RU2546042C2 - Spacecraft landing gear - Google Patents
Spacecraft landing gear Download PDFInfo
- Publication number
- RU2546042C2 RU2546042C2 RU2013138934/11A RU2013138934A RU2546042C2 RU 2546042 C2 RU2546042 C2 RU 2546042C2 RU 2013138934/11 A RU2013138934/11 A RU 2013138934/11A RU 2013138934 A RU2013138934 A RU 2013138934A RU 2546042 C2 RU2546042 C2 RU 2546042C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- support
- angle
- angular movement
- working position
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к посадочным устройствам (ПУ) космических аппаратов (КА).The invention relates to rocket and space technology, and in particular to landing devices (PU) of spacecraft (SC).
Известны ПУ всенаправленного действия, например, пневматические ("Луна 9, 13"), бальзовые ("Рейнджер 4, 6, 9") и другие (см. "Проектирование спускаемых автоматических КА" под ред. В.М. Ковтуненко, М., Машиностроение, 1985, стр.157). Эти ПУ способны воспринимать удар о поверхность любой частью корпуса КА и работоспособны при высоких посадочных скоростях. Указанные ПУ применялись для обеспечения посадки КА небольшой массы при их неориентированном подходе к поверхности. Малая масса КА и уровень разработки систем управления (СУ) не позволяли обеспечить его ориентированный подход к поверхности. Недостатком их являются высокие перегрузки, достигающие 200-300 ед., и значительная масса ПУ по отношению к массе КА.Omnidirectional control launchers are known, for example, pneumatic (“Moon 9, 13”), balsa (“Ranger 4, 6, 9”) and others (see “Designing Launched Automatic Spacecraft”, edited by V. M. Kovtunenko, M. , Engineering, 1985, p. 157). These launchers are capable of perceiving a blow to the surface by any part of the spacecraft hull and are operable at high landing speeds. The indicated launchers were used to ensure the landing of a small spacecraft with their non-oriented approach to the surface. The small mass of the spacecraft and the level of development of control systems (SU) did not allow to ensure its oriented approach to the surface. Their disadvantage is high overloads, reaching 200-300 units, and a significant mass of PU in relation to the mass of the spacecraft.
С ростом размеров и массы КА и совершенствования СУ появилась возможность ориентированного подхода к поверхности. Вследствие этого, получили распространение ПУ направленного действия, массовые характеристики которых значительно лучше, чем у ПУ всенаправленного действия. Так, известно ПУ торового типа ("Венера 9, 14", стр.158), в котором усилия амортизации реализуются при деформации металлического торового опорного элемента. Недостатками такого ПУ являются:With the increase in the size and mass of the spacecraft and the improvement of the SU, the possibility of a oriented approach to the surface appeared. As a result of this, directional-action PUs have become widespread, the mass characteristics of which are much better than those of omnidirectional-action PUs. For example, torus-type PUs are known (Venus 9, 14, p. 158), in which depreciation forces are realized when a metal torus supporting element is deformed. The disadvantages of this PU are:
- значительные перегрузки (до сотен единиц), приходящие на элементы конструкции КА;- significant overloads (up to hundreds of units) coming to the structural elements of the spacecraft;
- возможное опрокидывание КА при посадке, что наиболее вероятно при наличии у него значительной по величине горизонтальной составляющей посадочной скорости.- possible overturning of the spacecraft during landing, which is most likely if it has a significant horizontal component of the landing speed.
