RU2741852C1 - Method for initiating the deployment of the parachute system and electronic equipment for initiating the deployment of the said system - Google Patents
Method for initiating the deployment of the parachute system and electronic equipment for initiating the deployment of the said system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2741852C1 RU2741852C1 RU2020131732A RU2020131732A RU2741852C1 RU 2741852 C1 RU2741852 C1 RU 2741852C1 RU 2020131732 A RU2020131732 A RU 2020131732A RU 2020131732 A RU2020131732 A RU 2020131732A RU 2741852 C1 RU2741852 C1 RU 2741852C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- parachute system
- actuator
- parachute
- deployment
- initiating
- Prior art date
Links
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 title claims abstract description 17
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 6
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims abstract description 9
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 7
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 6
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims description 6
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009530 blood pressure measurement Methods 0.000 description 3
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 2
- -1 for example Substances 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 2
- 239000000565 sealant Substances 0.000 description 2
- 229920002050 silicone resin Polymers 0.000 description 2
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D17/00—Parachutes
- B64D17/40—Packs
- B64D17/52—Opening, e.g. manual
- B64D17/54—Opening, e.g. manual automatic
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/06—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels by using barometric means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Navigation (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной промышленности, в частности к инициированию раскрытия парашютной системы при достижении заданных параметров нахождения парашютной системы.The invention relates to the aviation industry, in particular to the initiation of the deployment of the parachute system when the specified parameters of finding the parachute system are achieved.
Известен патент №22928 «Устройство М.И. Белобратова для расчековки ранца парашюта», кл. B64D 17/54, 2002г., в котором критерием инициирования раскрытия парашюта используют заданный промежуток времени. Однако данного одного критерия недостаточно для различных состояний атмосферных условий.Known patent No. 22928 "Device M.I. Belobratova for uncoupling the parachute knapsack ", class.
Известны технические решения по патентам №№ 1793646, 2033946 «Устройства для раскрытия парашюта» кл. B64D 17/54, 1990г., 1992г. в которых критерием инициирования раскрытия парашюта являются заданная высота и показания анероидного механизма, в результате срабатывают системы рычажных механизмов открывающие замок парашюта.Known technical solutions for patents No. 1793646, 2033946 "Devices for opening a parachute" class.
Наиболее близким техническим решением является техническое решение по патенту № 2719700 «Электронный страхующий парашютный прибор», кл. B64D 17/54, 2019г., в котором критерием инициирования раскрытия парашюта является скорость падения парашюта и текущая высота нахождения парашюта, рассчитанные программным обеспечением микропроцессора посредством вычислительного устройства по замеренному значению текущего атмосферного давления.The closest technical solution is the technical solution for patent No. 2719700 "Electronic safety parachute device", cl.
Однако в данном техническом решении низкая точность инициирования, т.е. введение в действие исполнительного органа, из-за малого количества измеряемых параметров, характеризующих атмосферное состояние воздушного потока, в котором находится парашютная система.However, in this technical solution, the initiation accuracy is low, i.e. the introduction of the executive body, due to the small number of measured parameters characterizing the atmospheric state of the air flow in which the parachute system is located.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является увеличение точности наступления начала момента инициирования раскрытия парашютной системы за счет точности определения не только положения, но и изменение состояния движения парашютной системы. The problem to be solved by the present invention is to increase the accuracy of the onset of the moment of initiation of the opening of the parachute system due to the accuracy of determining not only the position, but also the change in the state of movement of the parachute system.
Технический результат, получаемый в результате использования предлагаемого технического решения заключается в том, что определяется не только динамика изменения текущих параметрических характеристик изменение атмосферного состояния вокруг парашютной системы в пространстве, но определяется вектор и величина вектора движения парашютной системы в пространстве, что в конечном итоге увеличивает безопасность приземления за счет исключения погрешностей вызванных постоянно меняющимся воздушным потоком.The technical result obtained as a result of using the proposed technical solution lies in the fact that not only the dynamics of changes in the current parametric characteristics of the change in the atmospheric state around the parachute system in space is determined, but the vector and magnitude of the vector of motion of the parachute system in space is determined, which ultimately increases safety landing by eliminating errors caused by constantly changing air flow.
