RU2516906C1 - Aircraft compartment separation - Google Patents
Aircraft compartment separation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2516906C1 RU2516906C1 RU2012149595/11A RU2012149595A RU2516906C1 RU 2516906 C1 RU2516906 C1 RU 2516906C1 RU 2012149595/11 A RU2012149595/11 A RU 2012149595/11A RU 2012149595 A RU2012149595 A RU 2012149595A RU 2516906 C1 RU2516906 C1 RU 2516906C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compartment
- thrust element
- separation
- pusher
- gravity
- Prior art date
Links
Landscapes
- Braking Arrangements (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам, транспортируемым другими летательными аппаратами и отделяемым в полете, а также к системам стыковки и расстыковки космических кораблей или их частей.The invention relates to aircraft transported by other aircraft and separated in flight, as well as to systems for docking and undocking spacecraft or parts thereof.
Известен способ отделения отсека летательного аппарата (заявка Японии 2000-238700 от 05.09.2000), заключающийся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием пары автономных подпружиненных толкателей устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к центру тяжести отделяемого отсека в состыкованном положении. За счет автономности подпружиненных толкателей, в процессе их выдвижения обеспечивается возможность их продольного перемещения и свобода для флуктуационных изменений угла наклона корпуса отделяемого отсека к корпусу летательного аппарата (периодическому боковому отклонению), которое возникает вследствие пульсаций параметров воздушного потока и упругих колебаний корпуса летательного аппарата и отделяемого отсека. Недостатком известного способа является то, что вследствие автономности толкателей и наличии флуктуационного изменения угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю, в момент полного выдвижения одного толкателя, второй толкатель может быть поджат и остаточным усилием от своего поджатия передавать остаточный момент вращения отделяемому отсеку относительно его центра тяжести. Известен также способ отделения отсека летательного аппарата (головной его части), представленный в книге "Теория полета и конструкция баллистических ракет" И.Н. Пенцак, "Машиностроение", Москва, 1974 г. на стр.235 и рис.12.6, принятый за прототип и заключающийся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к центру тяжести отделяемого отсека в состыкованном положении. Толкатель зафиксирован относительно корпуса цилиндра срезной шпилькой, после срезания которой, в процессе выдвижения толкателя, обеспечивается свобода для флуктуационных изменений угла наклона корпуса отделяемого отсека к корпусу летательного аппарата.A known method of separating the compartment of the aircraft (Japanese application 2000-238700 from 09/05/2000), which consists in unlocking the attachment device of the compartment and exposing the couple of self-contained spring-loaded pushers of the repulsive device to the contact surface of the thrust element of the detachable compartment towards the center of gravity of the detachable compartment in the docked position . Due to the autonomy of the spring-loaded pushers, in the process of their extension, the possibility of their longitudinal movement and freedom for fluctuation changes in the angle of inclination of the body of the detachable compartment to the body of the aircraft (periodic lateral deviation), which occurs due to pulsations of the air flow parameters and elastic vibrations of the aircraft body and detachable, are ensured compartment. The disadvantage of this method is that due to the autonomy of the pushers and the presence of fluctuation changes in the angle of inclination of the housing of the detachable compartment to the pusher, at the time of full extension of one pusher, the second pusher can be preloaded and the residual force from its preload to transmit the residual torque to the detached compartment relative to its center of gravity . There is also a method of separating the compartment of the aircraft (its head part), presented in the book "Flight Theory and Ballistic Missile Design" I.N. Pentsak, “Mechanical Engineering”, Moscow, 1974 on p. 235 and Fig. 12.6, adopted as a prototype and consisting in unlocking the device for securing the compartment and exposing the pushing device to the contact surface of the thrust element of the detachable compartment towards the center of gravity of the detachable compartment in docked position. The pusher is fixed relative to the cylinder body by a shear pin, after cutting which, during the extension of the pusher, freedom is provided for fluctuation changes in the angle of inclination of the body of the detachable compartment to the aircraft body.
