CN101879943A - 一种小型可收放多轮多支柱式起落架 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种飞机起落架，其包括：前后排列设置的多个机轮-轮架单元，每个所述多个机轮-轮架单元均包括机轮组件和用于支撑和收放所述机轮组件的轮架；与每个所述机轮-轮架单元联动的收放驱动组件，用于驱动所述多个机轮-轮架单元进行所述机轮组件的收/放操作。该小型可收放多轮多支柱式起落架，其各支柱收放采用简洁的联动装置，能够收纳于小型无人机机体内部有限的空间中，并具有足够的强度和刚度，具有较好的可行性和可靠性。

Description

一种小型可收放多轮多支柱式起落架

本申请是中国专利申请第200910078388.6号的分案申请。

技术领域

本发明涉及一种小型可收放多轮多支柱式起落架的设计，属于航空飞行器的结构设计领域，适用于有大载重量要求的小型无人机和大型飞机的无人驾驶缩比验证机等。

背景技术

本发明主要应用于起落架高度较低、起飞重量较大的小型无人机中，特别是如大型运输机一类飞机的无人驾驶缩比验证机。

随着电子技术、计算机技术、材料技术以及高精度制造技术的飞速发展，各种应用于小型无人机的微电子设备、轻强复合材料以及大推重比的微小型推进机械(活塞式发动机、涡喷发动机以及电动机)的性能得到很大的提高。小型无人机活跃于国防军事、科学研究以及民用航空的各个领域，用于执行战场侦查、毁伤评估、飞行试验、航空测绘等飞行任务。

起落装置是水平起降无人机的重要组成部分。现今小型无人机一般采用不可收放的单轮式起落架(如板弹簧或单支柱形式)，虽然此类起落架形式简单，但由于机轮直径较小，减震性能差，对跑道的要求较高，在执行侦查、遥测等野外作业任务时不易找寻符合要求的起降场地，因此大大限制了无人机的使用范围。此外由于起落架不可收放，导致飞机阻力增加，对无人机的续航时间、爬升率等飞行性能也会造成不良影响。

同样对于无人驾驶缩比验证机而言，由于缩比验证机是一种与原型机之间存在几何相似、动力学相似等一系列相似准则的飞行试验模型，主要用于飞机设计过程中对总体性能、气动布局、操纵性/稳定性等进行研究。但现有的缩比验证机所采用的起落架与原型机相似程度较低，不能很好地模拟原型机在地面运动时的动力学性能。

因此，需要研究设计一种小型的可收放的多轮多支柱形式的起落架，采用多个机轮扩大接触面积、分散载荷，降低对跑道的要求，增加起落架漂浮性，从而获得较好的起降性能；在飞行过程中起落架能收纳于机体内部，减小阻力，改善飞行性能。同时可收放多轮多支柱式起落架与有人机的起落架相比，有较高相似度，若应用于无人驾驶缩比验证机则能更好的满足相似准则的要求，保证试验效果。

本发明所基于的主要考虑包括：

要求设计的起落架能够收纳于小型无人机机体内部有限的空间，并具有足够的强度和刚度，具有较好的可行性和可靠性，在确定了一种例如多轮多支柱起落架的方案以后，就需要对起落架的收放机构、锁定机构及收放动力装置等细节进行设计；

一般飞机的起落架收放都采用液压系统作为收放动力，但由于液压系统结构复杂、重量大，不适合小型无人机，必须采用更加轻便、简单的收放动力。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞机起落架，其能够收纳于小型无人机机体内部有限的空间中，并具有足够的强度和刚度。

根据本发明的一个方面，提供了一种飞机起落架，其特征在于包括：

前后排列设置的多个机轮-轮架单元，每个所述多个机轮-轮架单元均包括机轮组件和用于支撑和收放所述机轮组件的轮架；

与每个所述机轮-轮架单元联动的收放驱动组件，用于驱动所述多个机轮-轮架单元进行所述机轮组件的收/放操作。

本发明的优点在于，针对现今小型无人机起落架设计中的不足，提供了一种采用压缩气体作为收放动力的，各支柱收放采用简洁的联动装置的小型可收放多轮多支柱式起落架，其可供有大载重量要求的小型飞机/无人机和大型运输机类的无人驾驶缩比验证机使用。具体包括：

1)起落架与机身4个加强框上共7个安装部通过销轴卡簧组件安装，便于拆装与检修；起落架整体与机身之间为静定结构，可减小结构安装内应力。左右侧起落架各支柱单元所用零件完全一致具有高度互换性。

