 회전 팔이 분리되는 과정을 나타낸 도면이다.
도 6은 일 실시 예에 따른 발사장치가 거치대를 추진시킴으로써 비행체 및 거치대를 동시에 발사하는 과정을 나타낸 도면이다.
이하, 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시 예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
또한, 실시 예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
어느 하나의 실시 예에 포함된 구성요소와, 공통적인 기능을 포함하는 구성요소는, 다른 실시 예에서 동일한 명칭을 사용하여 설명하기로 한다. 반대되는 기재가 없는 이상, 어느 하나의 실시 예에 기재한 설명은 다른 실시 예에도 적용될 수 있으며, 중복되는 범위에서 구체적인 설명은 생략하기로 한다.
도 1은 일 실시 예에 따른 발사시스템의 사시도이다.
도 1을 참조하면, 발사 시스템(1)은 비행체(13)를 발사 장치(12)에 자동으로 장착하여 발사함으로써 비행을 위한 초기 속도를 만들어주는 시스템이다. 발사 시스템(1)은 비행체 장착 장치(11) 및 발사 장치(12)를 포함할 수 있다.
비행체 장착 장치(11)는 복수 개의 비행체(13)를 거치한 상태에서 회전시킴으로써 발사 장치(12)에 비행체(13)를 위치시킬 수 있다. 비행체 장착 장치(11)는 회전체(111) 및 거치대(112)를 포함할 수 있다.
회전체(111)는 복수 개의 비행체(13)와 함께 회전 가능한 부분을 구비할 수 있다. 예를 들어, 회전체(111)는 베이스(1111)와, 베이스에 대하여 회전하는 칼럼(1112)과, 칼럼(1112)으로부터 뻗어지는 복수 개의 회전 팔(1113)을 포함할 수 있다.
거치대(112)는 발사 장치(12)에 의하여 추진되는 부분으로서, 회전체(111)에 연결되고, 비행체(13)를 거치할 수 있다. 예를 들어, 거치대(112)는 회전체(111)의 회전 팔(1113)의 단부에 물리적으로 형합하여 연결될 수 있다. 거치대(112)는 비행체(13)의 발사 빈도에 부응하여 요구되는 개수만큼 연결될 수 있고, 최대로 회전 팔(1113)의 개수만큼 연결될 수 있다.
발사 장치(12)는 거치대(112)를 추진시킴으로써 비행체(13) 및 거치대(112)를 동시에 발사할 수 있다. 즉, 거치대(112) 및 비행체(13)가 동시에 발사 장치(12)에 의하여 발사되므로, 이들을 통칭하여 발사체(112, 13)라고 할 수 있다. 발사 장치(12)는 스프링 등의 탄성 수단과, 탄성 수단의 탄성 위치에너지를 증가시킬 수 있는 구동 수단을 구비할 수 있다. 이와 같은 구동 수단을 이용하여 발사체(112, 13)를 장전하고, 탄성 수단의 탄성력을 이용하여 발사체(112, 13)를 추진시킬 수 있다. 발사 장치(12)의 구체적인 동력 전달 구조는 공지의 다양한 수단을 사용할 수 있다는 점을 밝히며 이와 관련된 구체적인 설명은 생략하기로 한다. 발사 장치(12)는 발사체(112, 13)를 추진시키기 위한 동력을 얻기 위해서, 발사의 반대 방향으로 발사체(112, 13)를 이동시킨 뒤, 탄성력을 이용하여 발사체(112, 13)를 발사할 수 있다. 발사 장치(12)는 발사대(121) 및 스토퍼(122)를 포함할 수 있다.
발사대(121)는 발사 장치(12)의 길이 방향으로 슬라이딩 가능하고, 발사대(121)에는 거치대(112)가 장착될 수 있다. 예를 들어, 비행체(13)는 발사 장치(12)에 직접적으로 연결되지 않고, 거치대(112)를 매개체로 간접적으로 연결될 수 있다. 이러한 구조에 따르면, 발사대(121)에는 발사체(112, 13) 중 거치대(112) 만이 장착되므로, 비행체(13)의 형상에 따라 발사 장치(12)의 구조를 변경할 필요가 없으며, 비행체(13)의 형상에 적합한 거치대(112)만 마련하면 되기 때문에, 발사 장치(12)의 범용성을 확보할 수 있다.
