CN106218872B - 一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置 - Google Patents

一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置 Download PDF

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Abstract

一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置属于无人机技术领域，目的在于解决飞机滑跑时产生侧偏的问题。本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置包括：固定支柱，所述固定支柱为中空结构；整体固定在固定支柱内部的转向驱动模块；上端和所述驱动模块连接的轴系模块；和所述轴系模块下端固定连接的旋转支柱；和连接在固定支柱和旋转支柱之间的电磁阻尼器；机载计算机根据转向驱动模块采集信息调整转向驱动模块中的电机输出以及电磁阻尼器的输出。本发明可以实现滑行纠偏、减摆、对中等功能。系统结构简单，成本低，便于维护；布局紧凑合理，便于收放；功能完备，可靠性高。可广泛用于各种中小型无人机。

Description

一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置
技术领域
本发明属于无人机技术领域，具体涉及一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置。
背景技术
随着无人机在军事与民用领域的广泛应用，其低成本、高安全以及开发周期短等优点日益突出，然而在各种用途的无人机不断涌现的同时，回收事故也不断出现。据统计，大多数无人机事故均出现在起降过程中，无人机的安全起降是无人机研制的难点与热点，其中起落架的设计是人们所关注的一个重点领域。
起落架大多为前三点式布局，当飞机滑跑达到一定速度时前轮会发生一种偏离其中立位置的剧烈侧向摆动。现有的电动转向前起落架多用于低速无人机，由于滑跑速度一般小于其临界摆振速度，所以并未配备减摆装置。但随着无人机技术的发展，高速无人机已经出现，其滑跑时的摆振问题不可回避。
多种因素会导致飞机滑跑时产生侧偏，飞机上必须设置有效的纠偏装置才能保障起降滑跑的安全性。前轮转向纠偏响应快，不产生额外阻力；现有技术中的大型飞机前起落架一般采用操纵前轮转弯的作动筒兼作减摆器的方式，有效解决了操纵与减摆的关系，但该方式结构复杂，需增加油路与相应的控制系统设计；而中小型无人机上一般不配备液压源，各操纵机构广泛采用了电动舵机操纵，前起落架的结构形式一般有别于大飞机，所述大型飞机的减摆方式并不适用于小型无人机。
发明内容
本发明的目的在于提出一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，解决飞机滑跑时产生侧偏的问题。
为实现上述目的，本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置包括：
固定支柱，所述固定支柱为中空结构；
整体固定在固定支柱内部的转向驱动模块；
上端和所述转向驱动模块连接的轴系模块；
与所述轴系模块下端固定连接的旋转支柱；
以及连接在固定支柱和旋转支柱之间的摩擦盘式阻尼器；
机载计算机根据转向驱动模块采集信息调整转向驱动模块中的电机输出以及摩擦盘式阻尼器的输出。
所述转向驱动模块还包括传感器、减速器和电机支架，所述传感器与电机直连，所述电机输出轴和所述减速器连接，所述减速器通过螺钉和所述电机支架固定连接，所述电机支架和所述固定支柱固定连接，所述机载计算机根据传感器采集信息调整电机输出以及摩擦盘式阻尼器的输出。