2)由于采用了收放联动机构，利于各支柱单元之间的收放协调；与独立式收放作动机构相比，起落架每侧可减少两个作动筒，不但减轻了重量，还降低了结构复杂性。

3)将收放作动筒和收放联动机构置于起落架承力结构上方，充分利用了起落架鼓包舱上部狭窄的空间；用一个尺寸较大的气动作动筒代替三个微小的气动作动筒，使得能够直接采用现成产品，同时起落架收放时所需作动力大小能够得到保证。

4)采用了滑轴-滑轨的起落架锁定形式，使结构更加简单，便于采用收放联动机构；“微笑”形轨道结构简单，工作可靠。

5)收放联动机构中连杆的长度可调，同时起落架承力支柱之间采用销轴铰接，故可修正机身上起落架安装部间距的制造误差，防止安装内应力对机体结构产生不良影响。

6)气动控制系统采用刹车-收放双气源分立设计，可杜绝刹车系统消耗过多压缩空气对起落架收放产生不良影响；同时该气动控制系统在起落架收放控制管路中集成了舱门收放的模块，便于结构小型化、集成化，利于缩比验证机整机减重和系统集成。

7)起落架放下依靠放气后收放作动筒内部复位弹簧和机轮组件自身重力作用完成，有利于在压缩空气管路泄压情况下，起落架自动放下，该应急手段简单可靠，有利于保证缩比验证机的飞行安全。

附图说明

图1是本发明一实施例的右侧起落架的整体图。

图2是图1的右侧起落架的整体侧视图。

图3是本发明一实施例的右侧起落架在放下位置的正视图。

图4是图3的实施例中连杆系统的结构示意图。

图5是图3的实施例中滑轨组件的结构示意图。

图6是图3的右侧起落架在收起位置的正视图。

图7是本发明一实施例的气动控制盒的外形图。

具体实施方式

本发明主要是通过对起落架承力支柱、收放联动与锁定机构、机轮与刹车、气动控制系统的合理设计与装配调试来实现的。

以下结合附图说明本发明的具体实施的技术方案(以右侧起落架为例，左侧与之关于机身纵向对称面镜面对称)：

本发明的起落架的一实施例如图1和图2所示，起落架通过例如7个安装部10分别与例如4个机身加强框1相连接，其中最前面的机身加强框1上只固定有一个位于上部的第一安装接头13，其余3个机身加强框1均固定有第一安装接头13和第二安装接头14各一个，所述安装部10设置在第一安装接头13和第二安装接头14上。用于将起落架安装在机身加强框1上的每一个安装部10均设置有一根两端带弹簧挡圈的销轴，其可以整体性装卸，从而改善维护性。机身加强框1、第二支杆6和安装连杆9之间用销轴连接，三者形成一个三角形静定结构，无安装内应力，载荷传递路径简单。

每侧起落架主承力结构包括例如三个承力支柱单元，每个承力支柱单元包括与机身形成三角形承力框架的第一支杆4和第二支杆6。一个第三支杆7的上端与第二支杆6铰接，第三支杆7可绕该铰链旋转。第三支杆7的一个中部支臂701与减震器5铰接形成一个跪式减震系统，减震器5采用成品避震器，由油液阻尼器与弹簧组成。该减震系统具有较好的越障能力。第三支杆7末端采用抱箍形式安装一根轮轴，轮轴上并列安装两个机轮8，机轮8采用橡胶轮胎和铝合金轮毂，并且轮毂内部集成了气动鼓式刹车组件。

收放联动机构

该起落架的收放联动与锁定机构可采用机械设计中常用的四连杆机构和滑块摇杆机构，其一具体实施例如图3所示，其中第三支杆7、减震器5、摇臂3、第二支杆6以及用于相互之间铰接的摇臂轴15、下耳轴16、下销轴17和上销轴18组成一个四连杆机构；收放连杆组件12、摇臂3以及滑轨组件2组成一个滑块摇杆机构。摇臂3包括相连的第一支臂301和第二支臂302，第一支臂301和第二支臂302在一个连接部彼此相连，所述连接部以可枢转的方式固定在一个摇臂轴15上，摇臂轴15相对于机身固定。

如图4所示，在该实施例中，每套收放连杆组件12包括连杆第一接头21、连杆第二接头19、滑轴20和连杆22。钢制滑轴20两端轴径比中间略小，中间打有一个径向通孔，通过此孔与连杆第二接头19螺纹连接。连杆22与连杆第一接头21用左旋螺纹连接，连杆22与连接第二接头19用右旋螺纹连接，直接拧转连杆22即可通过正反螺纹调整连杆组件12的长度。输出端安装有连杆第二接头19的收放作动筒11与两套收放连杆组件12首尾相连组成一套收放连杆系统。