Указанная задача решается, а технический результат достигается за счет того, что в электронном снаряжении для инициирования раскрытия парашютной системы, содержащем электронный микропроцессорный блок, с вычислительным устройством и герметичный ввод барометрического датчика давления, герметичный корпус блока соединен герметичным кабелем с корпусом блока индикации и управления и герметичным разъемом с корпусом исполнительного устройства, блок индикации и управления имеет цифровую панель и кнопку включения, а исполнительное устройство содержит нож, воспламенитель и отверстие, сквозь которое пропускают зачековочную петлю парашютной системы, характеризующееся тем, что микропроцессорный блок выполнен в виде микроконтроллера, внутри герметичного корпуса которого установлена плата с контактными выводами, взаимодействующими с кабелем и разъемом, с закрепленными на ней элементом питания, барометрическим датчиком, конденсатором и модулем инерциальной навигации, содержащим многоосевой акселерометр, при этом барометрический датчик снабжен фильтром, а внутренняя полость корпусов микроконтроллера и блока индикации и управления заполнены защитным составом, кабели выполнены с механической и электромагнитной защитой, исполнительное устройство выполнено в виде газогенератора, при этом корпус исполнительного устройства выполнен с двумя параллельными боковыми лысками со сквозным отверстием, а внутри корпуса рассоложен подвижный нож, а в поршневом торце ножа расположена герметичная камера с горючим материалом и электровоспламенителем.This problem is solved, and the technical result is achieved due to the fact that in electronic equipment for initiating the opening of the parachute system, containing an electronic microprocessor unit, with a computing device and a sealed input of a barometric pressure sensor, the sealed housing of the unit is connected by a sealed cable to the housing of the indication and control unit and a sealed connector with an actuator body, the display and control unit has a digital panel and a power button, and the actuator contains a knife, an igniter and a hole through which the parachute system's check loop is passed, characterized in that the microprocessor unit is made in the form of a microcontroller, inside the sealed case which has a board with contact leads interacting with the cable and connector, with a battery, a barometric sensor, a capacitor and an inertial navigation module attached to it equipment containing a multi-axis accelerometer, while the barometric sensor is equipped with a filter, and the inner cavity of the microcontroller and the display and control unit are filled with a protective compound, the cables are made with mechanical and electromagnetic protection, the actuator is made in the form of a gas generator, while the actuator body is made with two parallel side flats with a through hole, and inside the body there is a movable knife, and a sealed chamber with a combustible material and an electric igniter is located in the piston end of the knife.
