RU2665154C1 - Space craft landing device - Google Patents

Space craft landing device Download PDF

Info

Publication number
RU2665154C1
RU2665154C1 RU2017120703A RU2017120703A RU2665154C1 RU 2665154 C1 RU2665154 C1 RU 2665154C1 RU 2017120703 A RU2017120703 A RU 2017120703A RU 2017120703 A RU2017120703 A RU 2017120703A RU 2665154 C1 RU2665154 C1 RU 2665154C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rod
landing
telescopic rod
pneumatic cylinder
rotation
Prior art date
Application number
RU2017120703A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Степанович Белицкий
Михаил Николаевич Жарков
Александр Александрович Башкатов
Юрий Николаевич Щиблев
Сергей Васильевич Владимиров
Дмитрий Олегович Белоногов
Виктор Владимирович Мадин
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority to RU2017120703A priority Critical patent/RU2665154C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2665154C1 publication Critical patent/RU2665154C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices

Abstract

FIELD: astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to the landing devices. Spacecraft (SC) landing device comprises landing supports, each of which includes central post having the master cylinder with the cellular energy absorber, and the attachment assembly to the SC body, the telescopic rod and the telescopic rod extension mechanism, hinged to the telescopic rod support plate, rotation angle sensor, rod extension sensor, two cables and retractable support, which rod is connected to the main cylinder, and the body is with transverse beam. Transverse beam is fixed in the landing support bay. In the central post rotation plane main cylinder is equipped with lever on the telescopic rod opposite side. Retractable support is made in the form of pneumatic cylinder. Pneumatic cylinder rod is pivotally connected to the main cylinder lever. Non-return valve inlet is connected to the compressed gas supply line from the pneumatic system, and the output is connected to the pneumatic cylinder rod cavity. Safety valve inlet is also connected to the pneumatic cylinder rod cavity, and the outlet is communicated with the atmosphere. Rotation angle sensor is mounted on the central post axis of rotation.
EFFECT: increase in the SC landing safety on the planet with complex terrain surface.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в тех областях, где необходимо осуществить мягкую посадку объекта, например, в ракетно-космической технике при посадке возвращаемого (посадочного) аппарата пилотируемого космического корабля на Землю или другие планеты по вертикальной схеме.The invention relates to the field of engineering and can be used in areas where it is necessary to soft-land an object, for example, in rocket and space technology when landing a return (landing) apparatus of a manned spacecraft on Earth or other planets in a vertical pattern.

Известна схема посадочного устройства, включающего четыре посадочных опоры, расположенные в корпусе космического корабля азимутально через 90°, описанная в патенте на изобретение RU №2521451 С2, 27.01.1998, МПК: F42B 15/36.The known scheme of the landing device, including four landing supports located in the hull of the spacecraft azimuthally through 90 °, described in the patent for invention RU No. 2521451 C2, 01/27/1998, IPC: F42B 15/36.

Посадочная опора включает центральную стойку, состоящую из главного цилиндра с сотовым энергопоглотителем, телескопического штока, расположенного внутри него пневматического механизма выдвижения телескопического штока и снабженную узлом крепления к корпусу космического корабля, а также опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, откидную раму, прикрепляемую к корпусу космического корабля при помощи кронштейнов, два подкоса, связанных с откидной рамой, устройство фиксации главного цилиндра в убранном положении, пневмопривод вращательного типа и датчик угла поворота рамы, установленные на оси вращения откидной рамы.The landing support includes a central rack consisting of a main cylinder with a honeycomb energy absorber, a telescopic rod, a pneumatic telescopic rod extension mechanism located inside it and equipped with a mounting unit for the spacecraft’s hull, as well as a support plate pivotally connected to the telescopic rod, a hinged frame attached to the spacecraft hull with brackets, two struts connected with a hinged frame, the device for fixing the main cylinder in the retracted position, stump moprivod type rotational angle sensor and the frame mounted on the axis of rotation of the hinged frame.