Наиболее близким к предложенному является ПУ стержневого типа ("Луна 16" и др. стр.158, 162). Оно состоит из четырех складываемых опор, каждая из которых имеет V-образный подкос, амортизатор и опорную тарель. Верхние концы амортизаторов и подкосов шарнирно закреплены на корпусе КА, нижние концы амортизаторов и тарели шарнирно соединены со свободными концами подкосов. Амортизатор выполнен в виде двухзвенной телескопической стойки, а V-образный подкос служит элементом, ограничивающим ее угловое движение. Для повышения устойчивости КА в процессе посадки при ориентированном подходе его к посадочной поверхности необходимо, чтобы углы между амортизирующими стойками и плоскостью, ограниченной узлами их крепления к корпусу КА, были больше 90°. Амортизирующие стойки и подкосы ПУ крепятся в районе силовых шпангоутов или иных силовых элементов корпуса КА, причем усилия сжатия в узлах крепления стоек ограничены усилиями "пропускания" входящих в их состав амортизаторов в течение всего процесса посадки. Подкосы выполнены без амортизаторов, поэтому в узлах крепления к корпусу КА и, прежде всего, на начальном участке контакта тарели с посадочной поверхностью возникают ударные нагрузки, величины которых могут значительно превышать усилия "пропускания" амортизаторов. При этом стержневые элементы подкосов работают на устойчивость и их необходимо усиливать для восприятия указанных нагрузок. На эти же нагрузки приходится рассчитывать и конструкцию КА. Основные недостатки ПУ такого типа:Closest to the proposed is a rod-type PU ("Moon 16" and others p. 158, 162). It consists of four folding supports, each of which has a V-shaped strut, a shock absorber and a support plate. The upper ends of the shock absorbers and struts are pivotally mounted on the spacecraft body, the lower ends of the shock absorbers and plates are pivotally connected to the free ends of the struts. The shock absorber is made in the form of a two-link telescopic rack, and the V-shaped strut serves as an element limiting its angular movement. To increase the stability of the spacecraft during the landing process with an oriented approach to the landing surface, it is necessary that the angles between the shock-absorbing struts and the plane bounded by their attachment points to the spacecraft body be greater than 90 °. The shock-absorbing struts and struts of the launchers are mounted in the area of power frames or other power elements of the spacecraft hull, and the compressive forces in the attachment points of the racks are limited by the forces of the "transmission" of the shock absorbers included in them during the entire landing process. The struts are made without shock absorbers, therefore, in the attachment points to the spacecraft hull and, first of all, in the initial section of the contact of the plate with the landing surface, shock loads arise, the values of which can significantly exceed the shock transmission force. At the same time, the rod elements of the struts work for stability and they must be strengthened to absorb the indicated loads. The design of the spacecraft has to be calculated for the same loads. The main disadvantages of PU of this type:
- значительные ударные нагрузки в подкосах и узлах их крепления к корпусу КА, что приводит к увеличению веса ПУ и усложнению его конструкции, например, к необходимости введения специальных демпфирующих элементов в узлах крепления подкосов;- significant shock loads in the struts and their attachment points to the spacecraft hull, which leads to an increase in the weight of the launcher and the complexity of its design, for example, the need to introduce special damping elements in the attachment points of the struts;
- для размещения опор ПУ в сложенном состоянии требуется значительный объем, что ухудшает компоновочные характеристики КА в целом;- to place the PU supports in the folded state, a significant amount is required, which affects the overall layout characteristics of the spacecraft;
- необходимость проектирования КА на восприятие нагрузок, значительно превышающих эксплуатационные, т.е. тех, которые действуют на него на всех участках полета, что приводит к увеличению массы КА;- the need to design spacecraft for the perception of loads significantly exceeding operational, i.e. those that act on it in all parts of the flight, which leads to an increase in the mass of the spacecraft;
- необходимость защиты от ударных нагрузок элементов пневмогидросхемы, приборов и т.п., установленных на КА.- the need for protection against shock loads of elements of a pneumohydroscheme, devices, etc., installed on a spacecraft.
Задачей изобретения является улучшение весовых и компоновочных характеристик ПУ, а также исключение ударных нагрузок в узлах крепления элементов, ограничивающих угловое движение амортизирующей стойки или уменьшение их до величин, не превышающих эксплуатационные значения.The objective of the invention is to improve the weight and layout characteristics of PU, as well as the elimination of shock loads in the attachment points of elements limiting the angular movement of the shock absorber strut or reducing them to values not exceeding operational values.