如图5所示，在该实施例中，每套滑轨组件2包括两片滑槽板23和两个滑槽板连接柱24，二者用螺钉连接。滑槽板连接柱24两端设有螺纹孔，用于与滑槽板23进行连接。滑槽板23采用2mm厚铝板加工成，上面开有中间水平两端上翘的“微笑”形收放滑槽231，收放滑槽231的宽度比滑轴20两端轴径略大(例如，在本发明的一个实施例中大0.2mm)。

起落架的收放过程说明如下：当起落架收起时，给收放作动筒11通气，作动筒11内部活塞推动连杆组件12向前，连杆的另一端的滑轴20在收放滑槽231以及摇臂3上的滑槽303内运动，并推动摇臂3，使摇臂3绕摇臂轴15顺时针旋转，旋转的摇臂3通过减震器5带动第三支杆7转动，当滑轴20沿图3中箭头方向运动到收放滑槽231远端点时，起落架机轮8完全收上，效果如图6所示。当起落架放下时，给气动作动筒11放气，作动筒11内的复位弹簧将活塞压回，带动连杆组件12后退，摇臂3就在滑轴20的作用下绕摇臂轴15逆时针旋转，同样通过减震器5带动第三支杆7向下转动，当滑轴20到达收放滑槽231的近端点后，起落架完全放下，效果如图3所示。

锁定机构

对于可收放式起落架，飞机设计规范规定起落架在放下状态必须能锁定，以使得结构静定，能承受飞机着陆、滑跑和停放时的地面载荷。起落架在收起状态下也必须锁定，防止飞行过程中起落架意外放下。本发明设计的起落架是通过滑轴20、“微笑”形收放滑槽231以及摇臂3三者组成的机构来实现锁定的。收放滑槽231两端各有一小段232上翘，该小段滑槽232的中心线分别与起落架在收起和放下状态时摇臂3的拨叉中心线重合，滑槽231两端中心线的交点即摇臂轴15的中心。当起落架在放下状态时，滑轴20受收放作动筒复位弹簧的作用，位于滑槽231的近端点并受到限制，此时若起落架要收起，必须使得摇臂3旋转，摇臂3若旋转必须使滑轴20垂直于上翘轨道232的方向运动，但滑轴20在此方向的运动受滑槽231的限制，无法运动，故起落架被锁定。起落架在收起时锁定原理与放下时相同。

气动控制系统

本发明中设计的气动控制系统主要特点在于采用了收放-刹车双气源分立设计，集成了舱门收放控制功能，同时具有起落架收放、舱门收放速度可调的功能和刹车延时与力度可调的功能。

由于飞机在地面调试过程中需要将飞机刹住，以便进行动力系统调试及其它的各种地面准备工作，在飞机接地后也需要使用刹车对飞机进行减速，因此刹车系统通气时间较长。为防止刹车在长时间工作过程中消耗过多压缩空气对起落架收放造成不良影响，故刹车系统与起落架收放系统分别使用各自独立气源。

本气动控制系统的主体为一气动控制盒36，其实际外形如图7所示，上面设置有两个气源接口即刹车系统气源接口25、收放系统气源接口26，两个压力表分别为收放系统气压监测表27和刹车系统气压监测表35、主起收放作动筒接口29、前起收放作动筒接口30、舱门收放作动筒接口31以及刹车作动接口32等多个输出管路接口，同时还有三路开关舵机控制信号输入接口28、收放速度调节旋钮33和刹车力度调节旋钮34。

本发明的系统，其安装过程示例如下。首先，在机身加强框上面所设置的起落架安装部10，通过销轴-挡圈组件将主起落架组件安装到机身加强框1上。然后通过调节收放作动筒活塞杆拧入接头的螺纹长度和调节收放联动机构连杆组件的长度，使得作动筒活塞杆在完全弹出和完全压回的情况下每个支柱单元的滑轴都能位于起落架收起锁定和放下锁定的位置。

接着用适当长度和管径的压缩气体导管连接好气动控制盒、起落架收放作动筒、气动鼓式刹车之间的气动控制管路。

然后用信号线将遥控接收机的相应信号通道与气动控制盒中各控制信号输入接口相连，并且在遥控设备上调整好各控制通道的行程，达到在遥控设备上能够控制各开关开闭的目的。

接好气源并调整好管路气体压力。

这样就完成了整个系统的安装，该起落架系统就能应用于例如无人驾驶缩比验证机或小型无人机的地面试验和飞行试验了。需要的时候在遥控设备上扳动相应控制通道的开关，即可实现起落架的收放和机轮刹车的开合。

