RU2175932C1 - Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов - Google Patents
Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2175932C1 RU2175932C1 RU2001103238/28A RU2001103238A RU2175932C1 RU 2175932 C1 RU2175932 C1 RU 2175932C1 RU 2001103238/28 A RU2001103238/28 A RU 2001103238/28A RU 2001103238 A RU2001103238 A RU 2001103238A RU 2175932 C1 RU2175932 C1 RU 2175932C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- landing
- container
- cargo
- aircraft
- freight
- Prior art date
Links
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
- B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing or receiving articles, liquids, or the like, in flight
- B64D1/02—Dropping, ejecting, or releasing articles
- B64D1/08—Dropping, ejecting, or releasing articles the articles being load-carrying devices
- B64D1/10—Stowage arrangements for the devices in aircraft
-
- 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
- B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing or receiving articles, liquids, or the like, in flight
- B64D1/02—Dropping, ejecting, or releasing articles
- B64D1/08—Dropping, ejecting, or releasing articles the articles being load-carrying devices
- B64D1/12—Releasing
-
- 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
- B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
-
- 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
- B64D7/00—Arrangement of military equipment, e.g. armaments, armament accessories or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
- B64D7/08—Arrangement of rocket launchers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
- B64G1/005—Air launch
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
- F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
- F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
- F41F3/06—Rocket or torpedo launchers for rockets from aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transportation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Revetment (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Ship Loading And Unloading (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования из самолета ракет-носителей. Устройство содержит десантный контейнер с открытым торцем, устройство пневматического выталкивания груза из контейнера через открытый торец, источник высокого давления. Десантируемый груз размещен внутри контейнера на установочных элементах, расположенных, по крайней мере, в двух поясах десантируемого груза. Один из установочных элементов выполнен в виде тарированной опоры. Величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения этих опор выбраны из условия сохранения гарантированного зазора между десантным контейнером и десантируемым грузом при десантировании груза из контейнера. Для снижения динамического нагружения десантируемого груза тарированные опоры снабжены демпферами. Изобретение направлено на снижение поперечной нагрузки на десантируемый из самолета груз. 3 з.п.ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования из самолета ракет-носителей, а также других тяжелых крупногабаритных грузов с целью их оперативной доставки в отдаленные районы Земли и Мирового океана.
Известны устройства десантирования из самолета ракет-носителей с использованием вытяжных парашютов.
Например, в США в 70-х годах были осуществлены десантирования с военно-транспортного самолета С-5А макетов, а также снятых с вооружения МБР "Минитмен-1" с целью демонстрации возможности их воздушного базирования (Ракетная и космическая техника, 1974 г., N 6, с. 1-4). Ракета на специальной пусковой платформе устанавливалась на рольгангах в грузовом отсеке самолета С-5А. Выброс платформы с ракетой осуществлялся через задний люк самолета двумя вытяжными парашютами. Время на раскрытие вытяжных парашютов и на извлечение ракеты из грузового отсека самолета составляло более 6-8 с. Через некоторое время от момента извлечения платформы с ракетой из самолета производился разрыв бандажей, удерживающих ракету на платформе, и платформа с прикрепленными к ней вытяжными парашютами отделялась от ракеты.
Аналогичное техническое решение предложено в патенте РФ N 2068169, С 1, 6 F 41 F 3/06 фирмы ГРЦ им. акад. В.П. Макеева, представляющее способ выполнения старта ракеты с самолета. Способ состоит в том, что ракету, уложенную на платформе, вытягивают вместе с платформой из грузовой кабины самолета с помощью вытяжных парашютов, затем платформу отделяют от ракеты и уводят ее при помощи этих же вытяжных парашютов.
Недостатками описанных выше устройств десантирования являются необходимость использования специальных платформ и вытяжных парашютов, которые являются одноразовыми. Кроме того, из-за физических ограничений максимальной десантируемой массы для данного самолета (ограничений по усилию вытяжного парашюта, по управляемости самолета, по прочности конструкции самолета в районе "порога" десантного люка и т.п.) доля массы десантируемого груза всегда меньше возможной максимальной на величину массы платформы. Это не позволяет, например, для десантируемых с самолета ракет-носителей воздушного старта обеспечить их максимальную грузоподъемность на орбиту. Существенным недостатком этих способов является также необходимость создания для тяжелых грузов новых больших вытяжных парашютов или многокупольных систем из существующих вытяжных парашютов, надежность которых мала.