Задача решается за счет того, что в состав ПУ КА, каждая из опор которого включает стойку, состоящую из стакана с внутренним амортизирующим элементом, соединенного одним концом с КА посредством цилиндрического шарнира, а другим - телескопически с подвижным штоком, нижний конец которого с помощью сферического шарнира соединен с опорной тарелью, элементы, ограничивающие угловое перемещение опоры и взведение ее в исходное рабочее положение, введены в качестве одного из элементов, ограничивающих угловое перемещение опоры, два троса из сверхвысокомодульного материала, закрепленные без слабины в исходном рабочем положении опоры одними концами на КА, а другими - на подвижном штоке симметрично относительно плоскости поворота опоры, при этом значение угла β между продольной осью стойки в исходном рабочем положении опоры и прямой, проходящей через центр сферического шарнира тарели параллельно продольной оси КА, удовлетворяет условию β>δтр+δпп, где δтр - угол трения, δпп - угол подхода КА к посадочной поверхности, при этом другой элемент, ограничивающий угловое перемещение опоры, выполнен в виде механизма, допускающего лишь односторонний ее поворот в направлении увеличения угла β.The problem is solved due to the fact that the PU spacecraft, each of the supports of which includes a stand consisting of a glass with an internal shock-absorbing element, connected at one end to the spacecraft by means of a cylindrical hinge and the other telescopically with a movable rod, the lower end of which is made using a spherical the hinge is connected to the support plate, the elements limiting the angular movement of the support and raising it to its original working position are introduced as one of the elements limiting the angular movement of the support, two cables from the super of high-modulus material, fixed without slack in the initial working position of the support with one end on the spacecraft and the other on the movable rod, symmetrically with respect to the plane of rotation of the support, the angle β between the longitudinal axis of the strut in the original working position of the support and a straight line passing through the center of the spherical hinge plates parallel to the longitudinal axis of the spacecraft, satisfies the condition β> δtr + δpp, where δtr is the angle of friction, δpp is the angle of approach of the spacecraft to the landing surface, while another element limiting the angular movement of the support complete in the form of a mechanism allowing only one-sided rotation in the direction of increasing angle β.
Схема предлагаемого ПУ КА представлена на фиг.1. В состав каждой из опор входит амортизирующая стойка, состоящая из подвижного штока 3 и стакана 2, внутри которого помещен амортизирующий элемент (на фиг.1 не показан). Верхним концом стакан 2 с помощью цилиндрического шарнира 6 крепится к КА 1. Стакан 2 телескопически соединен с подвижным штоком 3, который своим нижним концом с помощью сферического шарнира 9 крепится к опорной тарели 4. Поворот опоры происходит в плоскости П. Она проведена через продольную ось стойки 7 перпендикулярно оси цилиндрического шарнира 6. Одними из элементов, ограничивающих угловое перемещение опоры, являются тросы 5, изготовленные из сверхвысокомодульного материала, например кевлара, которые верхними (т.т. C и D) и нижними (т.