Указанная задача решается, а технический результат достигается за счет того, что в способе инициирования раскрытия парашютной системы, включающем предварительное измерение и контроль давления воздуха места приземления и измерение и контроль текущего давления нахождения парашютной системы барометрическим датчиком, пересчет текущего давления на реальную скорость падения и текущую высоту нахождения парашютной системы, средствами, установленными в электронном приборе парашютной системы, снабженной микропроцессором, взаимодействующим посредством кабеля и разъема, с блоком индикации и управления и исполнительным устройством, каждый из которых заключен в отдельный корпус, характеризуется тем, что парашютную систему снабжают ранцем с донным и боковыми клапанами с отверстиями, микропроцессор выполняют в виде микроконтроллера, корпус исполнительного устройства выполняют с двумя параллельными боковыми лысками со сквозным отверстием, продольная ось которого перпендикулярна лыскам, а само исполнительное устройство размещают внутри ранца сбоку впритык к совместно собранным клапанам, отверстия которых располагают на одной оси со сквозным отверстием корпуса исполнительного устройства и сквозь которые пропускают зачековочную петлю, при этом парашютную систему дополнительно снабжают модулем инерциальной навигации, содержащим многоосевой акселерометр, выполненный с возможностью измерения линейных ускорений в нескольких осевых направлениях, данные которого используют для компенсации ошибок влияния случайного воздушного потока на текущие измерения давлений барометрическим датчиком и определения направления и величину вектора движения парашютной системы.The specified problem is solved, and the technical result is achieved due to the fact that in the method of initiating the opening of the parachute system, including preliminary measurement and control of the air pressure of the landing site and measurement and control of the current pressure of the location of the parachute system with a barometric sensor, recalculation of the current pressure to the real speed of falling and the current the height of the parachute system, by means installed in the electronic device of the parachute system, equipped with a microprocessor interacting by means of a cable and a connector, with an indication and control unit and an actuator, each of which is enclosed in a separate housing, characterized by the fact that the parachute system is equipped with a knapsack with a bottom and side valves with holes, the microprocessor is made in the form of a microcontroller, the body of the actuator is made with two parallel side flats with a through hole, the longitudinal axis of which o is perpendicular to the flats, and the actuator itself is placed inside the knapsack on the side close to the jointly assembled valves, the holes of which are located on the same axis with the through hole of the actuator body and through which a check loop is passed, while the parachute system is additionally equipped with an inertial navigation module containing a multi-axis accelerometer , made with the possibility of measuring linear accelerations in several axial directions, the data of which is used to compensate for errors in the influence of random air flow on the current pressure measurements by the barometric sensor and determine the direction and magnitude of the vector of motion of the parachute system.
Предложенное изобретение поясняется следующими чертежами. На фиг. 1 - изображено электронное устройство для инициирования раскрытия парашюта, общий вид, на фиг. 2 – изображен микроконтроллерный блок с частично вырезанным корпусом, на фиг. 3 – изображен исполнительный блок, на фиг. 4 – общий вид ранца парашютной системы, на фиг. 5 изображен разрез А – А фиг. 3.The proposed invention is illustrated by the following drawings. FIG. 1 - shows an electronic device for initiating the opening of the parachute, General view, in Fig. 2 - shows a microcontroller unit with a partially cut out body, FIG. 3 shows the executive unit, FIG. 4 is a general view of the backpack of the parachute system, FIG. 5 shows section A - A of FIG. 3.