Известна авиационно-космическая система по патенту РФ N 2160215, МПК7 B 64 G 1/00, 1/14, F 41 F 3/06, содержащая ракету-носитель, которая размещена в транспортно-пусковом контейнере. Транспортно-пусковой контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, имеет открытый торец для выхода ракеты-носителя и снабжен устройством пневматического выталкивания в виде источника высокого давления, соединенного посредством запорной арматуры с герметичной пневматической камерой между глухим торцем транспортно-пускового контейнера и торцем ракеты-носителя.
Наиболее близким к изобретению техническим решением является устройство по патенту США N 5279199, MПК6 F 41 F 3/06, B 64 D 1/04 фирмы Хьюс Эйркрафт Компани для запуска (выталкивания) ракеты против направления полета самолета, содержащее пусковую трубу, в которой устанавливается ракета, и выталкивающее ракету устройство в виде пневматической подушки с устройством ее наддува.
Технические решения по патентам РФ N 2160215 и США N 5279199 при десантировании грузов не используют дорогостоящих одноразовых элементов, какими являются описанные выше платформы и вытяжные парашюты, и обеспечивают быстрое выталкивание тяжелых грузов из самолета. Так, например, по патенту РФ N 2160215 для выталкивания ракеты-носителя массой около 100 т и диаметром около 3 м из грузового отсека тяжелого транспортного самолета АН-124-100 "Руслан" за время около 2 с необходимо давление в транспортно-пусковом контейнере около 1,5 ати. При этом выталкивающее ракету-носитель усилие составит около 100 тс, продольная перегрузка - около единицы, а относительная скорость в момент покидания грузом контейнера - около 30 м/с.
Недостатками упомянутых решений являются значительные поперечные нагрузки (реакции), действующие на десантируемый груз от установочных элементов. Особенно эти поперечные нагрузки становятся большими при выходе десантируемого груза из десантного контейнера, когда часть установочных элементов уже покинула контейнер, а на оставшихся в контейнере установочных элементах сосредоточены все инерционные силы, действующие на десантируемый груз. Кроме того, на конечном этапе выхода груза из десантного контейнера, когда, например, в контейнере остаются два пояса установочных элементов, возможен эффект заклинивания и недопустимого возрастания нагрузок от установочных элементов на десантируемый груз.
Для таких тяжелых крупногабаритных десантируемых грузов, как ракеты, эти большие поперечные нагрузки приводят к необходимости усиления конструкции ракет и, следовательно, к их утяжелению, снижению грузоподъемности и увеличению удельной стоимости выводимой полезной нагрузки.
Задачей предлагаемого изобретения является снижение поперечных нагрузок на тяжелые крупногабаритные грузы при их десантировании из самолета и, как следствие, снижение массы конструкции таких грузов, как ракеты-носители, увеличение их грузоподъемности и снижение удельной стоимости выведения полезной нагрузки, а также обеспечение безопасности самолета и его экипажа на этапе десантирования.
Поставленная задача достигается тем, что предлагаемое устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов содержит десантный контейнер с открытым торцем, устройство пневматического выталкивания груза из контейнера через открытый торец, источник высокого давления, при этом десантируемый груз размещен внутри контейнера на установочных элементах, расположенных, по крайней мере, в двух поясах десантируемого груза. При этом, по крайней мере, один из установочных элементов выполнен в виде тарированной опоры. Величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения этих опор выбраны из условия сохранения гарантированного зазора между десантным контейнером и десантируемым грузом при десантировании груза из контейнера.
Установочные элементы закрепляются либо на десантируемом грузе, либо на десантном контейнере.
В варианте закрепления установочных элементов на десантируемом грузе тарированные опоры максимально удалены от открытого торца десантного контейнера.
В варианте закрепления установочных элементов на десантном контейнере тарированные опоры расположены в поясах, максимально приближенных к открытому торцу десантного контейнера.
Для гашения колебаний в тарированных опорах и снижения динамического нагружения конструкции десантируемого груза тарированные опоры снабжены демпферами гашения динамических колебаний десантируемого груза при его выходе из десантного контейнера.
