CN109018436B - 一种地外星球近地飞行器机架系统及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种地外星球近地飞行器机架系统及飞行器，该机架系统包括：顶部、底部四边形结构；连接支撑架，包括四根立杆，顶部分别固定在顶部四边形结构的顶点处，底部分别固定在底部四边形结构的四个边的中间部位；缓冲装置，位于连接支撑架外侧，包括分别连接在四根立杆上的四组缓冲单元；每组缓冲单元包括杆状的主缓冲器、两辅助缓冲器及呈盘状的足垫；主缓冲器顶端铰接在立杆中上部，底端铰接于足垫中心；辅助缓冲器一端均铰接于主缓冲器下部，另一端分别铰接在底部四边形结构相邻的两顶点。解决了飞行器机架结构笨重、可靠性低、用途单一的问题，减轻机架重量，提高可靠性及缓冲装置的重复利用性。

Description

一种地外星球近地飞行器机架系统及飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器机架技术领域，尤其是一种地外星球近地飞行器机架系统及飞行器，供地外飞行器在复杂环境下着陆、起降、飞行。

背景技术

在现在航天领域中，机架作为飞行器的主体结构被广泛应用，飞行器机架系统由机架主承力架和着陆缓冲机构组成，采用什么样的承力构型和着陆缓冲形式，主要由飞行器的特点决定。

目前，飞行器机架主承力结构分为桁架式结构和板式结构。桁架结构包括了空间六边形结构(如surveyor系列)、空间八边形结构(如阿波罗系列)和空间四边形结构(如梦神号系列)等，这些飞行器桁架结构简单但显笨重。板式结构采用隔板作为飞行器的主承力结构，如嫦娥三号月球飞行器等。桁架式结构因具有材料利用率高，整体结构强度大，且有利于结构优化等诸多优势，而得以广泛应用。

从着陆缓冲机构来看，猎鹰-9，Surveyor-1号，阿波罗最初设计，梦神号采用倒三角架式着陆腿，着陆腿张开的角度比较大，不利于承受较大垂向力的情况，对着陆地形的适应能力也较差。

从缓冲器本身讲，梦神号、嫦娥三号、阿波罗号采用铝蜂窝缓冲器，其阻尼是一个未知变化的量，缓冲力不确定且不容易被控制，压缩后不能够恢复变形，仅能单次使用；猎鹰-9、luna-17/20/24、surveyor采用液压式缓冲器，需要做好液压油的密封和温度控制工作。

文章“P.McManamen John,A.Hurlbert Eric,Kroeger Dennis.Development andFlight Operation of a 5lbf to 20lbf O2/CH4 Roll Control Engine for ProjectMorpheus[M].50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference；AmericanInstitute of Aeronautics and Astronautics.2014.”指出梦神号平台主结构采用十字隔板形式。四条着陆腿末端配有蜂窝结构以缓冲过载。

通过以上分析可以看出，当前星际飞行器机架系统具有系统结构重，不能进行多次缓冲，因此目前还未有专门设计用于地外星球近地飞行器可重复起降飞行的机架系统。

现有技术存在以下的缺陷：

1)机架系统结构质量重。飞行器用机架系统供星际着陆使用，这就使得机架系统在下降及着陆过程中，将承受极大载荷，这就必须保证机架系统具有足够的强度，这增加了系统的结构重量。

2)机架系统承力形式简单，可靠性低。飞行器用机架为一次性使用，在结构上应尽可能简单，这就使得系统的承力方式简单不可靠。

3)着陆缓冲装置无法多次重复使用。目前飞行器机架着陆缓冲系统一般采用铝蜂窝缓冲结构，为一次缓冲，无法实现多次缓冲功能的实现。

发明内容

本发明提供一种地外星球近地飞行器机架系统及飞行器，用于克服现有技术中结构笨重、可靠性低及缓冲装置无法重复使用等缺陷，在保证可靠性的基础上，轻型化机架结构，并提高缓冲装置的重复利用性能。

为实现上述目的，本发明提出一种地外星球近地飞行器机架系统，至少包括：

顶部承载架，呈水平状四边形结构；

底部承载架，呈水平状四边形结构，位于所述顶部承载架下方；且顶部承载架的四边形结构的四个边与底部承载架的四边形结构的四个边彼此交错；

连接支撑架，包括四根竖直的立杆，每根立杆的顶部分别固定在所述顶部承载架的四边形结构的一个顶点处，底部分别固定在所述底部承载架的四边形结构的四个边的中间部位；

缓冲装置，位于所述连接支撑架外侧，包括分别连接在所述连接支撑架的四根立杆上的四组缓冲单元；每组缓冲单元包括杆状的主缓冲器、两杆状的辅助缓冲器及呈盘状的足垫；所述主缓冲器顶端铰接在所述立杆中上部，底端铰接于所述足垫的中心部位；所述辅助缓冲器一端均铰接于所述主缓冲器的下部，另一端分别铰接在所述底部承载架的四边形结构相邻的两个顶点处；

每组缓冲单元的两个辅助缓冲器与底部承载架的四边形结构中的一条边形成一个三角形桁架，每个主缓冲器、一根立杆与一个所述三角形桁架也构成三角形桁架。

为实现上述发明目的，本发明还提供一种地外星球近地飞行器，采用了上述的地外星球近地飞行器机架系统。

本发明提供的地外星球近地飞行器机架系统，通过四根立杆连接顶部与底部四边形结构构建主承载桁架，相对于现有技术的隔板式承载机架，结构轻巧，减轻机架自重和体积，降低了飞行器载荷和原材料用量，缓冲装置与主承载桁架的连接有效缓冲各主承载点均衡受力，机架的结构受力更加合理，功能性划分更好，质量更轻，有利于提高飞行器的整体性能；主缓冲器和辅助缓冲器采用能反复利用的机械-液压缓冲器。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的地外星球近地飞行器机架系统的立体示意图；