т. C1 и D1) концами крепятся симметрично относительно плоскости П, соответственно на КА 1 и подвижном штоке 3. Другой элемент, ограничивающий угловое перемещение опоры, может быть выполнен, например, в виде храпового механизма, установленного на оси цилиндрического шарнира 6, допускающего односторонний поворот опоры лишь в направлении увеличения угла β между продольной осью стойки и прямой, проходящей через центр сферического шарнира 9 параллельно продольной оси КА 1 (см. фиг.1). Начальное значение угла β в исходном рабочем положении опоры должно удовлетворять условию β>δтр+δпп, где δтр - угол трения, δпп - угол подхода КА 1 к посадочной поверхности. Угол трения δтр определяется из соотношения δтр=Arctg(Fтр/FN), где Fтр - сила трения тарели 4 о посадочную поверхность 8, FN - нормальная реакция. В данном случае Fтр - максимальная горизонтальная сила сопротивления движению тарели 4 вдоль посадочной поверхности 8. Ее величина зависит от физических характеристик грунта (его состав, погодные условия и т.п.), формы тарели 4, начальных кинематических параметров движения КА 1 и т.д. Начальное значение угла β определяется также углом δпп (см. фиг.1) подхода КА 1 к посадочной поверхности 8 (δпп - угол между нормалью к поверхности 8 и продольной осью КА 1). Выполнение этого начального условия приведет к тому, что суммарная реакция поверхности 8, действующая на опору, будет создавать момент относительно цилиндрического шарнира 6, направленный на увеличение угла β.The scheme of the proposed PU spacecraft is presented in figure 1. The structure of each of the supports includes a shock-absorbing strut consisting of a movable rod 3 and a cup 2, inside of which a shock-absorbing element is placed (not shown in FIG. 1). The upper end of the glass 2 with a cylindrical hinge 6 is attached to the spacecraft 1. The glass 2 is telescopically connected to the movable rod 3, which is attached with the lower end using a spherical hinge 9 to the support plate 4. The support is rotated in the plane P. It is drawn through the longitudinal axis struts 7 perpendicular to the axis of the cylindrical hinge 6. One of the elements limiting the angular movement of the support are cables 5 made of ultra-high modulus material, such as Kevlar, which are upper (i.e., C and D) and lower (i.e., C 1 and D 1 ) the ends are mounted symmetrically relative to the plane П, respectively, on KA 1 and the movable rod 3. Another element limiting the angular movement of the support can be made, for example, in the form of a ratchet mechanism mounted on the axis of the cylindrical hinge 6, allowing one-way rotation of the support only in the direction an increase in the angle β between the longitudinal axis of the strut and the straight line passing through the center of the spherical hinge 9 parallel to the longitudinal axis of KA 1 (see figure 1). The initial value of the angle β in the initial working position of the support should satisfy the condition β> δtr + δpp, where δtr is the angle of friction, δpp is the angle of approach of the spacecraft 1 to the landing surface. The friction angle δtr is determined from the relation δtr = Arctan (Ftr / F N ), where Ftr is the friction force of the plate 4 on the seating surface 8, F N is a normal reaction. In this case, Ftr is the maximum horizontal force of resistance to the movement of the plate 4 along the landing surface 8. Its value depends on the physical characteristics of the soil (its composition, weather conditions, etc.), the shape of the plate 4, the initial kinematic parameters of the motion of the spacecraft 1, etc. d. The initial value of the angle β is also determined by the angle δpp (see figure 1) of the approach of the spacecraft 1 to the landing surface 8 (δpp is the angle between the normal to the surface 8 and the longitudinal axis of the spacecraft 1). The fulfillment of this initial condition will lead to the fact that the total reaction of the surface 8 acting on the support will create a moment relative to the cylindrical hinge 6, aimed at increasing the angle β.