스토퍼(122)는 발사대(121)가 발사되는 방향으로 슬라이딩되는 거리를 제한할 수 있다. 예를 들어, 스토퍼(122)는 한 쌍이 구비될 수 있고, 스토퍼(122) 사이의 간격은 거치대(112)의 너비보다 클 수 있다. 이러한 구조에 따르면, 발사된 발사대(121)는 스토퍼(122)에 부딪침으로써 멈출 수 있다. 또한, 거치대(112) 및 거치대(112)에 연결된 비행체(13)는 한 쌍의 스토퍼(122) 사이를 통과하여 발사 장치(12)로부터 발사될 수 있다.
도 2는 일 실시 예에 따른 발사 시스템의 일 부분의 결합구조를 나타낸 도면이고, 도 3은 도 2의 I-I 절개선을 따라 절개한 단면도이고, 도 4는 도 2의 II-II 절개선을 따라 절개한 단면도이다.
먼저, 도 2 및 도 3을 참조하면, 거치대(112) 및 발사대(121)의 결합구조를 알 수 있다. 거치대(112)는, 장착 돌기(1121), 돌출부(1122) 및 걸림 턱(1123)을 포함할 수 있다.
장착 돌기(1121)는, 발사대(121)에 장착되는 부분이다. 장착 돌기(1121)는, 거치대(112)가 발사 장치(12)에 장착된 상태를 기준으로 거치대(112) 중 발사대(121)를 향하는 제 1 면에 돌출 형성될 수 있다.
돌출부(1122)는, 회전 팔(1113)에 결합되는 부분이다. 돌출부(1122)는, 거치대(112) 중 상기 제 1 면과 다른 제 2 면, 예를 들면, 측면에 형성될 수 있다.
걸림 턱(1123)은 발사 장치(12)에 의해 추진되는 동안, 비행체(13)에 걸림으로써 비행체(13)에 추진력을 전달할 수 있다. 예를 들어, 걸림 턱(1123)은 거치대(112) 중 상기 제 1 면 및 제 2 면과 다른 제 3 면, 예를 들면, 상면에 형성될 수 있다. 구체적으로, 걸림 턱(1123)은 발사 과정에서, 비행체(13) 중 걸림 턱(1123)과 접촉하는 면에 대하여 발사 방향으로 힘을 전달할 수 있다.
발사대(121)는, 거치대 수용부(1211) 및 장착 홈(1212)를 포함할 수 있다.
거치대 수용부(1211)는 거치대(112)의 적어도 일부를 수용하고, 거치대 수용부(1211)는 발사 장치(12)의 길이 방향으로 함몰될 수 있다. 이러한 구조에 따르면, 발사 과정에서 거치대(112)는 발사대(121) 또는 발사 궤도로부터 이탈하지 않을 수 있다.
장착 홈(1212)은 거치대 수용부(1211)의 하측에 함몰되어 형성될 수 있고, 장착 돌기(1121)는 장착 홈에 형합할 수 있다. 이러한 구조에 따르면, 발사 과정에서 거치대(112)가 부양하는 것을 방지할 수 있다. 즉, 발사대(121)가 발사 장치(12) 상에서 부양하지 않고 최대 거리만큼 추진되어 이동됨으로써, 비행체(13)에 충분한 추진력을 전달할 수 있다.
이러한 구조를 종합해보면, 발사대(121)와 결합되는 부분이 비행체(13, 도 1 참조)가 아닌 거치대(112)가 되도록 하여, 발사대(121)와 발사체(112, 13)가 단순한 구조를 통하여 결합되도록 하였다. 또한, 거치대(112) 및 거치대 수용부(1211)가 형합하는 한, 비행체(13)의 구조가 복잡하여도 적용할 수 있는 효과가 있다.
다음으로, 도 2 및 도 4를 참조하면, 회전체(111, 도 1 참조)의 회전 팔(1113) 및 거치대(112)의 결합구조를 알 수 있다.
회전 팔(1113)의 단부에는 함몰부(1114)가 형성됨으로써, 거치대(112)의 돌출부(1122)에 형합될 수 있다. 예를 들어, 함몰부(1114) 및 돌출부(1122)는 원호 형상을 가질 수 있다. 이러한 구조에 따르면, 도 5와 같이 회전 팔(1113)이 회전함에 따라서, 회전 팔(1113)의 함몰부(1114)와 거치대(112)의 돌출부(1122)가 부드럽게 결합하거나 해제될 수 있다.