Предложенное устройство десантирования изображено на фиг. 1 и фиг. 2, где:
1 - самолет;
2 - десантируемый груз;
3 - десантный контейнер;
4 - открытый торец десантного контейнера;
5 - источник высокого давления;
6 - устройство пневматического выталкивания груза;
7 - глухой торец десантного контейнера;
8 - герметичная пневматическая камера;
9 - тарированные опоры;
10 - установочные элементы;
11 - узлы установки десантного контейнера в грузовой кабине самолета;
12 - гарантированный зазор между конструкцией десантного контейнера и десантируемого груза;
13 - допустимые поперечные перемещения тарированных опор.
1 - самолет;
2 - десантируемый груз;
3 - десантный контейнер;
4 - открытый торец десантного контейнера;
5 - источник высокого давления;
6 - устройство пневматического выталкивания груза;
7 - глухой торец десантного контейнера;
8 - герметичная пневматическая камера;
9 - тарированные опоры;
10 - установочные элементы;
11 - узлы установки десантного контейнера в грузовой кабине самолета;
12 - гарантированный зазор между конструкцией десантного контейнера и десантируемого груза;
13 - допустимые поперечные перемещения тарированных опор.
На фиг. 3 и фиг. 4 приведены реакции и перемещения в установочных элементах, в том числе в тарированных опорах, на примере десантирования из тяжелого самолета АН-124-100 "Руслан" ракеты-носителя массой 100 т.
На фиг. 1,2,3 и 4 приведен один из вариантов закрепления установочных элементов - на десантируемом грузе. При этом тарированные опоры расположены в поясах, максимально удаленных от открытого торца десантного контейнера.
Предложено устройство десантирования из самолета 1 тяжелых крупногабаритных грузов 2, содержащее десантный контейнер 3 с открытым торцем 4, устройство пневматического выталкивания груза 6 из контейнера 3 через открытый торец 4, источник высокого давления 5. При этом десантируемый груз 2 размещен внутри десантного контейнера 3 на установочных элементах 10, расположенных, по крайней мере, в двух поясах десантируемого груза 2. По крайней мере, один из установочных элементов 10 выполнен в виде тарированной опоры 9.
При этом тарированные опоры 9 расположены в поясах, максимально удаленных от открытого торца 4 десантного контейнера 3, если установочные элементы, включая тарированные опоры, закреплены на десантируемом грузе 2. В другом варианте, если установочные элементы 10, включая тарированные опоры 9, закреплены на десантном контейнере 3, то тарированные опоры 9 расположены в поясах, максимально приближенных к открытому торцу 4 десантного контейнера 3.
Таким образом, в любом варианте закрепления установочных элементов 10: на десантируемом грузе 2 или на десантном контейнере 3, - должно выполняться условие, при котором десантируемый груз 2 в процессе выхода из десантного контейнера 3 имеет остающиеся последними удерживающие его установочные элементы, выполненные в виде тарированных опор 9.
Величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения 13 тарированных опор 9 выбраны из условия сохранения гарантированного зазора 12 между конструкцией десантного контейнера 3 и десантируемого груза 2 в процессе выхода груза через открытый торец 4 десантного контейнера.
Выход десантируемого груза 2 из десантного контейнера 3 осуществляется под действием устройства пневматического выталкивания 6, имеющего источник высокого давления 5. Давление для выталкивания груза подается в герметичную пневматическую камеру 8 между глухим торцем контейнера 7 и десантируемым грузом 2.
Для восприятия самолетом 1 реакции (отдачи) от давления в герметичной пневматической камере 8 десантный контейнер 3 устанавливается на силовом полу грузовой кабины самолета 1 с помощью узлов установки 11, воспринимающих как поперечные, так и продольные нагрузки.
Предложенное устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов функционирует следующим образом.
В назначенный момент десантирования груза 2 в герметичную пневматическую камеру 8 между глухим торцем десантного контейнера 7 и десантируемым грузом 2 подается давление из устройства пневматического выталкивания груза 6, имеющего источник высокого давления 5.
При достижении расчетного значения избыточного давления газа в герметичной пневматической камере 8 происходит отсоединение десантируемого груза 2 от десантного контейнера 3 и под давлением газа начинается выход этого груза через открытый торец 4 десантного контейнера 3.
При движении десантируемого груза 2 внутри десантного контейнера 3 все инерционные силы, действующие на груз, и силы трения воспринимаются установочными элементами 10. Реакции от этих элементов нагружают соответственно конструкцию десантного контейнера 3 и десантируемого груза 2.