Электронное снаряжение для инициирования раскрытия парашютной системы (см. фиг.1) включает в себя микроконтроллерный блок 1, соединенный кабелем 2 с блоком 3 индикации и управления, и кабелем 4 с разъемом исполнительного устройства 5. Микроконтроллерный блок 1 включает корпус 6, в котором расположены электронное оборудование такое как плата 7 с элементом питания 8, барометрический датчик (на черт. не показано), конденсатор 9, модуль 10 инерциальной навигации, контактные выводы 11, 12, которые соединены с кабелем 2 и 4 соответственно. Корпус 6 выполнен герметичным, а внутренняя полость корпуса 6 заливается защитным составом – герметиком, например, эпоксидной или силиконовой смолами. Блок 3 индикации и управления содержит корпус 13 с экраном 14 и герметичную кнопку 15 включения взаимодействующими с платой 7 микроконтроллерного блока 1. Блок 3 индикации и управления может быть снабжен инфракрасным приемником для дистанционной настройки электронного снаряжения. Корпус 13 выполнен герметичным, а внутренняя полость корпуса 13 также заливается защитным составом – герметиком, например эпоксидной или силиконовой смолами. Кабели 2, 4 выполнены многожильными с механической и электромагнитной защитой. Барометрический датчик измеряет абсолютное давления воздуха и температуру окружающей атмосферы и взаимодействует с окружающей средой посредством защитного фильтрующего элемента, установленного на корпусе 6 микроконтроллерного блока 1. Конденсатор 9 обеспечивает гарантированное срабатывание исполнительного устройства 5. Модуль 10 инерциальной навигации содержит многоосевой акселерометр (на черт. не показан), который выполнен с возможностью измерения линейных ускорений в нескольких осевых направлениях, и основная задача его определить положение, направление и величину вектора движения парашютной системы в атмосфере. Данные от модуля 10 инерциальной навигации передаются на микроконтроллерный блок 1 и используются для компенсации ошибок текущих измерений давлений показаний барометрического датчика от мгновенного случайного состояния воздушного потока.Electronic equipment for initiating the deployment of the parachute system (see Fig. 1) includes a microcontroller unit 1, connected by a
Исполнительное устройство 5 выполнено в виде газогенератора и содержит корпус 16. Корпус 16 выполнен двухступенчатым, одна из ступеней, большего диаметра, снабжена двумя параллельными боковыми лысками 17 и сквозным отверстием 18, продольная ось которого перпендикулярна лыскам 17. Вторая ступень выполнена в виде гильзы 19, жестко соединенного с корпусом 16 внутренней резьбовой втулкой 20, при этом образующая цилиндра наружного диаметра гильзы 19 находится в одной плоскости с лысками 17, т.е. диаметр гильзы 19 равен расстоянию между лысками 17. В корпусе 16 исполнительного устройства расположен подвижный нож 21, лезвие которого обращено к отверстию 18, а за поршневым торцом ножа расположена герметичная камера 22 с газовым горючим материалом и электровоспламенителем 23, взаимодействующим посредством кабеля 4 с микроконтроллером 1. Полости корпуса 16 и гильзы 19 герметизированы, а лезвие ножа снабжено защитой. The
Предложенный способ инициирования раскрытия парашютной системы посредством электронного снаряжения для инициирования раскрытия парашютной системы реализуется следующим образом. При укладке в ранец 24, см. фиг 4, запасного парашюта на земле боковые клапаны 25 ранца и донный клапан 26 ранца после укладки запасного парашюта совместно соединяют посредством зачековочной петли, пропущенной сквозь соосно собранные отверстия 27 всех клапанов ранца т.е. формируют парашютную систему. С внутренней стороны ранца 24 к клапанам соосно с отверстиями 27 всех клапанов впритык располагают корпус 16 исполнительного устройства 5, взаимодействующего с микроконтроллерным блоком 1, размещенным отдельно в кармане ранца. Одна из лысок 17 корпус 16 примыкает к собранным клапанам, отверстия 27 которых располагают на одной оси со сквозным отверстием 18 корпуса исполнительного устройства 5 и сквозь которое также пропускают зачековочную петлю. Такое выполнение наружного диаметра патрубка 16 и корпуса 13 с параллельными лысками 14 обеспечивают надежное прилегание корпуса 13 исполнительного устройства к клапанов ранца, тем самым исключают возможность поворота-перекоса корпуса 13, а равенство диаметра гильзы 19 и расстояния между лысками обеспечивает беспрепятственное срабатывание расчековки клапанов ранца, чем обеспечивают надежность раскрытия самого парашюта.The proposed method for initiating the deployment of the parachute system by means of electronic equipment to initiate the deployment of the parachute system is implemented as follows. When stowing the reserve parachute on the ground in the
