RU2506205C1 - Method of dropping payload from aircraft - Google Patents
Method of dropping payload from aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2506205C1 RU2506205C1 RU2012140053/11A RU2012140053A RU2506205C1 RU 2506205 C1 RU2506205 C1 RU 2506205C1 RU 2012140053/11 A RU2012140053/11 A RU 2012140053/11A RU 2012140053 A RU2012140053 A RU 2012140053A RU 2506205 C1 RU2506205 C1 RU 2506205C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- payload
- container
- gas
- aircraft
- guides
- Prior art date
Links
Landscapes
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов для сбрасывания, катапультирования и отцепления предметов в полете.The invention relates to the equipment of aircraft for dropping, bailout and uncoupling of objects in flight.
Известен способ сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, изложенный в патенте РФ №2160215, принятый за прототип, заключающийся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием герметичной пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру посредством устройства стыковки и разделения, доставке полезной нагрузки к точке сброса с выполнением маневра для достижения вертикальной перегрузки, близкой к нулю, и подаче струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру с последующими расстыковкой крепления и разгоном полезной нагрузки по направляющим. При малом времени сброса груза маневр летательного аппарата для достижения вертикальной перегрузки, близкой к нулю, может не выполняться.A known method of dumping a payload from an aircraft, described in RF patent No. 2160215, adopted for the prototype, which consists in installing and securing on the aircraft, along its fuselage, a longitudinal transport and launch container equipped with a window for the payload to exit in the opposite direction of flight and guides installed in its cavity, placing the payload on the guides with the formation of a sealed air chamber in front of its cavity, attaching the payload to the transport - a launch container by means of a docking and separation device, delivery of a payload to a discharge point with a maneuver to achieve a vertical overload close to zero, and supplying a gas stream from a high pressure source to a pneumatic chamber with subsequent undocking of the mount and acceleration of the payload along the guides. With a short load discharge time, the maneuver of the aircraft to achieve a vertical overload close to zero may not be performed.
Существенными признаками предлагаемого способа, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, заключающийся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, подлета летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки с последующими подачей струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксацией крепления полезной нагрузки.The essential features of the proposed method, which coincides with the features of the prototype, are as follows: the method of dumping the payload from the aircraft, which consists in installing and securing on the aircraft, along its fuselage, a longitudinal transport and launch container equipped with a window for outputting the payload in the opposite direction of flight and guides installed in its cavity, placing a payload on the guides with the formation of a pneumatic chamber in front of its cavity, payload to the transport and launch container mounting device, a releasable attachment, the approach of the aircraft to the point of discharge of the payload, followed by feeding a gas jet from a high pressure source to the pneumatic chamber and the releasable attachment of the payload.
При сбросе полезной нагрузки известным способом по мере ее разгона по направляющим пропорционально увеличению скорости увеличивается надуваемый газом объем пневмокамеры, что приводит к падению давления в ней, соответственно, и уменьшению силы выталкивания и ускорения полезной нагрузки, ограничивает возможности по дальнейшему уменьшению времени сброса груза для уменьшения аэродинамических нагрузок на летательный аппарат при сбросе, что особенно существенно при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Время сброса можно уменьшить путем увеличения начального давления в пневмокамере контейнера по принципу работы огнестрельного оружия, но это сопряжено с увеличением массы контейнера и большой перегрузкой, действующей на груз при сбросе, что неприемлемо для скоростных летательных аппаратов и большинства сбрасываемых грузов. Время сброса груза можно уменьшить за счет использования регулятора давления в пневмокамере, однако кратковременность процесса сброса и большой диапазон изменения расхода газа в процессе сброса приведут к большой погрешности поддержания давления. Кроме того, регулятор давления является сложным агрегатом, что значительно уменьшает надежность работы устройства для сброса груза.When the payload is dumped in a known manner, as it accelerates along the guides, the pneumatic chamber volume inflated by gas increases proportionally to the speed, which leads to a drop in pressure in it, respectively, and a decrease in the force of pushing out and acceleration of the payload, and limits the possibility of further reducing the load discharge time to reduce aerodynamic loads on the aircraft during discharge, which is especially significant at transonic and supersonic flight speeds. The discharge time can be reduced by increasing the initial pressure in the container’s pneumatic chamber according to the principle of firearms operation, but this is associated with an increase in the container’s mass and a large overload acting on the cargo during discharge, which is unacceptable for high-speed aircraft and most of the cargo dropped. The load discharge time can be reduced by using a pressure regulator in the pneumatic chamber, however, the short duration of the discharge process and the large range of gas flow changes during the discharge process will lead to a large pressure maintenance error. In addition, the pressure regulator is a complex unit, which significantly reduces the reliability of the device for dumping cargo.