Известна также схема посадочного устройства космического корабля° - ближайший аналог (прототип), описанный в заявке на изобретение RU №2015146280, дата публикации 03.05.2017.There is also known the scheme of the landing device of the spacecraft ° - the closest analogue (prototype) described in the application for invention RU No. 2015146280, publication date 05/03/2017.

Посадочное устройство содержит четыре посадочных опоры, каждая из которых включает центральную стойку, имеющую главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, расположенный внутри него, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота. Посадочная опора снабжена двумя тросами, при этом один конец троса соединен с телескопическим штоком со стороны опорной тарели, а второй конец троса закреплен в нише корпуса космического корабля, в котором размещена посадочная опора в исходном положении, а также введен раздвижной упор, шток которого соединен с главным цилиндром, а корпус - с поперечной балкой, закрепленной в нише, в которой размещена посадочная опора, а датчик угла поворота установлен на оси вращения раздвижного упора.The landing device contains four landing supports, each of which includes a central rack having a main cylinder with a honeycomb energy absorber and an attachment unit to the spacecraft hull, a telescopic rod and a telescopic rod extension mechanism located inside it, a support plate pivotally connected to the telescopic rod, a sensor angle of rotation. The landing support is equipped with two cables, while one end of the cable is connected to the telescopic rod from the side of the support plate, and the second end of the cable is fixed in the niche of the spacecraft body, in which the landing support is placed in the initial position, and a sliding stop is introduced, the rod of which is connected to the main cylinder, and the body - with a transverse beam fixed in a niche in which the landing support is located, and the angle sensor is mounted on the axis of rotation of the sliding stop.

Указанная схема обеспечивает более высокую степень устойчивости корабля к опрокидыванию, чем схема-аналог посадочного устройства, однако в определенных условиях посадки космического корабля не обеспечивается необходимое значение клиренса, что может привести к контакту корпуса космического корабля с грунтом, его деформации и, как следствие, к потере многоразовости космического корабля. Это может наступить, например, при неблагоприятном сочетании вертикальной и горизонтальной скоростей космического корабля, углов его подхода к посадочной поверхности и угла наклона самой поверхности или при наличии локального препятствия (кочки). В этом случае - при превышении располагаемого хода раздвижного упора на сжатие резко возрастает усилие на штоке раздвижного упора, что может привести к разрушению упора или поперечной балки его крепления и, как следствие, подламыванию центральной стойки.The specified scheme provides a higher degree of stability of the vehicle to capsize than the analogue scheme of the landing device, however, under certain conditions of landing the spacecraft, the necessary clearance is not provided, which can lead to contact of the spacecraft’s hull with the ground, its deformation and, as a result, loss of spacecraft reusability. This can occur, for example, with an unfavorable combination of the vertical and horizontal speeds of the spacecraft, the angles of its approach to the landing surface and the angle of inclination of the surface itself or in the presence of a local obstacle (hump). In this case, when the available stroke of the sliding stop for compression is exceeded, the force on the stem of the sliding stop increases sharply, which can lead to the destruction of the stop or the transverse beam of its fastening and, as a result, breaking of the central rack.

Задачей предлагаемого посадочного устройства является повышение безопасности посадки космического корабля сегментно-конической формы.The objective of the proposed landing device is to increase the safety of landing a spacecraft in a segmented-conical shape.

Техническим результатом настоящего изобретения является повышение безопасности посадки космического корабля на поверхности планеты со сложным рельефом.The technical result of the present invention is to increase the safety of a spacecraft landing on the surface of a planet with a complex relief.

