CN105667772B - 飞机起落架及飞机、飞机降落方法 - Google Patents

飞机起落架及飞机、飞机降落方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种飞机起落架及飞机、飞机降落方法，属于飞机起落架技术领域，其可解决现有的飞机的起落架在地面不平时支撑不稳定的问题。本发明的起落架包括：能弯折的机械臂，机械臂包括位于同一平面内的安装基座、第一连杆、第二连杆，其中，安装基座一端用于连接飞机，另一端与第一连杆一端转动连接，且安装基座能绕与飞机底面垂直的方向转动；第一连杆另一端与第二连杆一端转动连接；第二连杆另一端用于连接转轮；力反馈器，用于分别检测各机械臂是否受力；驱动机构，用于分别驱动各机械臂运动；在起落架进行展开时，当力反馈器检测到任意机械臂受力时，驱动机构驱动该机械臂保持当前状态。本发明的起落架优选用于垂直降落飞机。

Description

飞机起落架及飞机、飞机降落方法
技术领域
本发明属于飞机起落架技术领域，具体涉及一种飞机起落架及飞机、飞机降落方法。
背景技术
现有直升机的起落架主要有轮式、支架式两种，每个起落架均通过多个支撑臂、支撑轮等与地面接触，从而实现对直升机的支撑。
但是，不论是哪种起落架，均要求降落地面是平整的，若地面不平，则必然有部分支撑臂、支撑轮不能与地面接触，从而造成支撑不稳定。
发明内容
本发明针对现有的飞机的起落架在地面不平时支撑不稳定的问题，提供一种在地面不平时也可提供稳定支撑的飞机起落架及飞机、飞机降落方法。
解决本发明技术问题所采用的技术方案是一种用于飞机的起落架，其包括：
至少3个能弯折的机械臂，所述机械臂包括位于同一平面内的安装基座、第一连杆、第二连杆，其中，安装基座一端用于连接飞机，另一端与第一连杆一端转动连接，且安装基座能绕与飞机底面垂直的方向转动；所述第一连杆另一端与第二连杆一端转动连接；所述第二连杆另一端用于连接转轮；
力反馈器，用于分别检测各机械臂是否受力；
驱动机构，用于分别驱动各机械臂运动；在所述起落架进行展开时，当力反馈器检测到任意机械臂受力时，驱动机构驱动该机械臂保持当前状态。
优选的，所述起落架为用于载人飞机的起落架，其中转轮的直径在170～300mm；
或
所述起落架为用于无人机的起落架，其中转轮的直径在5～70mm。
优选的，所述转轮为麦克纳姆轮；
所述起落架还包括用于驱动所述麦克纳姆轮转动的转轮驱动机构。
优选的，所述麦克纳姆轮包括主体和设于主体上的多个辊轮，所述辊轮由聚氨酯构成。
优选的，所述转轮驱动机构为设于所述麦克纳姆轮轮毂内的轮毂电机。
优选的，所述机械臂有3个，3个机械臂与飞机的连接点为等边三角形的3个顶点；
或
所述机械臂有4个，4个机械臂与飞机的连接点为矩形或等腰梯形的4个顶点。
优选的，所述安装基座、第一连杆、第二连杆的长度比在0.8～1.2∶2.6～3.4∶1.7～2.3。
优选的，所述起落架为用于载人飞机的起落架，其中安装基座、第一连杆、第二连杆的总长度在1.5～2m；
或
所述起落架为用于无人机的起落架，其中安装基座、第一连杆、第二连杆的总长度在0.12～0.3m。
优选的，所述安装基座能绕与飞机底面垂直的方向360度的转动；
所述安装基座与第一连杆间的夹角能在0～180度间变化；
所述第一连杆与第二连杆间的夹角能在0～180度间变化。
优选的，用于驱动安装基座与第一连杆间相对转动，以及用于驱动第一连杆与第二连杆间相对转动的所述驱动机构为液压驱动机构；
用于驱动安装基座绕与飞机底面垂直的方向转动的所述驱动机构为电驱动机构。
优选的，所述用于飞机的起落架还包括设于所述飞机的底面的图像采集单元；
在所述起落架进行展开时，所述图像采集单元采集所述飞机下方的图像，所述驱动机构根据所述图像驱动各安装基座绕与所述飞机的底面垂直的方向转动。
优选的，当所述起落架处于展开状态时，
若所述力反馈器检测到任意机械臂不再受力，则所述驱动机构驱动该机械臂继续伸展直至力反馈器检测到该机械臂受力，之后驱动该机械臂保持当前状态。
解决本发明技术问题所采用的技术方案是一种飞机，其包括：
上述的起落架。
优选的，所述飞机为垂直降落飞机。
优选的，所述垂直降落飞机为直升机或螺旋桨无人机。