Техническим результатом, на решение которого направлено изобретение, является уменьшение времени сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки, с высокой надежностью работы устройства.The technical result, the solution of which the invention is directed, is to reduce the discharge time of the payload without increasing the mass of the container and the maximum value of the longitudinal overload, with high reliability of the device.
Для достижения названного технического результата в способе сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, заключающемся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, подлета летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки с последующими подачей струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксацией крепления полезной нагрузки, после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из газогенератора высокотемпературной струи газа, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа органичивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.To achieve the named technical result in the method of dumping the payload from the aircraft, which consists in installing and securing on the aircraft, along its fuselage, a longitudinal transport and launch container equipped with a window for outputting the payload in the opposite direction to the flight and guides installed in its cavity , placing the payload on the rails with the formation of a pneumatic chamber in front of its cavity, attaching the payload to the transport-launch container ru fastening device, made with the possibility of unlocking, approaching the aircraft to the point of discharge of the payload with the subsequent supply of a gas stream from a high pressure source to the air chamber and unlocking the fastening of the payload, after a partial exit of the payload, the second gas stream is supplied to the air chamber from the high-temperature gas generator jets of gas, while the flow rate of the first jet and the combined flow of the first and second jets of gas are limited by the condition of pressure limitation in the bands ty of the transport and launch container in the ratio P≤M · n · g / S, where M is the payload mass, n is the maximum allowable payload overload in the discharge direction, g is gravitational acceleration, S is the payload cross-sectional area.
Отличительными признаками способа сброса полезной нагрузки с летательного аппарата являются следующие: после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из газогенератора высокотемпературной струи газа, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа органичивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.Distinctive features of the method of dumping the payload from the aircraft are as follows: after the partial exit of the payload, a second gas jet is supplied to the pneumatic chamber from the gas generator of a high-temperature gas jet, while the flow of the first jet and the combined flow of the first and second gas jets are limited by the pressure limitation in the cavity transport and launch container according to the relation P≤M · n · g / S, where M is the mass of the payload, n is the maximum allowable load on the payload in the direction uu reset, g - gravitational acceleration, S - cross-sectional area of the payload.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, уменьшается время сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и продольной перегрузки на полезную нагрузку, с высокой надежностью работы устройства при незначительном увеличении общей массы устройства для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата. Уменьшаются аэродинамические нагрузки на летательный аппарат в процессе сброса. Уменьшается скорость полезной нагрузки относительно поверхности Земли, что улучшает условия работы следующих ступеней торможения полезной нагрузки (тормозных щитков, парашютов) при необходимости приземления или приводнения полезной нагрузки.Due to the presence of these distinctive features, together with the known ones indicated in the restrictive part of the formula, the time of the payload discharge is reduced without increasing the mass of the container and the longitudinal overload on the payload, with high reliability of the device with a slight increase in the total mass of the device for dumping the payload from the aircraft . Aerodynamic loads on the aircraft during the discharge process are reduced. The speed of the payload relative to the surface of the Earth is reduced, which improves the working conditions of the next stages of braking of the payload (brake flaps, parachutes), if necessary, landing or landing of the payload.