Существенными признаками предлагаемого способа отделения отсека летательного аппарата, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ отделения отсека летательного аппарата, заключающийся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения, с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента, при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю.The essential features of the proposed method for separating the compartment of the aircraft, which coincides with the features of the prototype, are as follows: the method of separating the compartment of the aircraft, which consists in unlocking the attachment device of the compartment and the force of the pusher of the repulsive device on the contact surface of the thrust element of the detachable compartment in the direction of its center of gravity to separation, ensuring freedom of fluctuation movement of the contact spot from the interaction of the pusher with persistent element on the contact surface of the abutment member, when fluctuation changing the tilt housing discharge chamber to the plunger.
В процессе отделения отсека летательного аппарата, вследствие пульсаций параметров воздушного потока, упругих колебаний корпуса летательного аппарата и отделяемого отсека, направление силы толкателя периодически отклоняется от направления на центр тяжести отделяемого отсека, поэтому на отделяемый отсек действует пульсирующий момент силы отталкивания относительно его центра тяжести, что увеличивает динамические нагрузки, действующие на конструкцию отделяемого отсека и устройства отталкивания, вызывает вращение отделяемого отсека вокруг его центра тяжести и увеличивает погрешность параметров движения отсека после отделения (пространственного положения, скорости полета), и, как следствие, требует дополнительных затрат энергии на стабилизацию параметров отсека после отделения.During separation of the aircraft compartment, due to pulsations of the air flow parameters, elastic vibrations of the aircraft body and the detachable compartment, the direction of the pusher force periodically deviates from the direction of the center of gravity of the detachable compartment, therefore, the pulsating moment of repulsive force relative to its center of gravity acts on the detachable compartment, which increases the dynamic loads acting on the design of the detachable compartment and the repulsion device, causes the rotation of the detachable compartment around its center of gravity and increases the error in the parameters of the compartment’s movement after separation (spatial position, flight speed), and, as a result, requires additional energy for stabilization of the compartment’s parameters after separation.
Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является увеличение точности отделения отсека летательного аппарата, уменьшение динамических нагрузок на отделяемый отсек и устройство отталкивания и уменьшение затрат энергии на стабилизацию положения отсека после отделения от летательного аппарата.The technical problem to which the invention is directed is to increase the accuracy of separation of the compartment of the aircraft, reduce dynamic loads on the detachable compartment and the repulsion device, and reduce energy costs for stabilizing the position of the compartment after separation from the aircraft.
Для решения задачи в способе отделения отсека летательного аппарата, заключающемся в расфиксации устройства крепления отсека и воздействии усилием толкателя устройства отталкивания на контактную поверхность упорного элемента отделяемого отсека по направлению к положению его центра тяжести до отделения, с обеспечением свободы флуктуационного перемещения контактного пятна от взаимодействия толкателя с упорным элементом по контактной поверхности упорного элемента, при флуктуационном изменении угла наклона корпуса отделяемого отсека к толкателю, до отделения выбором материала обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя, а в процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека.To solve the problem, in the method of separating the compartment of the aircraft, which consists in unlocking the attachment device of the compartment and exposing the pushing device to the contact surface of the thrust element of the detachable compartment towards the position of its center of gravity until separation, ensuring freedom of fluctuation movement of the contact spot from the interaction of the pusher with thrust element along the contact surface of the thrust element, with a fluctuation change in the angle of inclination of the housing detachable and to the plunger, to provide separation for this material hardness backing member material is greater than the hardness of the pusher material, and the separation process using the stop element in the form of detachable cover portion sphere, a geometric center located in the center of gravity of the detachable cover.
Дополнительно, для уменьшения влияния на процесс отделения случайных факторов (неоднородности атмосферы, порывов ветра), в процессе отделения буртиком, расположенным по периферии упорного элемента, ограничивают свободу перемещения толкателя по поверхности упорного элемента.Additionally, in order to reduce the influence on the separation process of random factors (atmospheric inhomogeneity, gusts of wind), in the process of separation by a shoulder located on the periphery of the thrust element, freedom of movement of the pusher along the surface of the thrust element is limited.