优选的，所述飞机还包括：
具有连接面的翻转板，其能在使连接面朝向地面的位置和使连接面朝向与地面垂直方向的位置间翻转；所述机械臂的安装基座连接在翻转板的连接面上。
解决本发明技术问题所采用的技术方案是一种飞机降落方法，所述飞机为上述飞机，所述飞机降落方法包括：
所述驱动机构驱动安装基座相对于飞机底面转动至所需位置；
所述驱动机构驱动各机械臂的安装基座与第一连杆进行相对转动，以及驱动第一连杆与第二连杆进行相对转动，从而使机械臂逐渐伸展；
当力反馈器检测到任意机械臂受到阻力时，驱动机构驱动该机械臂保持当前状态。
优选的，所述安装基座与第一连杆间的相对转动，以及第一连杆与第二连杆间的相对转动的速度为1～5度/秒。
本发明的起落架包括多个力反馈器，以及多个可被独立驱动的机械臂，因此当飞机要降落并使起落架展开时，驱动机构分别驱动各机械臂伸展，当力反馈器检测到其中某个机械臂受力(触地)时，驱动机构就让该机械臂停止运动并保持当前状态，而其他机械臂则继续伸展，直到它们分别都触地为止；由此在地面不平的情况下，各机械臂可分别伸展到不同长度并都与地面接触，从而对飞机形成稳定的支撑。
本发明的起落架适用于各种飞机，但优选用于垂直降落飞机，尤其是直升机和螺旋桨无人机。
附图说明
图1为本发明的实施例的一种飞机的结构示意图；
图2为本发明的实施例的一种飞机降落在不平地面时的示意图；
图3为本发明的实施例的一种起落架的一个机械臂的局部结构示意图；
图4为本发明的实施例的一种起落架的麦克纳姆轮的局部结构示意图；
图5为麦克纳姆轮实现不同方向运动的原理示意图；
图6为本发明的实施例的一种起落架组成框图；
图7为本发明的实施例的一种起落架在展开时的工作流程图；
图8为本发明的实施例的飞机降落方法的流程图；
其中，附图标记为：1、机械臂；11、安装基座；12、第一连杆；13、第二连杆；2、麦克纳姆轮；21、麦克纳姆轮的主体；22、辊轮；3、轮毂电机；9、飞机。
具体实施方式
为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
实施例1：
如图1至图8所示，本实施例提供一种起落架，其包括：
至少3个能弯折的机械臂1，机械臂1包括位于同一平面内的安装基座11、第一连杆12、第二连杆13，其中，安装基座11一端用于连接飞机9，另一端与第一连杆12一端转动连接，且安装基座11能绕与飞机9底面垂直的方向转动；第一连杆12另一端与第二连杆13一端转动连接；第二连杆13另一端用于连接转轮；
力反馈器，用于分别检测各机械臂1是否受力；
驱动机构，用于分别驱动各机械臂1运动；在起落架进行展开时，当力反馈器检测到任意机械臂1受力时，驱动机构驱动该机械臂1保持当前状态。
如图1、图6所示，本实施例的用于飞机9的起落架包括多个机械臂1，这些机械臂1一端连接在飞机9上，另一端连接转轮以用于与地面接触。起落架中还包括力反馈器，其用于分别检测各机械臂1是否受力，并经数据采集单元传递到控制单元，控制单元由此判断机械臂1是否已经接触地面。而起落架的驱动机构则用于分别驱动各机械臂1进行独立的运动。
如图7所示，当飞机9要降落并使起落架展开时，驱动机构分别驱动各机械臂1进行伸展。具体的，驱动机构先驱动各安装基座11相对于飞机9底面转动至所需位置，从而保证展开后的机械臂1朝向所需方向；之后，驱动机构驱动各机械臂1的安装基座11与第一连杆12间的夹角，以及第一连杆12与第二连杆间13的夹角逐渐增大，也就是使折叠的机械臂1逐渐打开；而当力反馈器检测到某个机械臂1受到阻力时，则代表该机械臂1已经与地面接触，从而驱动机构驱动该机械臂1停止运动并保持当前状态，而此时其他的机械臂1则继续伸展，直到每个机械臂都都触地(或伸展到最大长度)为止。
也就是说，本实施例中，每个机械臂1都会在触地后即停止伸展，从而每个机械臂1都必然是伸展到正好与地面接触时为止，由此如图2所示，在地面不平的情况下，当起落架完成展开时，各机械臂1可分别伸展到不同长度并都与地面接触，保证对飞机9形成稳定的支撑。