Предложенное техническое решение может найти применение в различных отраслях народного хозяйства, для оперативной доставки беспилотных летательных аппаратов и других полезных грузов в труднодоступные места, при проведении поисковых или исследовательских операций.The proposed technical solution can find application in various sectors of the economy, for the prompt delivery of unmanned aerial vehicles and other useful cargo to hard-to-reach places during search or research operations.
Изобретение поясняется чертежом.The invention is illustrated in the drawing.
Представленное на чертеже устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата включает продольный транспортно-пусковой контейнер 1, расположенный и закрепленный на элементах конструкции летательного аппарата вдоль его фюзеляжа 2 узлами крепления 3 и снабженный окном 4 со стороны заднего торца для прохода полезной нагрузки, полезную нагрузку 5, размещенную в полости транспортно-пускового контейнера 1 на, по крайней мере, двух направляющих 6 с образованием пневмокамеры 7 в передней части его полости и прикрепленную к нему устройством 8 крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, а также включает источник 9 газа высокого давления с пусковым устройством 10, снабженным электроуправляемым приводом 11, и систему 12 управления сбросом, сообщенную линией 13 электрической связи с электроуправляемым приводом 11 пускового устройства 10, при этом источник 9 газа высокого давления с пусковым устройством 10 сообщены с пневмокамерой 7 линией 14 подачи газа. Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата снабжено, по крайней мере, одним сигнализатором 15 частичного выхода полезной нагрузки 5 и, по крайней мере, одним источником 16 высокотемпературной струи газа с пусковым устройством 17, снабженным электроуправляемым приводом 18, сообщенным линией электрической связи 19 с системой 12 управления сбросом, которая дополнительно сообщена линией 20 электрической связи с сигнализатором 15 частичного выхода полезной нагрузки 5, при этом источник 16 газа высокотемпературной струи с пусковым устройством 17 сообщены с пневмокамерой 7 дополнительной линией 21 подачи газа. В качестве источника 9 газа высокого давления могут быть использованы баллоны сжатого газа, жидкостный или твердотопливный газогенераторы наддува пневмокамеры 7. В качестве сигнализатора 15 частичного выхода полезной нагрузки 5 могут быть использованы сигнализатор снижения давления в пневмокамере 7 или концевой выключатель.The device shown in the drawing for dumping a payload from an aircraft includes a longitudinal transport and launch container 1 located and fixed on structural elements of the aircraft along its fuselage 2 with attachment points 3 and provided with a window 4 from the rear end side for passing the payload, payload 5 placed in the cavity of the transport and launch container 1 on at least two guides 6 with the formation of a pneumatic chamber 7 in the front of its cavity and attached to it fastening property 8, configured to unlock the fastener, and also includes a high pressure gas source 9 with a starting device 10 provided with an electrically controlled actuator 11, and a reset control system 12 communicated by an electric communication line 13 with an electrically controlled actuator 11 of the starting device 10, while the source 9 high-pressure gas with a starting device 10 are in communication with a pneumatic chamber 7 by a gas supply line 14. The device for dumping the payload from the aircraft is equipped with at least one signaling device 15 of the partial output of the payload 5 and at least one source 16 of a high-temperature gas jet with a starting device 17, equipped with an electrically controlled drive 18, connected by an electric communication line 19 s the discharge control system 12, which is additionally communicated by the electric communication line 20 with the signaling device 15 of the partial output of the payload 5, while the gas source 16 of the high-temperature jet from launches m device 17 in communication with pneumatic chamber 7 additional gas supply line 21. As a source 9 of high pressure gas, compressed gas cylinders, liquid or solid fuel gas generators of pressurization of a pneumatic chamber 7 can be used. As a signaling device 15 of a partial output of a payload 5, a pressure reduction indicator in a pneumatic chamber 7 or a limit switch can be used.