Функционирование предлагаемого ПУ, как энергопоглощающего устройства, начинается с момента контакта любой из его тарелей 4 с посадочной поверхностью 8. Реакция взаимодействия опорной тарели 4 с посадочной поверхностью 8 создает момент относительно оси цилиндрического шарнира 6 в направлении увеличения угла β (см. фиг.1). Этот поворот может быть осуществлен только при линейном перемещении штока 3 относительно стакана 2 в процессе сжатия его внутреннего энергопоглощающего элемента. При этом перемещении штока 3 точки C1 и D1 лежат на сферических поверхностях с радиусами, равными длине тросов 5, и с центрами соответственно в точках C и D. Поскольку тросы 5 закреплены симметрично относительно плоскости П, линия пересечения этих поверхностей будет лежать в этой плоскости. Это обеспечивает поворот стойки при усилиях натяжения тросов 5, достаточных для деформирования амортизирующего элемента, т.е. перемещения штока 3 относительно стакана 2 с поглощением энергии движения КА. Элемент, ограничивающий угловое перемещение стойки, который может быть выполнен в виде храпового механизма, установленного на оси цилиндрического шарнира 6, препятствует повороту стойки в сторону уменьшения угла β под действием инерционных сил до начала взаимодействия опоры с посадочной поверхностью 8 и при потере контакта с ней. Совместное функционирование всех опор ПУ обеспечивает полное гашение кинетической энергии КА и его устойчивость в процессе посадки.The functioning of the proposed PU as an energy-absorbing device starts from the moment of contact of any of its plates 4 with the seating surface 8. The reaction of the interaction of the support plate 4 with the seating surface 8 creates a moment relative to the axis of the cylindrical hinge 6 in the direction of increasing angle β (see Fig. 1) . This rotation can be carried out only by linear movement of the rod 3 relative to the glass 2 in the process of compression of its internal energy-absorbing element. With this movement of the rod 3, the points C 1 and D 1 lie on spherical surfaces with radii equal to the length of the cables 5, and with the centers at points C and D, respectively. Since the cables 5 are fixed symmetrically relative to the plane П, the intersection line of these surfaces will lie in this the plane. This ensures the rotation of the rack with the efforts of the tension of the cables 5, sufficient to deform the shock-absorbing element, i.e. the movement of the rod 3 relative to the glass 2 with the absorption of energy of the spacecraft. An element restricting the angular movement of the strut, which can be made in the form of a ratchet mechanism mounted on the axis of the cylindrical hinge 6, prevents the strut from turning in the direction of decreasing angle β under the action of inertial forces before the interaction of the support with the landing surface 8 and with the loss of contact with it. The joint functioning of all PU supports provides complete damping of the kinetic energy of the spacecraft and its stability during landing.
Итак, предлагаемое ПУ обладает следующими преимуществами в сравнении с аналогичным устройством, выбранным за прототип:So, the proposed PU has the following advantages in comparison with a similar device selected for the prototype:
- исключены ударные сжимающие нагрузки в узлах крепления опор ПУ к корпусу КА, что приведет к снижению его массы;- excluded shock compressive loads in the attachment points of the PU supports to the spacecraft body, which will lead to a decrease in its mass;
- за счет исключения из состава ПУ жестких подкосов улучшены компоновочные характеристики ПУ в сложенном состоянии;- due to the exclusion of rigid struts from the PU structure, the layout characteristics of the PU in the folded state are improved;
- исключение из состава ПУ жестких подкосов позволит приблизительно на 30% уменьшить его массу, что, как следствие, приведет к снижению энергетических характеристик механизма взведения ПУ в рабочее положение и, следовательно, к снижению и его массы;- the exclusion of rigid struts from the composition of PU will allow its weight to be reduced by approximately 30%, which, as a result, will lead to a decrease in the energy characteristics of the PU loading mechanism and, therefore, to a decrease in its weight;
- существенно (от 1,5 до 2 раз) снижается стоимость изготовления ПУ.- significantly (from 1.5 to 2 times) the cost of manufacturing PU decreases.