进一步的，如图3所示，本实施例的机械臂1是分为“三段”的形式，其中任意两相邻段之间可相对转动(或者说可折叠或打开)，从而整个机械臂1是能弯折的，或者说是能折叠的。当机械臂1不使用时，可被折叠起来，从而使其所占的空间很小；而在要使用时，机械臂1又可逐步伸展至很长的长度。可见，这样折叠式的机械臂1结构简单、稳定性好，长度变化范围大。
而且，由于机械臂1的安装基座11能相对于飞机9底面转动，故其实际上具有三个自由度。这样，在机械臂1伸长时，还可调整伸出去的机械臂1是伸向什么方向的，或者说可调节机械臂1的实际支撑点(转轮)的位置。具体的，一方面可根据地面的情况，选择合适的支撑点，避开不适合接触的地面位置(如烂泥等软质地面)；另一方面，通过选择实际支撑点的位置，还可提供更稳定的支撑，例如，各机械臂1与地面的实际接触点可均位于机身的范围之外，从而大大提高了支撑的稳定性。
优选的，优选的，若起落架为用于载人飞机的起落架，其中转轮的直径在170～300mm；而若起落架为用于无人机的起落架，则其中转轮的直径在5～70mm。
显然，转轮的尺寸与其承压能力和在降落时降低冲击的能力相关，经研究发现，在使用本实施例的起落架的情况下，对于一般的载人飞机，其中转轮的直径在170～300mm即可满足要求；而对于无人机，由于其尺寸一般较小，故转轮直径在5～70mm即可。
更优选的，转轮为麦克纳姆轮2；起落架还包括用于驱动麦克纳姆轮2转动的转轮驱动机构。
现有的起落架转轮有些并无动力，故飞机9仍需要牵引车的牵引才可运动；有些转轮则运动方向受限，故飞机9的转向等运动不灵活，需要很大的操作空间。而本实施例中采用带有转轮驱动机构的麦克纳姆轮2解决了以上问题。麦克纳姆轮2又称Mecanum轮，如图4所示，麦克纳姆轮的主体21的轮缘上有多个与相对轮轴倾斜(通常为倾斜45度)设置的辊轮22，这些辊轮22可各自独立的进行转动。由此，如图5所示，通过使麦克纳姆轮的主体21和各辊轮22分别进行不同方向和速度的转动，即可使二者的运动分量组合出多种不同的综合结果，从而在飞机9朝向不变的情况下，实现向任意方向的运动(由于用麦克纳姆轮2实现任意方向的运动的具体方法是已知的，故在此不再详细描述)。由此，通过采用麦克纳姆轮2，可让使用本实施例起落架的飞机9在很小的空间内实现灵活的全方运动。
另外，麦克纳姆轮2实际是通过多个辊轮22与地面接触的，故其所受的力被多个辊轮22分担，由此在整体尺寸相同的情况下，麦克纳姆轮2承受压力和冲击的能力较强，硅特别适用于需要承载很重的飞机9的起落架中。
进一步优选的，转轮驱动机构为设于麦克纳姆轮2轮毂内的轮毂电机3。
其中，如图4所示，轮毂电机3是指直接安装在被驱动轮(麦克纳姆轮2)的轮毂内的电极，其可省去的传动机构，从而节省空间。
进一步优选的，麦克纳姆轮2的辊轮22由聚氨酯材料构成。
由于麦克纳姆轮2中的辊轮22多且很小，故一般不能采用充气轮的形式，为此，可选用既具有较高强度，又具有较好韧性和抗冲击性的材料制造辊轮22，以进一步改善其抗冲击性和承压性能。经研究发现，聚氨酯材料特别适用于制造辊轮22。当然，若采用其他的高强度材料制造辊轮22，也是可行的。
优选的，机械臂1有3个，3个机械臂1与飞机9的连接点为等边三角形的3个顶点。
显然，要提供稳定的支撑，则至少需要3个机械臂1，而此时的机械臂1优选排成等边三角形，以便对飞机9的各位置都提供稳定的支撑。
当然，如前所述，虽然机械臂1与飞机9的连接点构成三角形，但由于安装基座11能绕与飞机9底面垂直的方向转动，故各机械臂1可转动到不同的方向上，因此，最终各机械臂1与地面的接触点(转轮)并不一定是等腰三角形。
优选的，作为本实施例的另一种形式，机械臂1有4个，且4个机械臂1与飞机9的连接点为矩形或等腰梯形的4个顶点。
显然，虽然3个机械臂1形成三角形即可在理论上提供稳定的支撑。但若起落架所占的面积有限，则可能需要更多的机械臂1才能提供足够稳定的支撑。如图1、图2所示，研究发现，4个组成四边形(如矩形、等腰梯形等)的机械臂1通常足以提供稳定的支撑。
优选的，安装基座11、第一连杆12、第二连杆13的长度比在0.8～1.2∶2.6～3.4∶1.7～2.3；更优选为1∶3∶2。