Представленное на чертеже устройство работает следующим образом. Полезная нагрузка 5 устанавливается в транспортно-пусковой контейнер 1 на, по крайней мере, двух направляющих 6 и прикрепляется к контейнеру 1 устройством 8 крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления. Благодаря креплению контейнера 1 к фюзеляжу 2 узлами крепления 3 летательный аппарат (не показан) доставляет полезную нагрузку 5 к точке сброса. Для осуществления сброса полезной нагрузки 5 из системы 12 управления сбросом по линии 13 электрической связи подается электропитание в привод 11 пускового устройства 10, которое срабатывает, обеспечивая подачу струи газа из источника 9 высокого давления по линии 14 в пневмокамеру 7 в передней части контейнера 1, обеспечивая увеличение давления в пневмокамере 7. После наддува пневмокамеры до определенного значения P по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки, обеспечивается расфиксация устройства 8 крепления, которое для этого, например, может содержать срезной элемент (не показан), и начинается ускоренное движение полезной нагрузки 5 по направляющим 6 транспортно-пускового контейнера 1 в противоположном полету ЛА направлении под действием силы выталкивания Fвыт=(P-Pд)·S, где РД - давление воздуха в районе окна 4 контейнера 1. Ограничение расхода газа для не превышения в полости 7 определенного значения давления Р обеспечивается подбором проходного сечения линии 14 подачи газа. После частичного выхода полезной нагрузки 5 из контейнера 1 и резкого уменьшения давления Р в полости 7 вследствие увеличения ее объема при ускорении полезной нагрузки 5, сигнализатор 15 по линии 20 электрической связи выдает сигнал в систему 12 управления сбросом, которая по линии 19 подает электропитание в привод 18, задействующий второе пусковое устройство 17, и расход высокотемпературной струи газа из источника 16 по линии 21 поступает в пневмокамеру 7, предотвращая резкое уменьшение в ней давления. Высокотемпературная струя газа, поступившая в пневмокамеру 7 из источника 16, смешиваясь с поступившим в нее газом из источника 9 обеспечивает увеличение температуры и конечного давления смеси газов в пневмокамере 7 полезной нагрузки 5. Соответственно, увеличивается и среднее давление в пневмокамере 7, и среднее ускорение полезной нагрузки 5 при сбросе при незначительном увеличении общей массы устройства для сброса полезной нагрузки. Например, при массе M1 источника 9 газа высокого давления и конечной температуре 100°C газа в полости 7, для ее увеличения до 200°C, потребная масса М2 источника 16 при температуре 1000°C высокотемпературной струи в линии 21 подачи газа составит 0,1 M1 (обратно пропорционально температуре газа), при этом среднее давление и среднее ускорение при сбросе полезной нагрузки увеличится в два раза, а время сброса согласно второму закона Ньютона уменьшится в четыре раза. Благодаря уменьшению времени сброса полезной нагрузки 5 и тому, что высокотемпературная струя газа поступает в полость 7 из источника 16 после срабатывания сигнализатора 15 частичного выхода полезной нагрузки 5, когда она разогналась в контейнере 1 по направляющим 6 и приобрела промежуточную скорость сброса, высокотемпературная струя смешивается с относительно "холодным" газом, поступившим предварительно в полость 7 из источника 9 газа высокого давления, поэтому существенного нагрева поверхности полезной нагрузки 5 и внутренних поверхностей контейнера 1 не происходит. Ограничение расхода газа для не превышения в пневмокамере 7 определенного значения давления Р обеспечивается подбором проходных сечений линий 14 и 21 и выбором рабочих давлений источника 9 газа высокого давления и источника 16 высокотемпературной струи газа. Благодаря уменьшению времени выброса полезной нагрузки 5, реализуемому устройством для сброса, перетеканием газа из пневмокамеры 7 через зазоры между полезной нагрузкой 5 и направляющими 6., можно пренебречь.Presented on the drawing, the device operates as follows. The payload 5 is installed in the transport and launch container 1 on at least two guides 6 and is attached to the container 1 by the attachment device 8, configured to unlock the attachment. By attaching the container 1 to the fuselage 2 by attachment points 3, an aircraft (not shown) delivers a payload of 5 to the discharge point. To discharge the payload 5 from the discharge control system 12 via the