Барометрический датчик измеряет абсолютное давления воздуха и температуру окружающей атмосферы и взаимодействует с окружающей средой посредством защитного фильтрующего элемента, установленного на корпусе 6 микроконтроллерного блока 1. Конденсатор обеспечивает гарантированное срабатывание исполнительного устройства 5. The barometric sensor measures the absolute air pressure and the temperature of the surrounding atmosphere and interacts with the environment by means of a protective filtering element installed on the
Парашютную систему дополнительно снабжают модулем 10 инерциальной навигации, содержащим многоосный акселерометр, выполненный с возможностью измерения линейных ускорений в нескольких осевых направлениях, данные от которого используют для компенсации ошибок влияния случайного воздушного потока на текущие измерения давлений барометрическим датчиком и определения направления и величины вектора движения парашютной системы. The parachute system is additionally equipped with an
Модуль 10 инерциальной навигации содержит многоосевой акселерометр, который выполнен с возможностью измерения линейного ускорения в трех плоскостях, и основная задача его определить положение и направление вектора движения парашютной системы воздухе. Данные от модуля инерциальной навигации передаются на микроконтроллерный блок 1 и используются для компенсации влияния текущих измерений показаний барометрического датчика в мгновенно меняющемся и не характерном состоянии воздушного потока в текущий момент нахождения парашютной системы. Микроконтроллерный блок 1 на основе показаний барометрического датчика давления и обработки данных от модуля 10 инерциальной навигации вычисляет текущую высоту, фиксирует количество использования парашютной системы, сохраняет подробную информацию о полетах, осуществляет контроль уровня заряда батареи, диагностирует состояние целостности соединительных проводов и разъемов, информирует о необходимости проведения очередной поверки и обслуживания парашютной системы, а также подает команду на ввод в действие исполнительного устройства 5. Микроконтроллер 1 обрабатывает и пересчитывает полученные данные в реальную относительную вертикальную скорость падения и в реальную относительную высоту нахождения парашютной системы, сопоставляет с минимально первоначально - заданными параметрами и их совпадение является критерием срабатывания электронного снаряжения для инициирования раскрытия парашютной системы.
Команда от микроконтроллерного блока 1 посредством кабеля 4 поступает на исполнительное устройство 5, а именно на электровоспламенитель 23 герметичной камеры 22 с газовым горючим материалом, в результате чего происходит воспламенение газа и резкое увеличение давления газов на поршневой торец ножа 21, нож под давлением перемещается к отверстию 18 освобождается от защиты и перерубает зачековочную петлю. При этом клапаны 25, 26 мгновенно расходятся, так как при укладывании парашюта клапаны 25, 26 соединяются под некоторым напряжением, парашют освобождается и под силой тяжести и благодаря воздушному потоку и скорости падения парашютной системы парашют раскрывается. The command from the microcontroller unit 1 via
Предложенное электронное снаряжение для инициирования раскрытия парашютной системы благодаря использованию микроконтроллерного блока и особенностям выполнения исполнительного устройства обеспечивает надежное раскрытие ранца парашютной системы.The proposed electronic equipment for initiating the deployment of the parachute system, due to the use of a microcontroller unit and the design features of the actuator, ensures reliable opening of the parachute system backpack.
Дополнительное использование модуля инерциальной навигации, снабженного многоосевым акселерометром, выполненным с возможностью измерения линейных ускорений в нескольких осевых направлениях, данные которого используют для компенсации влияния показаний текущих измерений давлений барометрическим датчиком от случайных и кратковременных изменений состояния атмосферы и определения направление и величины вектора движения парашютной системы, значительно повышает точность введение в действие исполнительного устройства, а значит выбор необходимого момента раскрытия парашютной системы. Additional use of an inertial navigation module equipped with a multi-axis accelerometer capable of measuring linear accelerations in several axial directions, the data of which is used to compensate for the effect of current pressure measurements by a barometric sensor from random and short-term changes in the state of the atmosphere and to determine the direction and magnitude of the vector of motion of the parachute system, significantly increases the accuracy of the actuation of the actuator, which means the choice of the required moment of the parachute system deployment.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020131732A RU2741852C1 (en) | 2020-09-28 | 2020-09-28 | Method for initiating the deployment of the parachute system and electronic equipment for initiating the deployment of the said system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020131732A RU2741852C1 (en) | 2020-09-28 | 2020-09-28 | Method for initiating the deployment of the parachute system and electronic equipment for initiating the deployment of the said system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2741852C1 true RU2741852C1 (en) | 2021-01-29 |