显然，机械臂1的各“段”间的长度比例对于机械臂1的运动方式、受力分布等都是有影响的。经过研究发现，由于安装基座11主要用于与飞机9连接并实现相对于飞机9底面旋转的自由度，故其长度不用太大；而要实现“折叠(或者说实现的长度控制)”功能的第一连杆12和第二连杆13则应较长。而在两个连杆中，则优选是第一连杆12更长，因为第一连杆12的运动可带动第二连杆13。进一步的，安装基座11、第一连杆12、第二连杆13的长度比优选为1∶3∶2或接近该比例的值，这样可保证在折叠时，安装基座11和第二连杆13的长度之和基本与第一连杆12相当，达到“完全折叠”的效果。
优选的，对于用于载人飞机的起落架，其中安装基座11、第一连杆12、第二连杆13的总长度在1.5～2m；而对于用于无人机的起落架，其中安装基座11、第一连杆12、第二连杆13的总长度在0.12～0.3m。
由于载人飞机一般尺寸较大，因此其起落架的机械臂1的长度也相应较大，优选位于以上的范围内；而无人机的尺寸一般较小，故其起落架机械臂1的长度相应较小。
优选的，安装基座11能绕与飞机9底面垂直的方向360度的转动；安装基座11与第一连杆12间的夹角能在0～180度间变化；第一连杆13与第二连杆13间的夹角能在0～180度间变化。
也就是说，安装基座11优选能进行360度的全方位自由旋转，以使机械臂1的朝向最为灵活；而安装基座11与第一连杆12间，以及第一连杆13与第二连杆13间则优选均可在完全折叠(0度)和完全打开(180度)的角度间转动，以使机械臂1实现最大范围内的长度变化。
优选的，用于驱动安装基座11与第一连杆12间相对转动，以及用于驱动第一连杆12与第二连杆13间相对转动的驱动机构为液压驱动机构；而用于驱动安装基座11绕与飞机9底面垂直的方向转动的驱动机构为电驱动机构。
也就是说，以上安装基座11、第一连杆12、第二连杆13间的相对转动优选是通过液压驱动实现的，而安装基座11相对飞机9的转动则是通过电驱动实现的。这是因为，液压驱动往往可提供很大的驱动力，但相对速度较慢，电驱动则反之；而在支撑飞机9时，安装基座11、第一连杆12、第二连杆13间必须保持特定的相对角度，且同时还要克服很大的飞机9的重力，故它们之间的关节受力较大，优选采用液压驱动；相对的，安装基座11则只要能快速的相对飞机9旋转到所需位置即可，其并不受很大的力，故优选采用电驱动。
优选的，起落架还包括设于飞机9的底面的图像采集单元；在起落架进行展开时，图像采集单元采集飞机9下方的图像，驱动机构根据图像驱动各安装基座11绕与飞机9的底面垂直的方向转动。
如前所述，通过安装基座11的转动可使机械臂1支撑在地面的不同位置。为此，可在飞机9底部设置图像采集单元(如摄像头)，从而采集飞机9下方的地面的图像，通过分析该图像确定将要进行降落的地面哪些位置适于与机械臂1接触，哪些位置不适于与机械臂1接触(如为烂泥等软质地面)，之后根据分析结果驱动机械臂1进行转动，使其“躲开”不适合的地面，保证各机械臂1都支撑在相对平整、牢固的地面上，提供更稳定的支撑。
优选的，当起落架处于展开状态时，若力反馈器检测到任意机械臂1不再受力，则驱动机构驱动该机械臂1继续渐伸展直至力反馈器检测到该机械臂1受力，之后驱动机构驱动该机械臂1保持当前状态。
当起落架完成伸长并处于展开状态时(此时飞机9必然落在地面上)，飞机9仍有可能进行滑行等运动，故与起落架接触的地面状况可能发生改变，某些原本已经触地的机械臂1可能会运动到地面的凹陷处从而不再触地，从而也不再受力，这会造成支撑的不稳定。在此情况下，若发现某机械臂1不再受力，则驱动机构可驱动其继续伸长，直到其再次触地并受力为止，从而在移动过程中提供稳定的支撑。
由此可见，以上起落架优选是用于垂直降落飞机的，特别是用于直升机或螺旋桨无人机的。这是因为起落架的调整需要一定时间，而飞机9滑行降落时速度往往很快，起落架下方的地面状况快速变化，其调整速度可能跟不上。而垂直降落飞机在降落时只有垂直方向的运动，故起落架下方地面情况不变，只要各机械臂1逐渐展开并分别触地，即可实现稳定的支撑。
本实施例还提供一种飞机9，其包括：
上述的起落架。
当然，该起落架通常是连接在飞机9底面上的。
优选的，飞机9为垂直降落飞机，进一步优选为垂直降落飞机为直升机或螺旋桨无人机。
如前，本发明的起落架最适用于垂直降落飞机，但其并不限于垂直降落飞机。