По мере выхода десантируемого груза 2 из десантного контейнера 3 установочные элементы 10 один за другим выходят из контейнера (в случае их закрепления на десантируемом грузе), а силы инерции груза и силы трения воспринимаются оставшимися в контейнере установочными элементами. С уменьшением количества установочных элементов 10 усилия (реакции) в них возрастают и, следовательно, возрастает нагружение конструкции контейнера и груза.
Для уменьшения инерционного нагружения десантируемого груза 2 и контейнера 3 десантирование может осуществляться на режиме полета самолета типа "горка" с нормальной перегрузкой, действующей на самолет, близкой к нулю (режим, близкий к невесомости).
Однако на режиме типа "горка" самолет 1 совершает вращение в вертикальной плоскости с угловой скоростью
ω ≈ (ay-g)/V,
где ω - скорость вращения самолета в вертикальной плоскости;
ay - нормальное ускорение, действующее на самолет в вертикальной плоскости;
V - скорость полета самолета;
g ≈ 9,81 м/с2 - ускорение силы тяжести.
ω ≈ (ay-g)/V,
где ω - скорость вращения самолета в вертикальной плоскости;
ay - нормальное ускорение, действующее на самолет в вертикальной плоскости;
V - скорость полета самолета;
g ≈ 9,81 м/с2 - ускорение силы тяжести.
Для режима полета тяжелого транспортного самолета, например, АН- 124-100 "Руслан", близкого к невесомости (ay ≈ 0), скорость вращения самолета в вертикальной плоскости составит около
ω ≈ -g/V=-9,81/180=-0,055 1/с=-3o/с.
ω ≈ -g/V=-9,81/180=-0,055 1/с=-3o/с.
При такой угловой скорости вращения самолета 1 и скорости выхода груза 2 из десантного контейнера 3 около 30 м/сек возникает кориолисово ускорение
ak= ω • W=-0,055•30 ≈ -1,7 м/c2,
где аk - кориолисово ускорение;
W - скорость выхода груза из десантного контейнера.
ak= ω • W=-0,055•30 ≈ -1,7 м/c2,
где аk - кориолисово ускорение;
W - скорость выхода груза из десантного контейнера.
Кориолисово ускорение прижимает десантируемый груз 2 к десантному контейнеру 3 и создает дополнительные усилия на оставшиеся последними установочные элементы 10, а следовательно, на конструкцию десантируемого груза 2 и контейнера 3.
Проведенное математическое моделирование процесса десантирования ракеты-носителя из самолета АН-124-100 "Руслан" показало, что:
- если установочные элементы имеют жесткие не регулируемые опоры, нагрузки на последние опоры при выходе груза из контейнера недопустимо возрастают;
- снижение нагрузок на последние установочные элементы может быть достигнуто за счет применения, по крайней мере, одной тарированной опоры. Причем тарированные опоры должны работать последними по ходу движения груза из десантного контейнера. Величины настроек максимальных усилий и располагаемые поперечные перемещения в этих опорах выбирались так, чтобы усилия на опоры были минимальными, а перемещения обеспечивали гарантированный зазор между конструкцией десантного контейнера и десантируемого груза.
- если установочные элементы имеют жесткие не регулируемые опоры, нагрузки на последние опоры при выходе груза из контейнера недопустимо возрастают;
- снижение нагрузок на последние установочные элементы может быть достигнуто за счет применения, по крайней мере, одной тарированной опоры. Причем тарированные опоры должны работать последними по ходу движения груза из десантного контейнера. Величины настроек максимальных усилий и располагаемые поперечные перемещения в этих опорах выбирались так, чтобы усилия на опоры были минимальными, а перемещения обеспечивали гарантированный зазор между конструкцией десантного контейнера и десантируемого груза.
Например, на фиг. 3 и фиг. 4 приведены результаты моделирования (реакции в опорах и перемещения в этих опорах) для ракеты-носителя массой - 100 т, длиной - около 30 м, диаметром - 3 м. Количество установочных элементов - 4, из них 3 - тарированные опоры с максимальным усилием 30 тс. Скорость выхода ракеты-носителя из контейнера - около 30 м/с.
Моделирование осуществлялось на режиме полета самолета типа "горка" с диапазоном вертикальной перегрузки 0,2±0,1 и с учетом ветровых возмущений, действующих на самолет.
Из фиг. 4 видно, что максимальные перемещения имеет последняя тарированная опора. Эти перемещения не превышают 8 см.