所述传感器为编码器。
所述电机支架和所述固定支柱固定连接具体为：所述电机支架侧壁圆周均布多个径向螺纹孔，所述固定支柱侧壁与电机支架侧壁上的螺纹孔对应位置设置有螺钉间隙孔，螺钉依次穿过所述固定支柱和所述电机支架上的螺纹孔实现固定连接。
所述轴系模块包括轴承、小转轴、大转轴、套筒和销轴；
所述小转轴下端和所述大转轴上端螺纹连接，所述大转轴设置在固定支柱内，上下两端通过轴承和所述固定支柱连接，所述套筒套在所述大转轴外侧位于两个轴承之间；
所述小转轴上端开有一个轴向孔和一个与该轴承孔贯通的径向孔，所述减速器输出轴插入到轴向孔，由一顶丝通过径向孔穿入压紧；所述大转轴下端通过销轴和所述旋转支柱固定连接。
所述轴系模块还包括垫圈、调整垫和压圈；所述垫圈设置在所述小转轴和大转轴配合面处，所述大转轴下端依次设置有调整垫和压圈，所述调整垫和轴承外圈下端面接触，顶丝穿过固定支柱的孔顶在压圈的止动平面上。
所述摩擦盘式阻尼器为摩擦盘式，包括阻尼器定座、阻尼器动座和摩擦片，阻尼器定座固定在固定支柱上，阻尼器动座套入旋转支柱上端，且两者间只能轴向滑动而不能转动，摩擦片固定在阻尼器动座上。
本发明的有益效果为：本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置的固定支柱一端与无人机机体相连接，旋转支柱与飞机前起落架的机轮和缓冲器连接；具有转向模式和减摆模式两种模式，两种模式可以程控切换；转向模式下，转向驱动系统接受机载计算机指令，带动前轮偏转。减摆模式下，摩擦盘式阻尼器产生旋转阻尼，抑制摆振的发生。转向系统转角、角速度等信息通过编码器测量并反馈给机载计算机，用以调整电机输出和减摆阻尼器输出。从而调整摩擦盘式阻尼器的阻尼大小。
本发明实现了转向、减摆功能。系统采用全电驱动，直接从无人机电源供电，接受机载计算机的指令并作出响应。转向驱动模块布置于起落架固定支柱内部，便于防止尘土水汽等污染；极大减小了气动阻力。采用摩擦盘式阻尼器产生减摆阻尼，阻尼大小可控，减摆效果可实现最优。可以实现滑行纠偏、减摆、对中等功能。系统结构简单，成本低，便于维护；布局紧凑合理，便于收放；功能完备，可靠性高。可广泛用于各种中小型无人机。
附图说明
图1为本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置整体结构示意图；
图2为本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置结构爆炸图；
图3为本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置应用到前起落架后的结构示意图；
其中：1、固定支柱，2、转向驱动模块，201、编码器，202、电机，203、减速器，204、电机支架，3、轴系模块，301、垫圈，302、轴承，303、小转轴，304、大转轴，305、套筒，306、调整垫，307、压圈，308、销轴，4、旋转支柱，5、摩擦盘式阻尼器，501、阻尼器定座，502、摩擦片，503、阻尼器动座。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。
参见附图1和附图2，本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置包括：
固定支柱1，所述固定支柱1为中空结构；
整体固定在固定支柱1内部的转向驱动模块2；
上端和所述转向驱动模块2连接的轴系模块3；
与所述轴系模块3下端固定连接的旋转支柱4；