Отличительными признаками предлагаемого способа отделения отсека летательного аппарата являются следующие: до отделения выбором материала обеспечивают твердость материала упорного элемента больше твердости материала толкателя, а в процессе отделения используют упорный элемент отделяемого отсека в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре тяжести отделяемого отсека; в процессе отделения буртиком, расположенным по периферии упорного элемента, ограничивают свободу перемещения толкателя по поверхности упорного элемента.The distinguishing features of the proposed method for separating the compartment of the aircraft are as follows: prior to separation, the hardness of the material of the thrust element is greater than the hardness of the material of the pusher, and in the process of separation, the thrust element of the detachable compartment is used as a portion of a sphere whose geometric center is located at the center of gravity of the detachable compartment; in the process of separation of the shoulder located on the periphery of the thrust element, restrict the freedom of movement of the pusher on the surface of the thrust element.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными достигается следующий технический результат - уменьшаются: динамические нагрузки, действующие на конструкцию отделяемого отсека и устройства отталкивания, погрешность параметров движения отсека после отделения (пространственного положения, скорости полета), и, как следствие, затраты энергии на стабилизацию параметров отсека после отделения.Due to the presence of these distinctive features in combination with the known, the following technical result is achieved - they are reduced: dynamic loads acting on the design of the detachable compartment and the repulsion device, the error in the parameters of the compartment’s movement after separation (spatial position, flight speed), and, as a result, energy costs for stabilization of compartment parameters after separation.
Предложенные технические решения могут найти применение в авиационной космической технике для преимущественно беспилотных летательных аппаратов с разгонными и отделяемыми отсеками.The proposed technical solutions can find application in aerospace technology for predominantly unmanned aerial vehicles with booster and detachable compartments.
Изобретение поясняется системой отделения отсека летательного аппарата, представленной на чертеже.The invention is illustrated by the separation system of the compartment of the aircraft, shown in the drawing.
Представленная на чертеже система отделения отсека 1 летательного аппарата 2 содержит устройство 3 крепления, выполненное с возможностью расфиксации крепления и устройство 4 отделения, снабженное толкателем 5, ось которого направлена к центру 6 тяжести отсека 1 в состыкованном положении, который при этом снабжен упорным элементом 7 для взаимодействия с толкателем 5. Контактная поверхность упорного элемента 7 выполнена в виде участка сферы, геометрический центр которой расположен в центре 6 тяжести отделяемого отсека 1, при этом твердость материала упорного элемента 7 превышает твердость материала контактирующей с ним части толкателя 5. Например, материалом упорного элемента 7 может быть выбрана сталь 40Х, закаленная, с твердостью HБ=(372,5-396,5)·107 н/м2, а материалом толкателя выбрана сталь 10 с твердостью HБ=134,1·107 н/м2 ("Таблицы физических величин", спр. под редакцией ак. И.К. Кикоина, М., Атомиздат, 1976, табл.4.2, стр.38). Упорный элемент 7 снабжен кольцевым буртиком 8, расположенным по периферии его контактной поверхности. Боковая поверхность кольцевого буртика 8 выполнена с коническим сужением к контактной поверхности упорного элемента 7.Presented on the drawing, the separation system of the compartment 1 of the aircraft 2 comprises a fastening device 3 configured to unlock the fastening and a separation device 4 provided with a pusher 5, the axis of which is directed to the center of gravity of the compartment 1 in the docked position, which is provided with a stop element 7 interaction with the pusher 5. The contact surface of the thrust element 7 is made in the form of a section of the sphere, the geometric center of which is located in the center of gravity 6 of the detachable compartment 1, while the hardness is Methods and material backing member 7 exceeds the hardness of the material in contact with it pusher portion 5. For example, the material of the abutment member 7 may be selected 40Cr steel, hardened, with a hardness of H B = (372,5-396,5) x 10 7 N / m 2, and the material of the pusher selected steel 10 with a hardness of H B = 134.1 · 10 7 n / m 2 ("Tables of physical quantities", edited by Ak. IK Kikoin, M., Atomizdat, 1976, table 4.2 , p. 38). The thrust element 7 is equipped with an annular bead 8 located on the periphery of its contact surface. The lateral surface of the annular flange 8 is made with a conical narrowing to the contact surface of the thrust element 7.