Следует отметить, что при выходе груза из контейнера выход из контейнера каждого установочного элемента сопровождается практически мгновенным перераспределением реакций в оставшихся в контейнере установочных элементах. Это - аналогично удару по установочному элементу, который в зависимости от его жесткости начинает испытывать быстрые поперечные колебания, приводящие к дополнительному динамическому нагружению конструкции груза и контейнера.
Значительные колебания могут возникнуть в тарированных опорах, когда усилия на них достигают максимальных настроечных, и при этом реализовался выход из контейнера очередной опоры со значительным перераспределением реакций.
Для исключения такого динамического нагружения конструкции десантируемого груза и контейнера тарированные опоры должны быть снабжены демпферами механического или другого типа. Мощность демпфера выбирается из условия эффективного гашения колебаний в тарированной опоре.
После выхода десантируемого груза из десантного контейнера может потребоваться стабилизация груза для обеспечения его заданной ориентации или для сообщения ему перегрузки в заданном направлении с целью сепарации жидкости в его емкостях. Например, с целью сепарации компонентов топлива в топливных баках десантируемой ракеты.
Задача стабилизации груза после десантирования может быть решена за счет применения парашютов, вводимых в набегающий поток в процессе или после выхода груза из контейнера. В качестве стабилизирующих парашютов могут использоваться вытяжные парашюты типа ВПС-14, серийно выпускаемые в России и применяемые в военно-транспортной авиации для десантирования тяжелых грузов.
Предложенное изобретение позволяет:
- снизить поперечные нагрузки на конструкцию грузов, десантируемых из самолета;
- снизить массу конструкции этих грузов;
- за счет снижения массы конструкции таких грузов, как ракеты-носители, увеличить их грузоподъемность и снизить удельную стоимость выведения полезной нагрузки;
- обеспечить безопасность самолета и его экипажа за счет создания гарантированного зазора между грузом и контейнером и, следовательно, их безударного разделения.
- снизить поперечные нагрузки на конструкцию грузов, десантируемых из самолета;
- снизить массу конструкции этих грузов;
- за счет снижения массы конструкции таких грузов, как ракеты-носители, увеличить их грузоподъемность и снизить удельную стоимость выведения полезной нагрузки;
- обеспечить безопасность самолета и его экипажа за счет создания гарантированного зазора между грузом и контейнером и, следовательно, их безударного разделения.
Предложенное изобретение может быть реализовано при десантировании грузов с тяжелых транспортных самолетов с использованием существующих технологий изготовления транспортно-пусковых контейнеров и их установочных элементов.
Claims (4)
1. Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов, содержащее десантный контейнер с открытым торцом, устройство пневматического выталкивания груза из контейнера через открытый торец, источник высокого давления, отличающееся тем, что десантируемый груз размещен внутри контейнера на установочных элементах, расположенных, по крайней мере, в двух поясах десантируемого груза, при этом, по крайней мере, один из установочных элементов выполнен в виде тарированной опоры, а величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения этих опор выбраны из условия сохранения гарантированного зазора между десантным контейнером и десантируемым грузом при десантировании груза из контейнера.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что установочные элементы закреплены на десантируемом грузе, а тарированные опоры максимально удалены от открытого торца десантного контейнера.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что установочные элементы закреплены на десантном контейнере, а тарированные опоры расположены в поясах, максимально приближенных к открытому торцу десантного контейнера.
4. Устройство по пп.1-3, отличающееся тем, что тарированные опоры снабжены демпферами гашения динамических колебаний десантируемого груза при его выходе из десантного контейнера.