예를 들어, 함몰부(1114) 및 돌출부(1122)가 서로 맞닿는 부분으로부터 칼럼(1112)의 회전 중심까지의 거리를 R이라고 할 때, 함몰부(1114) 및 돌출부(1122)는 곡률 반지름이 R인 곡률을 갖는 형상일 수 있다. 이에 따르면, 함몰부(1114) 및 돌출부(1122)가 서로 맞닿는 부분의 면적을 최대로 할 수 있어서, 높은 마찰력을 이용하여 거치대(112)를 발사 장치(12)로 보다 안정적으로 안내할 수 있으면서도, 발사대(121)에 거치대(112)가 장착되면 거치대(112)로부터 회전 팔(1113)이 부드럽게 이탈되도록 할 수 있다.
한편, 도시한 것과 반대로 거치대(112)에 함몰부가 형성되고, 회전 팔(1113)에 돌출부가 형성되는 것도 가능하며, 이에 대한 구체적인 설명은 생략하기로 한다. 거치대(112)에 함몰부가 형성된 구조에 의하면, 결과적으로 발사체(112, 13)의 총 중량을 줄일 수 있어, 비행에 유리할 수 있다.
도 5는 일 실시 예에 따른 거치대 및 발사대가 결합하고, 거치대로부터 회전 팔이 분리되는 과정을 나타낸 도면이다.
도 5를 참조하면, 회전 팔(1113)이 회전함에 따라서, 거치대(112)가 자동으로 장착되는 과정이 도시된다.
(i) 회전팔(1113)의 단부에 거치대(112)가 결합된 상태로 회전한다. 이 때, 거치대(112) 및 발사대(121)가 가까워지고, 발사대 수용부(1211)를 향하여 거치대(112)가 원주를 그리며 삽입될 수 있다. 도시되지 않았으나, 발사대(121)의 장착 홈(1212)에 거치대(112)의 장착 돌기(1121)가 형합할 수 있다.
(ii) 회전 팔(1113)의 밑면의 높이는 발사대(121)의 높이보다 높으므로, 거치대(112)가 발사대(121)에 삽입된 상태에서도, 회전 팔(1113)이 발사대(121)의 상부에서 회전가능하다.
(iii) 거치대(112)가 발사대(121)에 완전히 삽입된 후, 회전 팔(1113)이 계속 회전하면, 거치대(112)를 발사대(121)에 놓아둔 상태로, 회전 팔(1113)은 거치대(112)로부터 분리되어 계속 회전운동할 수 있다.
예를 들어, 거치대(112)로부터 분리된 회전 팔(1113)은, 회전 궤도에 위치한 또 다른 거치대(112)와 회전운동을 통하여 결합할 수 있다. 구체적으로, 회전 팔(1113)의 회전 궤도 상에 발사체(112, 13)를 위치시키면, 회전 팔(1113)이 회전함에 따라 거치대(112)를 매개로 하여 비행체(13)를 자동으로 발사 장치(12)에 장착시키는 효과가 있다.
도 6은 일 실시 예에 따른 발사장치가 발사대를 추진시킴으로써 비행체 및 거치대를 동시에 발사하는 과정을 나타낸 도면이다.
도 6을 참조하면, 추진력을 받은 발사대(121)에 삽입된 거치대(112) 및 거치대(112)위에 거치된 비행체(13)가 함께 발사 장치(12)위에서 발사되어 슬라이딩한다. 발사대(121)는 스토퍼(122)에 부딛침으로써 멈출 수 있고, 발사 장치(12)의 발사 궤도에서 이탈하지 않을 수 있다. 반면, 관성력에 의해 발사체(112, 13)는 스토퍼(122) 사이를 통과하여 발사 장치(12)로부터 이륙하여 발사 방향으로 날아갈 수 있다. 이 후, 비행체(13)는 비행에 필요한 적정 초기 속도를 갖고 자체 구동력을 이용하여 비행할 수 있다. 반면, 거치대(112)는 중력방향으로 자유 낙하하게 된다.
스토퍼(122)는 스토퍼(122)의 면 중 발사의 최종 단계에서 발사대(121)가 부딪치는 면에 위치하는 충격 흡수 부재(1221)를 구비할 수 있다. 예를 들어, 충격 흡수 부재(1221)는 한 쌍의 스토퍼(122) 각각에 위치할 수 있고, 발사대(121) 및 스토퍼(122)의 충돌시 발생할 수 있는 충격력을 줄일 수 있다.