Система отделения отсека 1 летательного аппарата 2 работает следующим образом. Задействуются устройства 3 и 4. При этом толкатель 5 создает усилие в направлении центра 6 тяжести на контактную поверхность упорного элемента 7. Под действием усилия толкателя 5 устройства 4 отделения со стороны летательного аппарата 2 и ответной реакции со стороны упорного элемента 7 отделяемый отсек 1 и летательный аппарат 2 подвергаются ускорению в противоположных направлениях с увеличением расстояния между ними. Благодаря меньшей твердости материала части толкателя 5, взаимодействующей с контактной поверхностью упорного элемента 7, контактное пятно при их взаимодействии образуется за счет деформации материала толкателя 5 в виде элемента поверхности сферы радиуса R, копируя форму поверхности упорного элемента 7. При флуктуации угла наклона корпуса отделяемого отсека 1 к направлению оси толкателя 5 (периодическом изменении угла наклона в произвольном направлении), контактное пятно от взаимодействия толкателя 5 с упорным элементом 7 будет произвольно перемещаться в пределах контактной поверхности упорного элемента 7. Благодаря тому, что контактное пятно образовано в виде элемента поверхности сферы радиуса R, его положение будет всегда нормально к центру тяжести отделяемого отсека, а результирующая сила от давления, создаваемого в контактном пятне толкателем 5, при любом положении контактного пятна на контактной поверхности упорного элемента 7, будет направлена по радиусу сферы R, проведенному из центра контактного пятна в геометрический центр сферы, расположенный в центре тяжести 6 отделяемого отсека 1. Поэтому во время от начала до полного выхода толкателя 5 из устройства 4 отделения импульсы момента от силы воздействия толкателя 5 на упорный элемент 7 относительно центра тяжести 6 отсека 1 не возникают, что уменьшает динамические нагрузки на систему отделения отсека 1 и предотвращает вращение отделяемого отсека 1 вокруг его центра тяжести 6. При перемещении контактного пятна по контактной поверхности упорного элемента 7 ее нормальное положение к центру тяжести отделяемого отсека 6 в зоне расположения контактного пятна может быть реализовано и при другой конструкции упорного элемента 7, например, при снабжении его упорной поверхностью в виде подвижного плоского круга, подпружиненного по его периферии (на чертеже не показано). Представленная на чертеже конструкция упорного элемента 7 является наиболее простой, поскольку не содержит подвижных деталей. При воздействии случайных факторов (порывы ветра, прохождение летательного аппарата через зоны нестационарности атмосферы), в случае выхода угла наклона корпуса отделяемого отсека 1 к толкателю 5 за пределы диапазона флуктуационных отклонений этого угла, толкатель 5 упирается в кольцевой буртик 8, что обеспечивает создание момента силы противодействия относительно центра тяжести 6, препятствующего дальнейшему повороту отсека 1 вокруг его центра тяжести 6, и ограничивает максимальный угол поворота корпуса отсека 1 относительно направления оси толкателя 5. Благодаря тому, что внутренняя поверхность кольцевого буртика 8 выполнена с коническим сужением к контактной поверхности упора 7, при флуктуационном вращении отделяемого отсека 2 вокруг его центра тяжести 6 в любую произвольную сторону, в момент приближения толкателя 5 к внутренней поверхности буртика 8 угол между ними уменьшается, вплоть до нулевого значения, при максимальном значении угла наклона корпуса отсека 1 к толкателю 5. Это обеспечивает увеличение площади контактного пятна при взаимодействии толкателя 5 с буртиком 8 и, соответственно, обратно пропорционально площади контактного пятна уменьшается удельное давление от силы взаимодействия в пятне контакта, а несущая способность буртика 8 (способность выдерживать большие усилия взаимодействия) увеличивается.The separation system of the compartment 1 of the aircraft 2 operates as follows. The devices 3 and 4 are activated. In this case, the pusher 5 creates a force in the direction of the center of gravity 6 on the contact surface of the thrust element 7. Under the action of the pusher 5 forces the separation device 4 from the side of the aircraft 2 and the response from the side of the thrust element 7, the detachable