Priority Applications (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001103238/28A RU2175932C1 (ru) | 2001-02-07 | 2001-02-07 | Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов |
| PCT/RU2002/000009 WO2002062662A1 (fr) | 2001-02-07 | 2002-01-17 | Dispositif de largage de cargaisons lourdes de grandes dimensions depuis un avion |
| UA2003098273A UA74873C2 (en) | 2001-02-07 | 2002-01-17 | Method for jettisoning heavy large dimension loads from an aircraft |
| DE60220144T DE60220144T2 (de) | 2001-02-07 | 2002-01-17 | Vorrichtung zum abwerfen von grossen, schweren frachten von einem flugzeug |
| US10/467,477 US6811114B2 (en) | 2001-02-07 | 2002-01-17 | Apparatus for launching heavy large payloads from an aircraft |
| EP02700916A EP1366986B1 (en) | 2001-02-07 | 2002-01-17 | Device for jettisoning large heavy freights from an aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001103238/28A RU2175932C1 (ru) | 2001-02-07 | 2001-02-07 | Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2175932C1 true RU2175932C1 (ru) | 2001-11-20 |
Family
ID=20245631
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001103238/28A RU2175932C1 (ru) | 2001-02-07 | 2001-02-07 | Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6811114B2 (ru) |
| EP (1) | EP1366986B1 (ru) |
| DE (1) | DE60220144T2 (ru) |
| RU (1) | RU2175932C1 (ru) |
| UA (1) | UA74873C2 (ru) |
| WO (1) | WO2002062662A1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2526555C2 (ru) * | 2012-09-06 | 2014-08-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата (варианты) |
| RU2724198C1 (ru) * | 2019-05-24 | 2020-06-22 | Публичное акционерное общество (ПАО) "Туполев" | Способ подготовки ракет к пуску |
| RU2765523C1 (ru) * | 2020-09-07 | 2022-01-31 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Пусковая установка в закрываемом отсеке |
| RU2785298C1 (ru) * | 2022-06-03 | 2022-12-06 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Поворотная платформа для безопасного отделения грузов |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8403267B2 (en) * | 2010-11-29 | 2013-03-26 | Raytheon Company | Ejection system and a method for ejecting a payload from a payload delivery vehicle |
| US9745063B2 (en) * | 2014-08-07 | 2017-08-29 | Ventions, Llc | Airborne rocket launch system |
| SG10201600154WA (en) * | 2016-01-08 | 2017-08-30 | Singapore Tech Aerospace Ltd | Apparatus And Method For Aerial Recovery Of An Unmanned Aerial Vehicle |
| RU2750586C1 (ru) * | 2020-06-16 | 2021-06-29 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Модульные самолеты-вертолеты для корабельных авиационно-ракетных систем |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3160061A (en) * | 1964-12-08 | Tsoy k | ||
| US2938430A (en) * | 1954-05-17 | 1960-05-31 | North American Aviation Inc | Screw retained spin rocket |
| US2977853A (en) * | 1955-12-01 | 1961-04-04 | North American Aviation Inc | Weapon delivery method and means |
| US3135161A (en) * | 1961-08-08 | 1964-06-02 | Frederick A Oyhus | Expendable-piston tube missile launcher |
| DE2055805C3 (de) * | 1970-11-13 | 1974-03-28 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Abschußvorrichtung für Geschosse |
| GB1420957A (en) * | 1972-06-22 | 1976-01-14 | British Aircraft Corp Ltd | Spacecraft |
| US4040334A (en) * | 1976-04-20 | 1977-08-09 | Lockheed Aircraft Corporation | Missile launcher for aircraft |
| US4072150A (en) * | 1976-11-15 | 1978-02-07 | Glassman Jacob A | Double-duty diaper and insert therefor |
| US4256012A (en) * | 1978-11-20 | 1981-03-17 | Lockheed Corporation | Missile launcher for aircraft |
| US5438905A (en) * | 1984-06-19 | 1995-08-08 | Westinghouse Electric Corporation | Method and apparatus for stabilizing the in-tube trajectory of a missile |
| US4739027A (en) * | 1985-12-17 | 1988-04-19 | Westinghouse Electric Corp. | Resilient polyurethane elastomer |
| USH405H (en) * | 1987-08-24 | 1988-01-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Rocket/launcher interface |
| US5190246A (en) | 1991-08-07 | 1993-03-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Shuttle orbiter with telescoping main propulsion unit and payload |
| US5168119A (en) * | 1991-12-23 | 1992-12-01 | Rockwell International Corporation | Ejection system for payload deployment in a low gravity, exoatmospheric environment |
| US5279199A (en) | 1992-08-14 | 1994-01-18 | Hughes Aircraft Company | Technique and apparatus for rearward launch of a missile |
| RU2068169C1 (ru) | 1992-08-24 | 1996-10-20 | Конструкторское бюро машиностроения им.акад.В.П.Макеева | Способ выполнения старта ракеты с самолета |