优选的，该飞机9还包括：具有连接面的翻转板，其能在使连接面朝向地面的位置和使连接面朝向与地面垂直方向的位置间翻转；机械臂1的安装基座11连接在翻转板的连接面上。
也就是说，飞机9的机身中设有可翻转的翻转板，而机械臂1则连接在该翻转板的连接面上。由此，当飞机9降落时，翻转板可翻转至连接面朝下的位置，使机械臂1(或者说安装基座11)朝下以便进行支撑；而在飞机9飞行时，则翻转板可翻转至使连接面朝向其机腹内的位置，从而带动机械臂1翻转，将机械臂1收入其机腹内，实现起落架的收放，使飞机9具有更好的气动外形、隐身性能等。
如图7、图8所示，本实施例还提供一种上述飞机的降落方法，其包括：
S101、驱动机构驱动安装基座11相对于飞机9底面转动至所需位置。
S102、驱动机构驱动各机械臂1的安装基座11与第一连杆12进行相对转动，以及驱动第一连杆12与第二连杆13进行相对转动，从而使机械臂1逐渐伸展。
S103、当力反馈器检测到任意机械臂1受到阻力时，驱动机构驱动该机械臂1保持当前状态。
本实施例提供的飞机具有上述的起落架，故其在降落时，可采用以上的方法，即：先将起落架翻转朝下(如果有翻转板)；之后用图像采集单元采集降落处的地面图像(如果有图像采集单元)，根据该图像分析应当使各机械臂1支撑在什么位置，并驱动安装基座11旋转至合适的位置；之后，安装基座11与第一连杆12，以及驱动第一连杆12与第二连杆13同时开始相对转动，从而它们之间的夹角都开始逐渐增大，机械臂1开始打开；而当力反馈器检测到某个机械臂1受到阻力时，则代表该机械臂1已经与地面接触，驱动机构驱动该机械臂1停止运动并保持当前状态，而其他的机械臂1则继续伸展，直到每个机械臂都触地(或伸展到最大长度)为止，起落架展开彻底完成。
优选的，安装基座11与第一连杆12间的相对转动，以及第一连杆12与第二连杆13间的相对转动的速度为1～5度/秒。
也就是说，在机械臂1展开时，优选其各“段”之间的夹角变化的速率在以上范围内，以使机械臂1既可迅速的展开，又可在触地时及时的停止，避免其触地后的运动量过大而影响支撑效果。
当然，在飞机起飞时，只要在飞机离地(如全部机械臂1都不受力，或距地面有一定高度)后驱动机械臂1逐渐折叠起来(并翻转进机腹)即可，其与现有方法没有区别，故不再详细描述。
可以理解的是，以上实施方式仅仅是为了说明本发明的原理而采用的示例性实施方式，然而本发明并不局限于此。对于本领域内的普通技术人员而言，在不脱离本发明的精神和实质的情况下，可以做出各种变型和改进，这些变型和改进也视为本发明的保护范围。

Claims (17)

1.一种用于飞机的起落架，其特征在于，包括：
至少3个能弯折的机械臂，所述机械臂包括位于同一平面内的安装基座、第一连杆、第二连杆，其中，安装基座一端用于连接飞机，另一端与第一连杆一端转动连接，且安装基座能绕与飞机底面垂直的方向转动；所述第一连杆另一端与第二连杆一端转动连接；所述第二连杆另一端用于连接转轮；
力反馈器，用于分别检测各机械臂是否受力；
驱动机构，用于分别驱动各机械臂运动；在所述起落架进行展开时，当力反馈器检测到任意机械臂受力时，驱动机构驱动该机械臂保持当前状态；
设于所述飞机的底面的图像采集单元，在所述起落架进行展开时，所述图像采集单元采集所述飞机下方的图像，所述驱动机构根据所述图像驱动各安装基座绕与所述飞机的底面垂直的方向转动。
2.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述起落架为用于载人飞机的起落架，其中转轮的直径在170～300mm；
或所述起落架为用于无人机的起落架，其中转轮的直径5～70mm。
3.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述转轮为麦克纳姆轮；
所述起落架还包括用于驱动所述麦克纳姆轮转动的转轮驱动机构。
4.根据权利要求3所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述麦克纳姆轮包括主体和设于主体上的多个辊轮，所述辊轮由聚氨酯构成。
5.根据权利要求3所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述转轮驱动机构为设于所述麦克纳姆轮轮毂内的轮毂电机。