Технический результат достигается за счет того, что в посадочном устройстве космического корабля, содержащем посадочные опоры, каждая из которых включает центральную стойку, имеющую главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, расположенный внутри него, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота, датчик выдвижения штока, два троса и раздвижной упор, шток которого соединен с главным цилиндром, а корпус - с поперечной балкой, закрепленной в нише, в которой размещена посадочная опора, в отличие от известного, главный цилиндр снабжен рычагом в плоскости вращения центральной стойки с противоположной стороны от телескопического штока, а раздвижной упор выполнен в виде пневмоцилиндра, шток которого шарнирно соединен с рычагом главного цилиндра в точке, расположенной на расстоянии, равному радиусу окружности с центром на оси вращения центральной стойки, при этом вход обратного клапана связан с магистралью подвода сжатого газа из пневмосистемы, а его выход связан со штоковой полостью пневмоцилиндра, причем вход предохранительного клапана связан также со штоковой полостью пневмоцилиндра, а его выход сообщен с атмосферой, при этом датчик угла поворота установлен на оси вращения центральной стойки.The technical result is achieved due to the fact that in the landing device of the spacecraft containing landing supports, each of which includes a central rack having a main cylinder with a honeycomb energy absorber and a mount to the spacecraft’s hull, a telescopic rod and a telescopic rod extension mechanism located inside it , a support plate pivotally connected to the telescopic rod, a rotation angle sensor, a rod extension sensor, two cables and a sliding stop, the rod of which is connected to the main the cylinder, and the body - with a transverse beam fixed in a niche in which the landing support is located, in contrast to the known one, the main cylinder is equipped with a lever in the plane of rotation of the central rack on the opposite side of the telescopic rod, and the sliding stop is made in the form of a pneumatic cylinder, the rod of which pivotally connected to the lever of the master cylinder at a point located at a distance equal to the radius of the circle centered on the axis of rotation of the central rack, while the inlet of the check valve is connected to the supply line gas from the pneumatic system, and its outlet is connected to the rod cavity of the pneumatic cylinder, the inlet of the safety valve is also connected to the rod cavity of the pneumatic cylinder, and its outlet is connected to the atmosphere, while the rotation angle sensor is mounted on the axis of rotation of the central rack.

Таким образом, благодаря данному техническому решению обратный клапан обеспечивает запирание объема сжатого газа в штоковой полости пневмоцилиндра, что повышает сопротивление вращению центральной стойки к центру космического корабля (подламыванию), возникающему, например, при попадании опорной тарели на локальное препятствие (кочку). При дальнейшем повороте центральной стойки в сторону центра повышение давления в штоковой полости пневмоцилиндра ограничивается давлением настройки предохранительного клапана.Thus, thanks to this technical solution, the non-return valve locks the volume of compressed gas in the rod cavity of the pneumatic cylinder, which increases the resistance to rotation of the central rack to the center of the spacecraft (breaking), which occurs, for example, when a supporting plate hits a local obstacle (hump). With further rotation of the central strut toward the center, the increase in pressure in the rod end of the pneumatic cylinder is limited by the pressure setting of the safety valve.

Осуществление заявленного технического решения поясняется с помощью чертежей посадочного устройства, где на фиг. 1 представлен чертеж посадочной опоры с раздвижным упором (прототип), на фиг. 2 - чертеж посадочной опоры в рабочем положении с рычагом и упором, выполненным в виде пневмоцилиндра, на фиг. 3-график изменения давления газа в полости пневмоцилиндра в зависимости от хода их штоков.The implementation of the claimed technical solution is illustrated using the drawings of the landing device, where in FIG. 1 shows a drawing of a landing support with a sliding stop (prototype), FIG. 2 is a drawing of the landing support in the working position with a lever and an emphasis made in the form of a pneumatic cylinder, in FIG. 3-graph of the change in gas pressure in the cavity of the pneumatic cylinder depending on the course of their rods.

