RU2665154C1 - Space craft landing device - Google Patents
Space craft landing device Download PDFInfo
- 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
Links
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 claims abstract description 6
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
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
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
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
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
- 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
- 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
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
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)
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)
| 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)
| 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 |
-
2017
- 2017-06-13 RU RU2017120703A patent/RU2665154C1/en active
Patent Citations (6)
| 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)
| 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 | |
| CN102203451B (en) | viscous shear damping strut assembly | |
| RU2665154C1 (en) | Space craft landing device | |
| CN108216589B (en) | Undercarriage pillar contraction mechanism | |
| US9650128B2 (en) | Aircraft landing gear | |
| RU2544025C2 (en) | Aircraft under carriage front leg with integrated lift and directing control device | |
| JP2011235888A (en) | Electric-powered transfer cylinder for landing gear system | |
| JP2010100281A (en) | Shrinking shock strut system for retractable landing gear | |
| US7926633B2 (en) | Compact shock absorber for an aircraft undercarriage, and an undercarriage including such a shock absorber | |
| MX2011008433A (en) | Non-linear actuator system and method. | |
| CN108791823B (en) | Aircraft landing gear frame stabilizing and buffering device and control method thereof | |
| CN111121560B (en) | Rocket control surface folding and unfolding rotary driving device | |
| RU2521451C2 (en) | Space vehicle landing device | |
| US6279854B1 (en) | Combined damper and truck positioner for landing gear | |
| RU2675042C1 (en) | Spacecraft landing device | |
| RU2621416C2 (en) | Spacecraft landing aid | |
| US4056164A (en) | Stabilized portable seismic signal transducer | |
| CA2284450C (en) | Damping device for the transverse motion and yawing of a vehicle, and the vehicle equipped with such a device | |
| CA3065249C (en) | Aircraft landing gear and pitch trimmer assembly | |
| RU2358169C1 (en) | Telescopic element with internal stop to be overcome | |
| US2165465A (en) | Retractable alighting gear for airplanes | |
| JP2019006381A (en) | Landing gear arrangement and methods for extending aircraft landing gear | |
| US2925970A (en) | Retractable aircraft landing element mounting | |
| EP2664538B1 (en) | Hydraulic strut assembly for semi-levered landing gear | |
| RU2620007C2 (en) | Mobile launcher |