以及连接在固定支柱1和旋转支柱4之间的摩擦盘式阻尼器5，通过改变电气参数，摩擦盘式阻尼器5阻尼力可以实时调整，实现减摆效率最优；
机载计算机根据转向驱动模块2采集信息调整转向驱动模块2中的电机202输出以及摩擦盘式阻尼器5的输出。
所述转向驱动模块2还包括传感器、减速器203和电机支架204，所述传感器与电机202直连，所述电机202输出轴和所述减速器203连接，所述减速器203通过螺钉和所述电机支架204固定连接，所述电机支架204和所述固定支柱1固定连接，所述机载计算机根据传感器采集信息调整电机202输出以及摩擦盘式阻尼器5的输出。减速器203应满足背隙小、非自锁的要求。
所述传感器为编码器201。编码器201为绝对式编码器，可以采集电机202转角进而得到前轮偏转角，构成控制系统的位置反馈
所述电机支架204和所述固定支柱1固定连接具体为：所述电机支架204侧壁圆周均布多个径向螺纹孔，所述固定支柱1侧壁与电机支架204侧壁上的螺纹孔对应位置设置有螺钉间隙孔，螺钉依次穿过所述固定支柱1和所述电机支架204上的螺纹孔实现固定连接。
所述轴系模块3包括轴承302、小转轴303、大转轴304、套筒305和销轴308；所述小转轴303下端和所述大转轴304上端螺纹连接，所述大转轴304设置在固定支柱1内，上下两端通过轴承302和所述固定支柱1连接，下端的轴承302通过大转轴304上的轴肩定位，所述套筒305套在所述大转轴304外侧位于两个轴承302之间；套筒305压在轴承302内圈；
所述小转轴上端开有一个轴向孔和一个与该轴承302孔贯通的径向孔，所述减速器203输出轴插入到轴向孔，由一顶丝通过径向孔穿入压紧；所述大转轴304下端通过销轴308和所述旋转支柱4固定连接。
所述轴系模块3还包括垫圈301、调整垫306和压圈307；所述垫圈301设置在所述小转轴303和大转轴304配合面处，所述大转轴304下端依次设置有调整垫306和压圈307，所述调整垫306和轴承302外圈下端面接触，顶丝穿过固定支柱1的孔顶在压圈307的止动平面上，防止压圈307松动。通过调整调整垫306厚度可使压圈307的止动平面恰好与固定支柱1上的通孔轴线垂直并保证恰好的轴承302预紧力。
所述摩擦盘式阻尼器5包括阻尼器定座501、阻尼器动座503和摩擦片502，阻尼器定座501固定于固定支柱1上，内部有电磁线圈，通电后产生电磁引力，阻尼器动座503套入旋转支柱4上端，二者有相互配合的止旋平面，只可以沿轴线滑动而不能旋转，摩擦片502固定于阻尼器动座503上。未通电时，摩擦片502与阻尼器定座501间留有一小于1mm的间隙。通电后，阻尼器定座501吸引阻尼器动座503，两者间产生正压力。若固定支柱1与旋转支柱4间存在相对转动，则阻尼器对该运动产生阻尼效果。通过改变通电电流的大小，可以改变电磁阻尼力大小。
参见附图3，本发明的转向驱动模块2和轴系模块3安装于固定支柱1内部，结构紧凑，无突出物，便于收放和减小启动阻力。
本发明的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，具有转向模式和减摆模式。飞机在中低速滑跑时，系统工作在转向模式，采用前轮纠偏方式修整航向。转向驱动模块2接受机载计算机指令，电机202带动前轮偏转，由编码器201构成转角反馈，摩擦盘式阻尼器5不发生作用。飞机高速滑跑时，采用方向舵纠偏，转向装置工作在减摆模式。电机202不再输出力矩，前轮呈自由偏转状态。摩擦盘式阻尼器5产生与前轮偏转方向相反的阻尼力矩，防止飞机发生摆振。摩擦盘式阻尼器5依据编码器201反馈的转角、角速度等信息，实时调整阻尼力大小，实现减摆效率最优。飞机着陆前，电机202驱动前轮回中，并使前轮保持在中位。当收到前轮触地开关发来的信号后，转向装置进入减摆模式。