На чертежах обозначены:In the drawings are indicated:

1 - корпус космического корабля;1 - spacecraft hull;

2 - главный цилиндр;2 - the main cylinder;

3 - телескопический шток;3 - telescopic rod;

4 - опорная тарель;4 - supporting plate;

5 - раздвижной упор;5 - sliding emphasis;

6 - датчик угла поворота;6 - angle sensor;

7 - трос;7 - cable;

8 - пневмоцилиндр;8 - pneumatic cylinder;

9 - рычаг центральной стойки;9 - the lever of the central rack;

10 - поперечная балка;10 - transverse beam;

11 - магистраль подвода газа к пневмоцилиндру;11 - gas supply line to the pneumatic cylinder;

12 - обратный клапан;12 - check valve;

13 - предохранительный клапан13 - safety valve

На фиг. 1 представлена посадочная опора (прототип) в раскрытом положении. Посадочная опора включает в себя центральную стойку, состоящую из главного цилиндра 2, телескопического штока 3 и опорной тарели 4, раздвижной упор 5, который с одной стороны крепится к главному цилиндру 2, а с другой к поперечной балке, при этом на оси раздвижного упора установлен датчик угла поворота 6. Тросы 7 с помощью узла крепления тросов крепятся к телескопическому штоку 3, а другими концами к отсеку корпуса космического корабля 1.In FIG. 1 shows the landing support (prototype) in the open position. The landing support includes a central strut consisting of a master cylinder 2, a telescopic rod 3 and a support plate 4, a sliding stop 5, which is attached to the main cylinder 2 on one side and to the cross beam on the other, while the axis of the sliding stop is mounted rotation angle sensor 6. Cables 7 using the cable attachment site are attached to the telescopic rod 3, and the other ends to the compartment of the spacecraft 1.

На фиг. 2 представлена посадочная опора предлагаемого посадочного устройства в рабочем (раскрытом) положении. Посадочная опора включает в себя центральную стойку, состоящую из главного цилиндра 2, телескопического штока 3 и опорной тарели 4. Тросы 7 с помощью узла крепления тросов крепятся к телескопическому штоку 3, а другими концами к отсеку корпуса космического корабля 1. Пневмоцилиндр 8 своим штоком шарнирно соединен с рычагом 9 главного цилиндра в точке, расположенной на расстоянии, равному радиусу окружности R с центром на оси вращения центральной стойки, при этом корпус пневмоцилиндра 8 связан с поперечной балкой 10, закрепленной в нише силовой рамы космического корабля. Магистраль 11, связанная с пневмосистемой посадочного устройства, соединена с входом обратного клапана 12, при этом выход клапана 12 связан со штоковой полостью пневмоцилиндра 8. Обратный клапан 12 предназначен для отсечки штоковых полостей пневмоцилиндра 8 от подводящей магистрали 12 с целью ограничения сжимаемого объема газа при повышении давления внутри полости пневмоцилиндра. Вход предохранительного клапана 13 связан со штоковой полостью пневмоцилиндра, а его выход сообщен с атмосферой, предохранительный клапан предназначен для ограничения давления в полости пневмоцилиндра. Датчик угла поворота 6 расположен на оси вращения центральной стойки и предназначен для осуществления контроля по угловому положению посадочной опоры.In FIG. 2 shows the landing support of the proposed landing device in the working (open) position. The landing support includes a central rack, consisting of a master cylinder 2, a telescopic rod 3 and a support plate 4. The cables 7 are attached to the telescopic rod 3 using the cable attachment unit and the other ends to the compartment of the spacecraft’s hull 1. The pneumatic cylinder 8 is articulated with its rod connected to the lever 9 of the master cylinder at a point located at a distance equal to the radius of the circle R centered on the axis of rotation of the central rack, while the housing of the pneumatic cylinder 8 is connected to the transverse beam 10, mounted in a recess of the power p Amy spaceship. The line 11 associated with the pneumatic system of the landing device is connected to the input of the non-return valve 12, while the output of the valve 12 is connected to the rod cavity of the pneumatic cylinder 8. The non-return valve 12 is used to cut off the rod cavities of the pneumatic cylinder 8 from the supply line 12 in order to limit the compressible gas volume with increasing pressure inside the cavity of the pneumatic cylinder. The inlet of the safety valve 13 is connected with the rod cavity of the pneumatic cylinder, and its output is in communication with the atmosphere, the safety valve is designed to limit the pressure in the cavity of the pneumatic cylinder. The angle sensor 6 is located on the axis of rotation of the Central rack and is designed to monitor the angular position of the landing support.