6.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述机械臂有3个，3个机械臂与飞机的连接点为等边三角形的3个顶点；
或所述机械臂有4个，4个机械臂与飞机的连接点为矩形或等腰梯形的4个顶点。
7.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述安装基座、第一连杆、第二连杆的长度比在0.8～1.2∶2.6～3.4∶1.7～2.3。
8.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述起落架为用于载人飞机的起落架，其中安装基座、第一连杆、第二连杆的总长度在1.5～2m；
或
所述起落架为用于无人机的起落架，其中安装基座、第一连杆、第二连杆的总长度在0.12～0.3m。
9.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
所述安装基座能绕与飞机底面垂直的方向360度的转动；
所述安装基座与第一连杆间的夹角能在0～180度间变化；
所述第一连杆与第二连杆间的夹角能在0～180度间变化。
10.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，
用于驱动安装基座与第一连杆间相对转动，以及用于驱动第一连杆与第二连杆间相对转动的所述驱动机构为液压驱动机构；
用于驱动安装基座绕与飞机底面垂直的方向转动的所述驱动机构为电驱动机构。
11.根据权利要求1所述的用于飞机的起落架，其特征在于，当所述起落架处于展开状态时，
若所述力反馈器检测到任意机械臂不再受力，则所述驱动机构驱动该机械臂继续伸展直至力反馈器检测到该机械臂受力，之后驱动该机械臂保持当前状态。
12.一种飞机，其特征在于，包括：
权利要求1至11中任意一项所述的起落架。
13.根据权利要求12所述的飞机，其特征在于，
所述飞机为垂直降落飞机。
14.根据权利要求13所述的飞机，其特征在于，
所述垂直降落飞机为直升机。
15.根据权利要求12所述的飞机，其特征在于，还包括：
具有连接面的翻转板，其能在使连接面朝向地面的位置和使连接面朝向与地面垂直方向的位置间翻转；所述机械臂的安装基座连接在翻转板的连接面上。
16.一种飞机降落方法，其特征在于，所述飞机为权利要求12至15中任意一项所述的飞机，所述飞机降落方法包括：
所述图像采集单元采集所述飞机下方的图像；
所述驱动机构根据所述图像驱动各安装基座绕与所述飞机的底面垂直的方向转动，以驱动安装基座相对于飞机底面转动至所需位置；
所述驱动机构驱动各机械臂的安装基座与第一连杆进行相对转动，以及驱动第一连杆与第二连杆进行相对转动，从而使机械臂逐渐伸展；
当力反馈器检测到任意机械臂受到阻力时，驱动机构驱动该机械臂保持当前状态。
17.根据权利要求16所述的飞机降落方法，其特征在于，
所述安装基座与第一连杆间的相对转动，以及第一连杆与第二连杆间的相对转动的速度为1～5度/秒。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106002917A (zh) * 2016-06-13 2016-10-12 刘哲 一种电杆式自动化仓储机器人
US10235892B1 (en) * 2017-05-05 2019-03-19 Architecture Technology Corporation Aircraft surface state event track system and method
CN110834719B (zh) * 2018-08-17 2023-05-23 中国飞机强度研究所 一种仿生腿起落架系统
CN114084344A (zh) * 2021-08-23 2022-02-25 上海新云彩航空科技有限责任公司 一种带动力轮式起落架的多轴旋翼飞行器