Claims (9)

1.一种飞机起落架，其特征在于包括：

前后排列设置的多个机轮-轮架单元，每个所述多个机轮-轮架单元均包括机轮组件(8)和用于支撑和收放所述机轮组件(8)的轮架；

与每个所述机轮-轮架单元联动的收放驱动组件(11，12，2)，用于驱动所述多个机轮-轮架单元进行所述机轮组件(8)的收/放操作。

2.根据权利要求1所述的飞机起落架，其特征在于所述轮架包括一个固定支撑部分和一个可动收放部分，

所述固定支撑部分包括第一支杆(4)和第二支杆(6)，所述第一支杆(4)的第一端和第二支杆(6)的第一端分别固定连接在机身上，所述第一支杆(4)的第二端和第二支杆(6)的第二端彼此相连，从而形成具有三角形承力支撑功能的所述固定支撑部分，

所述可动收放部分包括

一个第三支杆(7)，其一端与所述固定支撑部分的下部铰接，其另一端用于安装所述机轮的轮轴，所述第三支杆(7)包括一个中部支臂(701)，

一个摇臂(3)，其包括相连的第一支臂(301)和第二支臂(302)，所述第一支臂(301)和第二支臂(302)在一个连接部彼此相连，所述连接部以可枢转的方式固定在一个摇臂轴(15)上，所述摇臂轴(15)相对于机身固定，

一个轮架连杆(5)，其上端与所述第一支臂(301)的自由端可枢转地连接，其下端与所述中部支臂(701)的自由端可枢转地连接。

3.根据权利要求2所述的飞机起落架，其特征在于，

所述收放驱动组件(11，12，2)包括

收放作动筒(11)，

由所述收放作动筒(11)致动的收放连杆(12)，所述收放连杆(12)带有分别与每个所述机轮-轮架单元对应的滑轴(20)，

相对于机身固定并分别与每个所述机轮-轮架单元对应的多个滑轨部件(2)，每一个滑轨部件(2)中带有与相应的所述滑轴(20)相配合的第一滑槽(231)，

所述第二支臂的自由端上设有与相应的所述滑轴(20)相配合的第二滑槽(303)。

4.根据权利要求3所述的飞机起落架，其特征在于所述收放连杆(12)包括首尾相接的多套连杆组件，每一套连杆组件包括一连杆段(22)及设置在所述连杆段(22)首尾的第一连杆接头(21)和第二连杆接头(19)，所述连杆段(22)与所述第一连杆接头(21)用左旋螺纹连接，与所述第二连接接头(19)用右旋螺纹连接。

5.根据权利要求4所述的飞机起落架，其特征在于，每一个所述滑轴(20)均设置在与其相应的一个所述第二连杆接头(19)上。

6.根据权利要求5所述的飞机起落架，其特征在于所述滑轴(20)两端轴径比中间略小，中间打有一个径向通孔，通过此孔与所述第二连杆接头(19)螺纹连接。

7.根据权利要求3所述的飞机起落架，其特征在于所述第一滑槽(231)的两端各有一小段上翘部分(232)，该两小段上翘部分(232)的中心线分别与所述飞机起落架在收起和放下状态时所述摇臂(3)的拨叉中心线重合，所述滑槽(231)两端的所述上翘部分的中心线的交点即所述摇臂轴(15)的中心。

8.根据权利要求2所述的飞机起落架，其特征在于，

所述多个机轮-轮架单元中的第一机轮-轮架单元的所述第二支杆(6)与所述第一支杆(4)彼此相连的所述第二端通过一个安装连杆(9)而与一个第一机身加强框(1)固定连接，

所述第一机轮-轮架单元的所述第二支杆(6)的所述第一端与所述第一机身加强框(1)固定连接，

所述第一机轮-轮架单元的所述第一支杆(4)的所述第一端与一个第二机身加强框(1)固定连接，

所述多个机轮-轮架单元中的第二机轮-轮架单元的所述第二支杆(6)与所述第一支杆(4)彼此相连的所述第二端通过一个安装连杆(9)而与所述第二机身加强框(1)固定连接，

所述第二机轮-轮架单元的所述第二支杆(6)的所述第一端与所述第二机身加强框(1)固定连接，

所述第二机轮-轮架单元的所述第一支杆(4)的所述第一端与一个第三机身加强框(1)固定连接。

9.根据权利要求1所述的飞机起落架，其特征在于还包括一气动控制系统，其中设置有分立的刹车控制气源和收放系统气源，所述的收放系统气源为所述的收放驱动组件(11，12，2)供气。

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