electric communication line 13, power is supplied to the actuator 11 of the starting device 10, which is activated by supplying a gas stream from the high pressure source 9 via line 14 to the air chamber 7 in front of the container 1, providing increase in pressure in the pneumatic chamber 7. After boosting the pneumatic chamber to a certain P value according to the ratio P≤M · n · g / S, where M is the mass of the payload, n is the maximum allowable load on the payload in the direction of sb dew, g - gravitational acceleration, S - cross-sectional area of the payload, the fixing device 8 is secured, which for this, for example, may contain a shear element (not shown), and the accelerated movement of the payload 5 along the guides 6 of the transport and launch container begins 1 in the direction opposite to the flight of the aircraft under the action of the buoyancy force Fout = (PP d ) · S, where R D is the air pressure in the region of the window 4 of the container 1. The gas flow is limited to not exceed a certain pressure value P in the cavity 7 provided by the selection of the bore of the gas supply line 14. After the partial exit of the payload 5 from the container 1 and a sharp decrease in the pressure P in the cavity 7 due to an increase in its volume during acceleration of the payload 5, the signaling device 15 sends a signal to the reset control system 12 via the electric communication line 20, which supplies power to the drive via the 19 line 18, activating the second starting device 17, and the flow rate of the high-temperature gas stream from the source 16 through line 21 enters the pneumatic chamber 7, preventing a sharp decrease in the pressure in it. The high-temperature gas jet entering the air chamber 7 from the source 16, mixing with the gas entering it from the source 9, increases the temperature and final pressure of the gas mixture in the air chamber 7 of the payload 5. Accordingly, the average pressure in the air chamber 7 increases and the average acceleration of the useful load 5 when dumping with a slight increase in the total mass of the device for dumping the payload. For example, with a mass M 1 of a high-pressure gas source 9 and a final gas temperature of 100 ° C in a cavity 7, to increase it to 200 ° C, the required mass M 2 of a source 16 at a temperature of 1000 ° C of a high-temperature jet in the gas supply line 21 will be 0 , 1 M 1 (inversely proportional to the temperature of the gas), while the average pressure and average acceleration during the discharge of the payload will double, and the discharge time, according to Newton’s second law, will decrease by four times. Due to the reduction of the discharge time of the payload 5 and the fact that the high-temperature gas stream enters the cavity 7 from the source 16 after the signaling device 15 of the partial exit of the payload 5, when it accelerates in the container 1 along the guides 6 and acquires an intermediate discharge velocity, the high-temperature jet mixes with relatively "cold" gas, previously received in the cavity 7 from the source 9 of high pressure gas, therefore, significant heating of the surface of the payload 5 and the inner surfaces first container 1 does not occur. The gas flow rate is limited so as not to exceed a certain pressure P in the air chamber 7 by selecting the flow cross-sections of lines 14 and 21 and selecting the operating pressures of the high-pressure gas source 9 and the high-temperature gas stream source 16. Due to the reduction of the ejection time of the payload 5, implemented by the device for dumping, the flow of gas from the pneumatic chamber 7 through the gaps between the payload 5 and the guides 6. can be neglected.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012140053/11A RU2506205C1 (en) | 2012-09-20 | 2012-09-20 | Method of dropping payload from aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012140053/11A RU2506205C1 (en) | 2012-09-20 | 2012-09-20 | Method of dropping payload from aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2506205C1 true RU2506205C1 (en) | 2014-02-10 |
Family
ID=50032192
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012140053/11A RU2506205C1 (en) | 2012-09-20 | 2012-09-20 | Method of dropping payload from aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2506205C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2692287C2 (en) * | 2017-10-26 | 2019-06-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Adaptive method and device for forced release - ejection of cargo |