Claims (6)

1.一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，其特征在于，包括：
固定支柱(1)，所述固定支柱(1)为中空结构；
整体固定在固定支柱(1)内部的转向驱动模块(2)；
上端和所述转向驱动模块(2)连接的轴系模块(3)；
与所述轴系模块(3)下端固定连接的旋转支柱(4)；
以及连接在固定支柱(1)和旋转支柱(4)之间的摩擦盘式阻尼器(5)；
机载计算机根据转向驱动模块(2)采集信息调整转向驱动模块(2)中的电机(202)输出以及摩擦盘式阻尼器(5)的输出；
所述摩擦盘式阻尼器(5)包括阻尼器定座(501)、阻尼器动座(503)和摩擦片(502)，阻尼器定座(501)固定在固定支柱(1)上，阻尼器动座(503)套入旋转支柱(4)上端且两者间只能轴向滑动而不能转动，摩擦片(502)固定在阻尼器动座(503)上。
2.根据权利要求1所述的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，其特征在于，所述转向驱动模块(2)还包括传感器、减速器(203)和电机支架(204)，所述传感器与电机(202)直连，所述电机(202)输出轴和所述减速器(203)连接，所述减速器(203)通过螺钉和所述电机支架(204)固定连接，所述电机支架(204)和所述固定支柱(1)固定连接，所述机载计算机根据传感器采集信息调整电机(202)输出以及摩擦盘式阻尼器(5)的输出。
3.根据权利要求2所述的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，其特征在于，所述传感器为编码器(201)。
4.根据权利要求2所述的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，其特征在于，所述电机支架(204)和所述固定支柱(1)固定连接具体为：所述电机支架(204)侧壁圆周均布多个径向螺纹孔，所述固定支柱(1)侧壁与电机支架(204)侧壁上的螺纹孔对应位置设置有螺钉间隙孔，螺钉依次穿过所述固定支柱(1)和所述电机支架(204)上的螺纹孔实现固定连接。
5.根据权利要求1或2所述的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，其特征在于，所述轴系模块(3)包括轴承(302)、小转轴(303)、大转轴(304)、套筒(305)和销轴(308)；
所述小转轴(303)下端和所述大转轴(304)上端螺纹连接，所述大转轴(304)设置在固定支柱(1)内，上下两端通过轴承(302)和所述固定支柱(1)连接，所述套筒(305)套在所述大转轴(304)外侧位于两个轴承(302)之间；
所述小转轴上端开有一个轴向孔和一个与该轴承(302)孔贯通的径向孔，所述减速器(203)输出轴插入到轴向孔，由一顶丝通过径向孔穿入压紧；所述大转轴(304)下端通过销轴(308)和所述旋转支柱(4)固定连接。
6.根据权利要求5所述的一种用于无人机前起落架的全电动转向减摆装置，其特征在于，所述轴系模块(3)还包括垫圈(301)、调整垫(306)和压圈(307)；所述垫圈(301)设置在所述小转轴(303)和大转轴(304)配合面处，所述大转轴(304)下端依次设置有调整垫(306)和压圈(307)，所述调整垫(306)和轴承(302)外圈下端面接触，顶丝穿过固定支柱(1)的孔顶在压圈(307)的止动平面上。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110006540B (zh) * 2019-04-12 2020-08-21 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 一种黑体辐射定标的切换机构
CN110435881B (zh) * 2019-08-20 2021-01-01 中航飞机起落架有限责任公司 一种用于飞机前轮电动转弯和减摆的复合控制方法
CN111252240B (zh) * 2020-03-12 2021-06-22 中航飞机起落架有限责任公司 一种用于飞机前轮电动减摆的控制方法及控制系统
CN111792023B (zh) * 2020-07-18 2021-04-13 王东明 一种农业种植用固定翼无人机
CN112623201B (zh) * 2020-12-14 2022-08-02 中航飞机起落架有限责任公司 一种具有双余度电动的转弯和减摆机构及飞机起落架
JP2023104483A (ja) * 2022-01-18 2023-07-28 住友精密工業株式会社 航空機の着陸装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB719490A (en) * 1951-04-17 1954-12-01 Siam Improvements in or relating to centering and damping and like apparatus for rotatable members, such as steerable wheel mountings
US2957649A (en) * 1955-08-08 1960-10-25 Haskel Engineering Associates Electric steering system
CN102374260A (zh) * 2010-07-21 2012-03-14 通用电气航空系统有限公司 用于飞行器起落架的紧凑式减摆阻尼器
CN103303472A (zh) * 2013-06-24 2013-09-18 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 小型无人机的自由偏转减摆式前起落架
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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB719490A (en) * 1951-04-17 1954-12-01 Siam Improvements in or relating to centering and damping and like apparatus for rotatable members, such as steerable wheel mountings
US2957649A (en) * 1955-08-08 1960-10-25 Haskel Engineering Associates Electric steering system
CN102374260A (zh) * 2010-07-21 2012-03-14 通用电气航空系统有限公司 用于飞行器起落架的紧凑式减摆阻尼器
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
CN103303472A (zh) * 2013-06-24 2013-09-18 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 小型无人机的自由偏转减摆式前起落架

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