На фиг. 3 представлен график функции изменения давления в штоковой полости пневмоцилиндра в зависимости от хода h его штока, который определяется углом отклонения центральной стойки от рабочего положения в сторону центра космического корабля. Эта функция характеризуется следующими параметрами: начальное давление рО, кривая повышения давления по адиабатическому процессу, участок постоянного давления рК, определяемый настройкой предохранительного клапана 13, hК - ход штока пневмоцилиндра, соответствующий давлению срабатывания предохранительного клапана.In FIG. Figure 3 shows a graph of the function of changing the pressure in the rod cavity of a pneumatic cylinder as a function of the stroke h of its rod, which is determined by the angle of deviation of the central rack from the operating position towards the center of the spacecraft. This function is characterized by the following parameters: initial pressure p O , adiabatic pressure increase curve, constant pressure section p K determined by the setting of the safety valve 13, h K is the stroke of the pneumatic cylinder corresponding to the response pressure of the safety valve.

Рассмотрим работу посадочного устройства.Consider the operation of the landing device.

Считаем, что центральные стойки четырех посадочных опор переведены из исходного (сложенного) положения в рабочее положение.We believe that the central racks of the four landing supports are transferred from the initial (folded) position to the working position.

Рабочее положение посадочной опоры характеризуется следующими факторами:The working position of the landing support is characterized by the following factors:

- телескопический шток 3 центральной стойки выдвинут, при этом поршень и шток главного цилиндра находятся в зацеплении;- the telescopic rod 3 of the central rack is extended, while the piston and the rod of the master cylinder are engaged;

- в результате открытия электропневмоклапана пневмосистемы сжатый газ из баллона по магистрали 11 через обратный клапан 12 подан в штоковую полость пневмоцилиндра 8;- as a result of the opening of the electro-pneumatic valve of the pneumatic system, compressed gas from the cylinder along the line 11 through the check valve 12 is fed into the rod cavity of the pneumatic cylinder 8;

- шток пневмоцилиндра втянут, при этом центральная стойка, связанная со штоком через рычаг 9, повернута на исходный угол относительно вертикальной оси космического корабля, тросы 7 натянуты.- the rod of the pneumatic cylinder is retracted, while the central strut connected to the rod through the lever 9 is rotated by the initial angle relative to the vertical axis of the spacecraft, the cables 7 are tensioned.

При контакте центральной стойки с посадочной поверхностью начинает осуществляться гашение скоростей космического корабля за счет работы сотовых энергопоглотителей, находящихся под поршнем главного цилиндра центральной стойки. В случае, например, попадания опорной тарели на локальное препятствие центральная стойка начинает поворачиваться относительно своей оси вращения из рабочего положения в сторону центра космического корабля, при этом рычаг 9 воздействует на шток пневмоцилиндра в сторону его выдвижения. Давление газа, запертого в полостях пневмоцилиндров, начинает повышаться по адиабатическому закону (фиг. 3), что приводит к нарастанию усилия, препятствующему повороту центральной стойки к центру космического корабля. Повышение усилия сопротивления ограничено давлением срабатывания предохранительного клапана рК; при дальнейшем повороте центральной стойки это усилие остается постоянным.At the contact of the central rack with the landing surface, the spacecraft damping begins to occur due to the operation of cellular energy absorbers located under the piston of the main cylinder of the central rack. In the case, for example, when the support plate hits a local obstacle, the central pillar begins to rotate relative to its axis of rotation from the working position towards the center of the spacecraft, while the lever 9 acts on the rod of the pneumatic cylinder in the direction of its extension. The pressure of the gas locked in the cavities of the pneumatic cylinders begins to increase according to the adiabatic law (Fig. 3), which leads to an increase in the force that prevents the rotation of the central rack to the center of the spacecraft. The increase in resistance is limited by the pressure of the safety valve p ; with further rotation of the central pillar, this force remains constant.