이상과 같이 비록 한정된 도면에 의해 실시 예들이 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 구조, 장치 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.

Claims (15)

  1. 복수 개의 비행체와 함께 회전 가능한 부분을 구비하는 회전체와, 상기 회전체에 연결되고 상기 비행체를 거치하는 거치대를 포함하는 비행체 장착 장치; 및
    상기 비행체 및 상기 거치대를 발사체라고 할 때, 상기 발사체를 발사하는 발사 장치를 포함하고,
    상기 비행체 장착 장치가 회전함으로써 상기 발사 장치에 상기 거치대만이 장착되고, 상기 비행체를 상기 발사 장치에 위치시키고,
    상기 발사 장치는, 상기 거치대를 추진시킴으로써, 상기 비행체 및 상기 거치대를 동시에 발사하는 것을 특징으로 하는 발사 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체는,
    상기 발사 장치에 직접적으로 연결되지 않고, 상기 거치대를 매개체로 간접적으로 연결되는 것을 특징으로 하는 발사 시스템.
  3. 제 1 항에 대하여,
    상기 회전체는,
    베이스;
    상기 베이스에 대하여 회전하는 칼럼; 및
    상기 칼럼으로부터 뻗어져 나온 복수 개의 회전 팔을 포함하는 발사 시스템.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 발사 장치는,
    상기 발사 장치의 길이 방향으로 슬라이딩하고, 상기 거치대가 장착되는 발사대를 포함하는 발사 시스템.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 발사대는,
    상기 거치대의 적어도 일부분을 수용하는 거치대 수용부를 포함하고,
    상기 거치대 수용부는 상기 발사 장치의 길이 방향으로 함몰된 것을 특징으로 하는 발사 시스템.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 발사대는,
    상기 거치대 수용부의 하측에 함몰된 장착 홈을 포함하고,
    상기 거치대는,
    상기 장착 홈에 형합하는 장착 돌기를 포함하는 발사 시스템.
  7. 제 4 항에 있어서,
    상기 발사 장치는,
    상기 발사대가 발사되는 방향으로 슬라이딩되는 거리를 제한하기 위한 스토퍼를 더 포함하는 발사 시스템.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 스토퍼는 한 쌍이 구비되고, 상기 스토퍼 사이의 간격은 상기 거치대의 너비보다 큰 것을 특징으로 하는 발사 시스템.
  9. 제 7 항에 있어서,
    상기 스토퍼는,
    상기 스토퍼의 면 중 발사의 최종 단계에서 상기 발사대가 부딪치는 면에 위치하는 충격 흡수 부재를 구비하는 것을 특징으로 하는 발사 시스템.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 거치대는,
    상기 발사 장치에 의해 추진되는 동안, 상기 비행체에 걸림으로써 상기 비행체에 추진력을 전달하기 위한 걸림 턱을 포함하는 발사 시스템.
  11. 복수 개의 비행체와 함께 회전 가능한 부분을 구비하는 회전체; 및
    상기 회전체에 연결되고 상기 비행체를 거치하는 거치대를 포함하고,
    상기 회전체는,
    베이스;
    상기 베이스에 대하여 회전하는 칼럼; 및
    상기 칼럼으로부터 뻗어지는 복수 개의 회전 팔을 포함하고,
    상기 거치대는 상기 복수 개의 회전 팔에 거치 가능하고,
    상기 거치대 및 상기 회전 팔 중 어느 하나에는 함몰부가 형성되고, 나머지 하나에는 상기 함몰부에 형합하는 돌출부가 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체 장착 장치.
  12. 삭제
  13. 삭제
  14. 제 11 항에 있어서,
    상기 함몰부 및 상기 돌출부는, 원호 형상을 갖는 것을 특징으로 하는 비행체 장착 장치.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 함몰부 및 상기 돌출부가 서로 맞닿는 부분으로부터 상기 칼럼의 회전 중심까지의 거리를 R이라고 할 때, 상기 함몰부 및 상기 돌출부는 곡률 반지름이 R인 곡률을 갖는 형상인 것을 특징으로 하는 비행체 장착 장치.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014040186A (ja) * 2012-08-22 2014-03-06 Shoichi Sakamoto 回転式離着陸装置

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014040186A (ja) * 2012-08-22 2014-03-06 Shoichi Sakamoto 回転式離着陸装置

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114435617A (zh) * 2022-01-28 2022-05-06 北京航天发射技术研究所 具有后倒功能的发射台支承臂及方法

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