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5299761A (en) * 1992-03-11 1994-04-05 Messier-Bugatti Raisable landing gear having a shortenable leg
CN104619591A (zh) * 2012-10-04 2015-05-13 波音公司 配置着陆支撑件以在不平坦地形上着陆
CN204606203U (zh) * 2015-04-21 2015-09-02 陈逸 新型水上起降无人机
CN204916166U (zh) * 2015-06-19 2015-12-30 深圳一电科技有限公司 脚架及无人机
CN205098463U (zh) * 2015-10-22 2016-03-23 郑州大学 全地形直升机起落架

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3870257B2 (ja) * 2002-05-02 2007-01-17 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 オフセット回転関節を有するロボット
FR2948096B1 (fr) * 2009-07-15 2011-11-25 Messier Dowty Sa Train avant d'aeronef a dispositif de commande unique pour le relevage et la direction
FR2955310B1 (fr) * 2010-01-19 2012-02-17 Messier Dowty Sa Atterrisseur d'aeronef du type a balancier et parallelogramme deformable
CN102431644B (zh) * 2011-11-22 2014-02-12 中航飞机起落架有限责任公司 一种飞机主起落架空间收放机构及收放方法
CN103523212A (zh) * 2012-07-06 2014-01-22 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 飞机前起落架
GB2507823B (en) * 2012-11-27 2014-10-08 Messier Dowty Ltd Landing gear assembly with lost motion mechanism
GB2529483A (en) * 2014-08-22 2016-02-24 Airbus Operations Ltd A landing gear assembly
WO2016210265A1 (en) * 2015-06-25 2016-12-29 Sikorsky Aircraft Corporation Adaptive landing gear assembly for rotary wing aircraft
CN105173066B (zh) * 2015-09-21 2017-05-10 中国运载火箭技术研究院 一种无人机电驱动前轮转弯装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5299761A (en) * 1992-03-11 1994-04-05 Messier-Bugatti Raisable landing gear having a shortenable leg
CN104619591A (zh) * 2012-10-04 2015-05-13 波音公司 配置着陆支撑件以在不平坦地形上着陆
CN204606203U (zh) * 2015-04-21 2015-09-02 陈逸 新型水上起降无人机
CN204916166U (zh) * 2015-06-19 2015-12-30 深圳一电科技有限公司 脚架及无人机
CN205098463U (zh) * 2015-10-22 2016-03-23 郑州大学 全地形直升机起落架

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