compartment 1 and the aircraft apparatus 2 are accelerated in opposite directions with increasing distance between them. Due to the lower hardness of the material of the part of the pusher 5 interacting with the contact surface of the thrust element 7, the contact spot during their interaction is formed due to deformation of the material of the pusher 5 in the form of a surface element of a sphere of radius R, copying the surface shape of the thrust element 7. When the angle of inclination of the housing of the detachable compartment fluctuates 1 to the direction of the axis of the pusher 5 (periodically changing the angle of inclination in an arbitrary direction), the contact spot from the interaction of the pusher 5 with the stop element 7 will be arbitrary but move within the contact surface of the thrust element 7. Due to the fact that the contact spot is formed as a surface element of a sphere of radius R, its position will always be normal to the center of gravity of the detachable compartment, and the resulting force from the pressure created in the contact spot by the pusher 5, at any position of the contact spot on the contact surface of the thrust element 7 will be directed along the radius of the sphere R drawn from the center of the contact spot to the geometric center of the sphere located in the center of gravity 6 detachable compartment 1. Therefore, during the time from the beginning to the full exit of the pusher 5 from the separation device 4, moment pulses from the force of action of the pusher 5 on the thrust element 7 relative to the center of gravity 6 of the compartment 1 do not occur, which reduces dynamic loads on the separation system of the compartment 1 and prevents rotation detachable compartment 1 around its center of gravity 6. When moving the contact spot along the contact surface of the thrust element 7, its normal position is to the center of gravity of the detachable compartment 6 in the area of the contact heel and it may be implemented with other designs and the abutment member 7, for example, supplying its stop surface in the form of flat rolling wheel, the spring-loaded on its periphery (not shown). The design of the thrust element 7 shown in the drawing is the simplest because it does not contain moving parts. Under the influence of random factors (wind gusts, the passage of the aircraft through the zones of atmospheric instability), in the event that the angle of inclination of the body of the detachable compartment 1 to the pusher 5 is outside the range of fluctuation deviations of this angle, the pusher 5 abuts the annular shoulder 8, which ensures the creation of a moment of force counteraction against the center of gravity 6, which prevents further rotation of the compartment 1 around its center of gravity 6, and limits the maximum angle of rotation of the housing of the compartment 1 relative to the direction I of the axis of the pusher 5. Due to the fact that the inner surface of the annular shoulder 8 is made with a conical narrowing to the contact surface of the stop 7, when the detachable compartment 2 fluctuates around its center of gravity 6 in any arbitrary direction, at the moment the pusher 5 approaches the inner surface of the shoulder 8 the angle between them decreases, up to zero, at the maximum value of the angle of inclination of the housing compartment 1 to the pusher 5. This provides an increase in the area of the contact spot when the pusher 5 interacts with the shoulder m and 8, respectively, inversely proportional to the contact area of the spot is reduced specific pressure on the strength of interaction at the contact patch, and the bearing capacity of the bead 8 (ability to withstand high interaction force) is increased.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012149595/11A RU2516906C1 (en) | 2012-11-22 | 2012-11-22 | Aircraft compartment separation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012149595/11A RU2516906C1 (en) | 2012-11-22 | 2012-11-22 | Aircraft compartment separation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2516906C1 true RU2516906C1 (en) | 2014-05-20 |
Family
ID=50779126