ЛитератураLiterature
Проектирование спускаемых автоматических космических аппаратов под ред. В.М. Ковтуненко, М., Машиностроение, 1985.Design of Launching Automatic Spacecraft, ed. V.M. Kovtunenko, M., Mechanical Engineering, 1985.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013138934/11A RU2546042C2 (en) | 2013-08-20 | 2013-08-20 | Spacecraft landing gear |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013138934/11A RU2546042C2 (en) | 2013-08-20 | 2013-08-20 | Spacecraft landing gear |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013138934A RU2013138934A (en) | 2015-02-27 |
| RU2546042C2 true RU2546042C2 (en) | 2015-04-10 |
Family
ID=53279329
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013138934/11A RU2546042C2 (en) | 2013-08-20 | 2013-08-20 | Spacecraft landing gear |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2546042C2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2621416C2 (en) * | 2015-10-27 | 2017-06-05 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing aid |
| RU2665154C1 (en) * | 2017-06-13 | 2018-08-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Space craft landing device |
| RU2675042C1 (en) * | 2017-10-27 | 2018-12-14 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing device |
| CN110065055A (en) * | 2019-04-30 | 2019-07-30 | 北京空间飞行器总体设计部 | Realize the asteroid detection device of surface layer bulk sample crawl sampling |
| CN111731518A (en) * | 2020-03-04 | 2020-10-02 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | Parachuting type recovery system for recovering spacecraft and spacecraft |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2053936C1 (en) * | 1992-04-30 | 1996-02-10 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Non-expendable re-entry winged rocket pod |
| RU2131383C1 (en) * | 1998-02-16 | 1999-06-10 | Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Take-off and landing spacecraft |
| US20080179453A1 (en) * | 2007-01-26 | 2008-07-31 | Thompson Mark N | Modular airship system and method |
-
2013
- 2013-08-20 RU RU2013138934/11A patent/RU2546042C2/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2053936C1 (en) * | 1992-04-30 | 1996-02-10 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Non-expendable re-entry winged rocket pod |
| RU2131383C1 (en) * | 1998-02-16 | 1999-06-10 | Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Take-off and landing spacecraft |
| US20080179453A1 (en) * | 2007-01-26 | 2008-07-31 | Thompson Mark N | Modular airship system and method |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Материалы NASA Х-38 Landing Gear Development, Adalbert Wagner, 1998; . * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2621416C2 (en) * | 2015-10-27 | 2017-06-05 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing aid |
| RU2665154C1 (en) * | 2017-06-13 | 2018-08-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Space craft landing device |
| RU2675042C1 (en) * | 2017-10-27 | 2018-12-14 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft landing device |
| CN110065055A (en) * | 2019-04-30 | 2019-07-30 | 北京空间飞行器总体设计部 | Realize the asteroid detection device of surface layer bulk sample crawl sampling |
| CN111731518A (en) * | 2020-03-04 | 2020-10-02 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | Parachuting type recovery system for recovering spacecraft and spacecraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013138934A (en) | 2015-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2546042C2 (en) | Spacecraft landing gear | |
| JP5694306B2 (en) | Telescopic structure | |
| US5775469A (en) | Electrodynamic strut with associated bracing mechanism | |
| CN107864662B (en) | Multifunctional hysteresis rheological device | |
| CN110258813B (en) | High-bearing-capacity tensile shock isolation device with bidirectional sliding support | |
| US9796468B2 (en) | Aircraft landing gear | |
| Faraj et al. | Adaptive inertial shock-absorber | |
| CN106426107A (en) | Tension overall vibration isolation mechanism | |
| CN108779892A (en) | Damper, head assembly and the removable capture apparatus of holder | |
| WO2012086515A1 (en) | Adaptor and payload-launching rocket | |
| WO2019113718A1 (en) | Bidirectional tuned mass damper based on multiple composite levers | |
| RU2675042C1 (en) | Spacecraft landing device | |
| CN110155375B (en) | Space debris protective structure | |
| CN202503095U (en) | Scissor-based quadrangle element planar array extendable mechanism | |
| CN203654333U (en) | Eight-cylinder embedded and sleeved cylindrical universal damper | |
| US8864118B2 (en) | Stabilizing device | |
| CN109869439B (en) | Novel Stewart shock absorber | |
| CN114045953B (en) | Rhombus energy dissipation module and swing support | |
| CN106369103B (en) | Bearing device for damping system of electrical equipment | |
| CN112977894B (en) | Spacecraft buffer device | |
| JP5008035B2 (en) | Shock absorber | |
| CN212133465U (en) | Soft landing buffer device for vertical recovery of carrier rocket | |
| CN103603378A (en) | Eight-cylinder-nested tubular universal damper | |
| US3924511A (en) | Missile support system | |
| CN109681562B (en) | Reusable variable-load energy-absorbing strut based on inverted composite pipe |