Family
ID=74554502
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020131732A RU2741852C1 (en) | 2020-09-28 | 2020-09-28 | Method for initiating the deployment of the parachute system and electronic equipment for initiating the deployment of the said system |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2741852C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU139195A1 (en) * | 1952-03-21 | 1960-11-30 | И.Л. Амирагов | Automatic machine to open the parachute |
US20080021646A1 (en) * | 2003-08-08 | 2008-01-24 | Daniel Preston | High altitude parachute navigation flight computer |
US9297650B2 (en) * | 2012-02-03 | 2016-03-29 | Suunto Oy | Method and arrangement for determining altitude |
CN106428575B (en) * | 2016-11-24 | 2019-05-21 | 江苏飞图智能控制技术有限公司 | A kind of emission system of small-sized parachute |
RU2719700C1 (en) * | 2019-10-10 | 2020-04-22 | Акционерное общество "Полет" Ивановский парашютный завод | Electronic safety parachute device |
-
2020
- 2020-09-28 RU RU2020131732A patent/RU2741852C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU139195A1 (en) * | 1952-03-21 | 1960-11-30 | И.Л. Амирагов | Automatic machine to open the parachute |
US20080021646A1 (en) * | 2003-08-08 | 2008-01-24 | Daniel Preston | High altitude parachute navigation flight computer |
US9297650B2 (en) * | 2012-02-03 | 2016-03-29 | Suunto Oy | Method and arrangement for determining altitude |
CN106428575B (en) * | 2016-11-24 | 2019-05-21 | 江苏飞图智能控制技术有限公司 | A kind of emission system of small-sized parachute |
RU2719700C1 (en) * | 2019-10-10 | 2020-04-22 | Акционерное общество "Полет" Ивановский парашютный завод | Electronic safety parachute device |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7650253B2 (en) | Accelerometer and method for error compensation | |
US10274436B2 (en) | Radiometric system and method for detecting ice accumulation inside an operating jet engine | |
RU2741852C1 (en) | Method for initiating the deployment of the parachute system and electronic equipment for initiating the deployment of the said system | |
US20180299314A1 (en) | Integrated sensor unit for fuel gauging | |
Whitmore et al. | Preliminary Results From a Subsonic High Angle-of-Attack Flush Airdata Sensing (HI-FADS) System: Design, Calibration, and Flight Test Evaluation | |
CN111862686A (en) | Aircraft motion state measurement and data processing system | |
Naumann et al. | Millisecond aerodynamic force measurement with side-jet model in theISL shock tunnel | |
Bui et al. | Flight research of an aerospike nozzle using high power solid rockets | |
RU2595104C1 (en) | Multimode ammunition exploder | |
US6881024B2 (en) | System for decoupling a fan from a turbojet by means of an explosive charge | |
CN103890321A (en) | Aircraft hydraulic air bleed valve system | |
RU2719700C1 (en) | Electronic safety parachute device | |
US4188886A (en) | Pressure probe for safety-arming device | |
Prosser | Advances in sensors for aerospace applications | |
US3429477A (en) | Apparatus for ejection of an instrument cover | |
US3143071A (en) | Self-armed and actuated bomb | |
US20200080497A1 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
Katulka | Micro-electromechanical systems and test results of SiC MEMS for high-g launch applications | |
RU2817575C1 (en) | Method of controlling thermal state of electronic controller of gas turbine engine | |
Vinogradov et al. | Fiber acoustic control system for assisting jettison bladder type fuel cell of MI-8 helicopter in emergency conditions | |
RU2741151C1 (en) | Electronic parachute accident prevention system | |
Noonan et al. | Structural Response to Impulsive Loading (Pyrotechnic Devices) | |
US4300451A (en) | Method and apparatus for measuring pneumatic differential drag forces | |
Wells et al. | Inventors | |
Sallet | A DYNAMIC VIBRATION ABSORBER FOR TRANSIENTS |