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012149595/11A RU2516906C1 (en) | 2012-11-22 | 2012-11-22 | Aircraft compartment separation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2516906C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2027645C1 (en) * | 1992-07-28 | 1995-01-27 | Центральное специализированное конструкторское бюро | System for separating descent module from spacecraft |
| JP2000238700A (en) * | 1999-02-22 | 2000-09-05 | Mitsubishi Electric Corp | Separation attitude stabilizer for artificial satellite |
| RU2276046C2 (en) * | 2003-12-26 | 2006-05-10 | Фгуп Производственное Объединение "Полет" (Фгуп По "Полет") | System of separation of payload of spherical shape |
| RU2293691C2 (en) * | 2004-05-05 | 2007-02-20 | Фгуп Производственное Объединение "Полет" (Фгуп По "Полет") | Method for forming payload separation system |
-
2012
- 2012-11-22 RU RU2012149595/11A patent/RU2516906C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2027645C1 (en) * | 1992-07-28 | 1995-01-27 | Центральное специализированное конструкторское бюро | System for separating descent module from spacecraft |
| JP2000238700A (en) * | 1999-02-22 | 2000-09-05 | Mitsubishi Electric Corp | Separation attitude stabilizer for artificial satellite |
| RU2276046C2 (en) * | 2003-12-26 | 2006-05-10 | Фгуп Производственное Объединение "Полет" (Фгуп По "Полет") | System of separation of payload of spherical shape |
| RU2293691C2 (en) * | 2004-05-05 | 2007-02-20 | Фгуп Производственное Объединение "Полет" (Фгуп По "Полет") | Method for forming payload separation system |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Пенцак И.Н. Теория полета и конструкция баллистических ракет, Москва, Машиностроение, 1974, с. 235,236, рис.12.6. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106428647B (en) | A kind of blind alignment Space Docking Mechanism of lever pin formula | |
| US3181821A (en) | Space craft soft landing system | |
| Aslanov et al. | Dynamics of towed large space debris taking into account atmospheric disturbance | |
| CN104089547B (en) | A kind of Deployment and locking device of folding rudder face | |
| CN110487131B (en) | Grid rudder unfolding and locking mechanism for aerospace transport vehicle | |
| WO2011131733A3 (en) | Vertical take-off and landing multimodal, multienvironment, gyropendular craft with compensatory propulsion and fluidic gradient collimation | |
| RU2684246C2 (en) | Device absorbing the energy of impacts of railway cars | |
| US8567572B2 (en) | Controlled-friction sliding device, such as a damper, which can operate in two directions | |
| RU2516906C1 (en) | Aircraft compartment separation | |
| US8979024B2 (en) | Skid landing gear and an aircraft provided with such landing gear | |
| CN103895727A (en) | Piston driving type jumping robot | |
| US20060078430A1 (en) | Ram air turbine over-speed protection using redundant yoke plate linear bearings | |
| CN106870557B (en) | Rolling bearing, oscillation system and rotation system for blade root | |
| RU2524755C2 (en) | Aircraft compartment separation system (versions) | |
| CN111731518B (en) | Parachuting type recovery system for recovering spacecraft and spacecraft | |
| RU127042U1 (en) | AIRCRAFT COMPARTMENT DIVISION SYSTEM (OPTIONS) | |
| DellaCorte et al. | Launch load resistant spacecraft mechanism bearings made from NiTi superelastic intermetallic materials | |
| US20140263846A1 (en) | Centrifugal force amplification method and system for generating vehicle lift | |
| EP4006396B1 (en) | Frangible attachment for fuel line survivability | |
| RU2628282C1 (en) | Docking unit of detachable objects of aircrafts | |
| Balakin et al. | Analysis of control programs and climb paths of the hypersonic first stage of an aerospace system | |
| Harper et al. | Asymmetrically stacked tori hypersonic inflatable aerodynamic decelerator design study for mars entry | |
| Thakar et al. | Rendezvous guidance laws for aerial recovery using mothership-cable-drogue system | |
| CN211281514U (en) | Unmanned aerial vehicle rocket booster guide structure that drops | |
| RU2651780C1 (en) | Aircraft compartment separation system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161123 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190214 |