| RU2719703C1 (en) * | 2019-08-01 | 2020-04-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт технической физики имени академика Е.И. Забабахина" | Cargo fixation and dropping method for unmanned aerial vehicles |
| RU2777144C1 (en) * | 2021-09-22 | 2022-08-01 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for creating a holding device |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2160215C1 (en) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Aero-space system |
| US7089843B2 (en) * | 2003-03-31 | 2006-08-15 | Aai Corporation | Multiple tube pneumatic launcher |
| RU2334933C1 (en) * | 2007-05-24 | 2008-09-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Shooting mechanism |
| US20100236390A1 (en) * | 2009-03-17 | 2010-09-23 | Raytheon Company | Adjustable Bomb Carrier |
-
2012
- 2012-09-20 RU RU2012140053/11A patent/RU2506205C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2160215C1 (en) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Aero-space system |
| US7089843B2 (en) * | 2003-03-31 | 2006-08-15 | Aai Corporation | Multiple tube pneumatic launcher |
| RU2334933C1 (en) * | 2007-05-24 | 2008-09-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Shooting mechanism |
| US20100236390A1 (en) * | 2009-03-17 | 2010-09-23 | Raytheon Company | Adjustable Bomb Carrier |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2692287C2 (en) * | 2017-10-26 | 2019-06-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Adaptive method and device for forced release - ejection of cargo |
| RU2719703C1 (en) * | 2019-08-01 | 2020-04-22 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Российский федеральный ядерный центр - Всероссийский научно-исследовательский институт технической физики имени академика Е.И. Забабахина" | Cargo fixation and dropping method for unmanned aerial vehicles |
| RU2777144C1 (en) * | 2021-09-22 | 2022-08-01 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method for creating a holding device |
| RU221643U1 (en) * | 2023-06-09 | 2023-11-15 | Карауланов Антон Александрович | Small unmanned aerial vehicle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2279945B1 (en) | Launching system and launching apparatus | |
| US20190375505A1 (en) | Detachable Pilotable Capsules and Aircrafts Including Detachable Pilotable Capsules | |
| US2829850A (en) | Aircraft ejection seat | |
| RU2015135494A (en) | MULTI-TIME APPLICATION MODULE FOR CARRIER ROCKET | |
| WO2018041255A1 (en) | Ejecting device | |
| US2900150A (en) | Ejection seat catapult | |
| CN109250138B (en) | Medium-sized conveyor traction air-drop system and air-drop parameter determination method | |
| JP2003054498A (en) | Supersonic carrying device | |
| RU2523873C1 (en) | Modular drone (versions) and bayonet joint for coupling of modules | |
| RU2506205C1 (en) | Method of dropping payload from aircraft | |
| RU2436711C1 (en) | Method of aircraft crew rescue and system to this end | |
| RU2532976C2 (en) | Device for dropping payload from aircraft | |
| RU124661U1 (en) | DEVICE FOR RELEASING USEFUL LOADS FROM AIRCRAFT | |
| US7007895B2 (en) | Variable flow restricting devices | |
| RU2526555C2 (en) | Device for dropping payload from aircraft (versions) | |
| CN106005438A (en) | Pilot ejection escape control system and aircraft with same | |
| RU124247U1 (en) | DEVICE FOR RESET USEFUL LOAD FROM AIRCRAFT (OPTIONS) | |
| RU2522220C2 (en) | Method of dropping payload from aircraft (versions) | |
| RU2401779C1 (en) | Air rocket complex | |
| RU182345U1 (en) | A device for separating a group of unmanned aerial vehicles from a carrier aircraft | |
| DE10338963A1 (en) | Launching cruise missiles under extractable transport aircraft platforms by airdrop involves supplying energy/initialization/release-interaction data from weapon control mission planning container | |
| CN204916213U (en) | Unmanned aerial vehicle starts jettison device | |
| RU2672706C1 (en) | Device for separating unmanned aerial vehicles from carrier aircraft | |
| RU2353546C2 (en) | Mobile aircraft rocket-and-space system | |
| US3646847A (en) | Slug-throwing deployment apparatus |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160921 |