| RU2096261C1 (ru) * | 1993-11-12 | 1997-11-20 | Владимир Павлович Жигунов | Универсальный корпус летательного аппарата |
| US5743896A (en) * | 1995-12-07 | 1998-04-28 | Parker; Beverly Marie | Sanitary napkin having a protrusion insertable into the posterior rugae of the buttocks |
| FR2796454B1 (fr) * | 1999-07-16 | 2002-08-09 | Aerospatiale Matra Missiles | Arme montee sur un aeronef furtif et pourvue d'un missile, ainsi qu'un systeme d'arme comprenant un aeronef furtif et une telle arme |
| RU2160215C1 (ru) | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Авиационно-космическая система |
| US6394392B1 (en) * | 1999-10-19 | 2002-05-28 | Trimbach Turbine, Ltd. | Aircraft having multiple fuselages |
| US6260802B1 (en) * | 2000-04-25 | 2001-07-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Pneumatic airborne ejection system for aerospace vehicles |
-
2001
- 2001-02-07 RU RU2001103238/28A patent/RU2175932C1/ru not_active IP Right Cessation
-
2002
- 2002-01-17 US US10/467,477 patent/US6811114B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-01-17 DE DE60220144T patent/DE60220144T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-17 EP EP02700916A patent/EP1366986B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-17 UA UA2003098273A patent/UA74873C2/uk unknown
- 2002-01-17 WO PCT/RU2002/000009 patent/WO2002062662A1/ru active IP Right Grant
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Ракеты-носители. - Военное издательство МО СССР. 1981. С.190, 191. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2526555C2 (ru) * | 2012-09-06 | 2014-08-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата (варианты) |
| RU2724198C1 (ru) * | 2019-05-24 | 2020-06-22 | Публичное акционерное общество (ПАО) "Туполев" | Способ подготовки ракет к пуску |
| RU2765523C1 (ru) * | 2020-09-07 | 2022-01-31 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Пусковая установка в закрываемом отсеке |
| RU2785298C1 (ru) * | 2022-06-03 | 2022-12-06 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") | Поворотная платформа для безопасного отделения грузов |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE60220144D1 (de) | 2007-06-28 |
| WO2002062662A1 (fr) | 2002-08-15 |
| US6811114B2 (en) | 2004-11-02 |
| US20040065779A1 (en) | 2004-04-08 |
| EP1366986A4 (en) | 2004-08-18 |
| EP1366986B1 (en) | 2007-05-16 |
| UA74873C2 (en) | 2006-02-15 |
| DE60220144T2 (de) | 2008-01-24 |
| EP1366986A1 (en) | 2003-12-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2175933C2 (ru) | Средства, способ и система запуска космических аппаратов на основе буксируемого планера (их варианты) | |
| US4901949A (en) | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight | |
| US6158693A (en) | Recoverable booster stage and recovery method | |
| JP5508017B2 (ja) | 航空力学的および宇宙的飛行を行う飛行機およびそれに関係した操縦方法 | |
| US7861972B1 (en) | Release mechanism for a forward and aft restrained load in an aircraft | |
| US3700193A (en) | A method of delivering a vehicle to earth orbit and returning the reusable portion thereof to earth | |
| US3079113A (en) | Vehicle parachute and equipment jettison system | |
| RU2175932C1 (ru) | Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов | |
| US5242134A (en) | Space station trash removal system | |
| US8690104B2 (en) | Capsule spacecraft emergency landing system | |
| RU2482030C2 (ru) | Ракета-носитель | |
| Murrow et al. | Some test results from the NASA planetary entry parachute program. | |
| Sarigul-Klijn et al. | Flight Testing of a Gravity Air Launch Method to Enable Responsive Space Acess | |
| RU2376214C1 (ru) | Способ доставки экипажа с поверхности земли на окололунную орбиту и возвращения с окололунной орбиты на поверхность земли | |
| US5133517A (en) | Access door pallet | |
| RU2730700C1 (ru) | Устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность луны и последующего возвращения на землю | |
| RU2216489C2 (ru) | Транспортная космическая система и способ ее управления при межорбитальной транспортировке грузов | |
| Smith et al. | Ballute and parachute decelerators for FASM/QUICKLOOK UAV | |
| RU2401408C1 (ru) | Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения | |
| RU2489329C1 (ru) | Ракета-носитель | |
| RU2129508C1 (ru) | Авиационный пусковой комплекс | |
| Sarigul-Klijn et al. | Gravity air launching of earth-to-orbit space vehicles | |
| RU2672706C1 (ru) | Устройство отделения группы беспилотных летательных аппаратов от самолета-носителя | |
| RU2827435C1 (ru) | Воздушный стартовый комплекс | |
| RU2790569C1 (ru) | Многоразовая первая ступень ракеты-носителя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20051130 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160208 |