Благодаря использованию в конструкции посадочной опоры пневмоцилиндра с обратным и предохранительным клапаном создается усилие сопротивления повороту центральной стойки, достаточное для прекращения дальнейшего наклона корпуса космического корабля относительно вертикали к посадочной поверхности, что гарантирует отсутствие контакта корпуса с поверхностью земли и его деформации. При аналогичных условиях посадки механический раздвижной упор или балка к которой он крепится в устройстве - прототипе могут быть разрушены, что может привести к «подлому» центральной стойки и контакту корпуса космического корабля с грунтом, деформации корпуса и, как следствие, к потере многоразовости космического корабля.Thanks to the use of a pneumatic cylinder with a check valve and a safety valve in the design, a resistance force is generated to rotate the central pillar, sufficient to stop further inclination of the spacecraft hull relative to the vertical to the landing surface, which ensures that the hull does not contact the ground and its deformation. Under similar landing conditions, the mechanical sliding emphasis or the beam to which it is attached in the prototype device can be destroyed, which can lead to a “mean” central rack and contact of the spacecraft’s hull with the ground, deformation of the hull and, as a result, loss of spacecraft’s reusability .

Claims (1)

Посадочное устройство космического корабля, содержащее посадочные опоры, каждая из которых включает центральную стойку, имеющую главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем и узел крепления к корпусу, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, расположенный внутри него, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота, датчик выдвижения штока, два троса и раздвижной упор, отличающееся тем, что главный цилиндр снабжен рычагом в плоскости вращения центральной стойки с противоположной стороны от телескопического штока, а раздвижной упор выполнен в виде пневмоцилиндра, шток которого шарнирно соединен с рычагом главного цилиндра в точке, расположенной на расстоянии, равном радиусу окружности с центром на оси вращения центральной стойки, при этом вход обратного клапана связан с магистралью подвода сжатого газа из пневмосистемы, а его выход связан со штоковой полостью пневмоцилиндра, причем вход предохранительного клапана связан также со штоковой полостью пневмоцилиндра, а его выход сообщен с атмосферой, при этом датчик угла поворота установлен на оси вращения центральной стойки.The spacecraft’s landing gear, containing landing gears, each of which includes a central pillar with a main cylinder with a honeycomb energy absorber and an attachment to the body, a telescopic rod and a telescopic rod extension mechanism located inside it, a support plate pivotally connected to the telescopic rod, a sensor rotation angle, rod extension sensor, two cables and a sliding emphasis, characterized in that the main cylinder is equipped with a lever in the plane of rotation of the central rack with a counter the left side of the telescopic rod, and the sliding stop is made in the form of a pneumatic cylinder, the rod of which is pivotally connected to the lever of the main cylinder at a point located at a distance equal to the radius of the circle centered on the axis of rotation of the central rack, while the inlet of the non-return valve is connected to the supply line gas from the pneumatic system, and its outlet is connected to the rod end of the pneumatic cylinder, and the inlet of the safety valve is also connected to the rod end of the pneumatic cylinder, and its outlet is connected to the atmosphere, while The rotation angle gauge is mounted on the axis of rotation of the central pillar.
RU2017120703A 2017-06-13 2017-06-13 Space craft landing device RU2665154C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017120703A RU2665154C1 (en) 2017-06-13 2017-06-13 Space craft landing device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017120703A RU2665154C1 (en) 2017-06-13 2017-06-13 Space craft landing device

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2665154C1 true RU2665154C1 (en) 2018-08-28

Family

ID=63459656

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017120703A RU2665154C1 (en) 2017-06-13 2017-06-13 Space craft landing device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2665154C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109264032A (en) * 2018-11-16 2019-01-25 哈尔滨工业大学 A kind of pneumatically spreading gathering repetition vehicle landing supporting mechanism
US11613386B1 (en) 2022-03-30 2023-03-28 Jalal Bolouri Vertical landing apparatus and method

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3181821A (en) * 1964-06-04 1965-05-04 James E Webb Space craft soft landing system
US6227494B1 (en) * 1998-06-16 2001-05-08 Lockheed Martin Corporation Deployable spacecraft lander leg system and method
RU2521451C2 (en) * 2012-08-15 2014-06-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Space vehicle landing device
RU2546042C2 (en) * 2013-08-20 2015-04-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft landing gear
RU2580601C1 (en) * 2014-12-30 2016-04-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Landing gear with crush supports for spacecraft
RU2621416C2 (en) * 2015-10-27 2017-06-05 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft landing aid

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3181821A (en) * 1964-06-04 1965-05-04 James E Webb Space craft soft landing system
US6227494B1 (en) * 1998-06-16 2001-05-08 Lockheed Martin Corporation Deployable spacecraft lander leg system and method
RU2521451C2 (en) * 2012-08-15 2014-06-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Space vehicle landing device
RU2546042C2 (en) * 2013-08-20 2015-04-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft landing gear
RU2580601C1 (en) * 2014-12-30 2016-04-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) Landing gear with crush supports for spacecraft
RU2621416C2 (en) * 2015-10-27 2017-06-05 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Spacecraft landing aid

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109264032A (en) * 2018-11-16 2019-01-25 哈尔滨工业大学 A kind of pneumatically spreading gathering repetition vehicle landing supporting mechanism
CN109264032B (en) * 2018-11-16 2021-06-15 哈尔滨工业大学 Landing supporting mechanism of repeated carrier capable of being pneumatically unfolded and folded
US11613386B1 (en) 2022-03-30 2023-03-28 Jalal Bolouri Vertical landing apparatus and method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2697150T3 (en) Hydraulic strut assembly for semi-lever landing gear
RU2665154C1 (en) Space craft landing device
CN102203451B (en) viscous shear damping strut assembly
CN108216589B (en) Undercarriage pillar contraction mechanism
CN102917948B (en) The main landing gear of aircraft, comprises two step rates being attached to aircaft configuration in hinged way
JP2011235888A (en) Electric-powered transfer cylinder for landing gear system
JP2010100281A (en) Shrinking shock strut system for retractable landing gear
CN105253296B (en) A kind of undercarriage control device
US8651418B2 (en) Nose gear of an aircraft comprising a single control device for retraction and steering
JP2012101784A (en) Vertically retracting side articulating landing gear for aircraft
JP6373632B2 (en) Active semi-lever landing gear
RU2675042C1 (en) Spacecraft landing device
RU2521451C2 (en) Space vehicle landing device
CN108791823B (en) Aircraft landing gear frame stabilizing and buffering device and control method thereof
RU2621416C2 (en) Spacecraft landing aid
US6279854B1 (en) Combined damper and truck positioner for landing gear
RU2358169C1 (en) Telescopic element with internal stop to be overcome
GB2101542A (en) Aircraft undercarriage unit
US2165465A (en) Retractable alighting gear for airplanes
CA3065249C (en) Aircraft landing gear and pitch trimmer assembly
EP2664538B1 (en) Hydraulic strut assembly for semi-levered landing gear
RU2620007C2 (en) Mobile launcher
US2925970A (en) Retractable aircraft landing element mounting
RU2580601C1 (en) Landing gear with crush supports for spacecraft
US4122754A (en) Dependent sway bracing weapon restraints