图2为图1中缓冲单元的结构示意图；

图3为图2中主缓冲器、辅助缓冲器的局部剖视图。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本发明提出一种地外星球近地飞行器机架系统。

实施例一

请参照图1、图2，本发明提供一种地外星球近地飞行器机架系统，至少包括：

顶部承载架11，呈水平状四边形结构；

底部承载架7，呈水平状四边形结构，位于所述顶部承载架11下方；

连接支撑架，包括四根立杆3，立杆3顶部分别固定在所述顶部承载架11的四边形结构的顶点处，立杆3底部分别固定在所述底部承载架11的四边形结构的四个边的中间部位；

缓冲装置，位于所述连接支撑架外侧，包括分别连接在所述连接支撑架的四根立杆3上的四组缓冲单元4；每组缓冲单元4包括杆状的主缓冲器12、两根杆状的辅助缓冲器14及呈盘状的足垫13；所述主缓冲器12顶端固定在所述立杆3中部，主缓冲器12底端铰接于所述足垫13的中心部位；所述辅助缓冲器14一端均铰接于所述主缓冲器12的下部，辅助缓冲器14另一端分别铰接在所述底部承载架7的四边形结构相邻的两个顶点处。

顶部承载架11和底部承载架7均采用四边形结构，一方面结构稳定，另一方面减轻重量；四边形包括矩形、菱形、梯形等几何形状；为了结构上的对称，受力保持平衡，优选为矩形结构或正方向结构；

每组缓冲单元4的两个辅助缓冲器14与底部承载架的四边形结构中的一条边形成一个三角形桁架，主缓冲器12、立杆3与这个三角形桁架也构成三角形桁架，稳定性较高。

主缓冲器12用于缓冲机架系统着陆时的纵向冲击载荷，并承受飞行器的重力；辅助缓冲器14辅助吸能和支撑部件，用于缓冲机架系统着陆时横向冲击载荷，并辅助承受飞行器的重力；足垫13为主要的支撑部件，用于防止着陆过程时冲击载荷大而导致的飞行器下陷，且可以通过足垫的塑性变形来吸收部分冲击能量。考虑到飞行器的滑移，对着陆腿中心线与飞行器轴线的夹角进行优化，设计夹角α＝26.5～38.6°，具有自锁功能，且适用于火焰羽流可能的烧蚀、复杂地形。

优选地，机架系统还包括：

空间桁架1，包括四根位于所述连接支撑架外侧且分别平行于所述顶部承载架11的四边形结构四个边的连接杆，每根所述连接杆的端部均通过两根桁架杆分别固定在所述连接支撑架的立杆顶端和所述立杆上位于该顶端下方的部位，两根所述桁架杆与所述立杆共同围设呈三角形；所述空间桁架1中每两根所述桁架杆与连接杆的连接处均设置有第一承载件2；所述底部承载架7的四边形结构的顶点处均设置有向外悬伸的悬臂梁5，所述悬臂梁5的端部设置有第二承载件；位于相邻的两主缓冲器12之间的两个所述第一承载件2和一个所述第二承载件用于连接球形储罐(图未示)。

起飞时，第二承载件承受球形储罐的惯性力，惯性力由悬臂梁5传递至底部承载架7，机架结构由四个缓冲着陆腿(主缓冲器12)进行着地时的受力约束，使用底部悬臂梁5和三角形的空间桁架1以承受储罐的拉压力，机架整体更加稳定。

优选地，机架系统还包括：

第一承载架9，呈水平状四边形结构，四个边与所述顶部承载架11的四边形结构的四个边分别平行；四个顶点分别固定在四根所述立杆3上与所述主缓冲器12顶端连接的部位；

发动机承载架6，呈水平状四边形结构，四个边与所述底部承载架7的四边形结构的四个边分别平行，每个顶点处分别通过两根斜杆8连接在邻近的两根所述立杆3与主缓冲器12的顶端连接的部位，与位于该两根所述斜杆8之间的所述第一承载架9的四边形结构中的边形成三角形结构。

第二承载架10，位于所述顶部承载架11与所述第一承载架9之间，呈水平状四边形结构，四个边分别与所述顶部承载架11的四边形结构的四个边平行，四个顶点分别固定在四根所述立杆3上。

发动机承载架6承受推力并通过斜杆8将力传递给飞行器，支架在设计上考虑到为了满足机载设备和载物用空间，分别通过机载设备用承力四边形(第一承载架9)和载物用承力四边形(第二承载架10)进行承力。

对上述结构强度因子满足的要求进行了详细计算，考虑到极限载荷条件下，机架结构的受力情况，包括：

1)瞬时起动过程中，推力可能存在的超调现象；

2)考虑球形储罐极限载荷下可能对结构带来的失稳或失效情况，对球形储罐施加极限拉、压力载荷；

通过有限元对上述两种极限载荷条件下的受力进行了分析验证，均可以达到使用要求。

优选地，为保持受力平衡，所述四边形结构包括正方形结构，所述立杆均垂直于所述四边形结构所在的面；所述顶部承载架的四边形结构的边分别与所述底部承载架的四边形结构的边垂直。

优选地，所述主缓冲器与所述立杆的铰接点距离底部承载架高度为底部承载架正方形边长的0.7～0.8倍；

所述辅助缓冲器与所述主缓冲器的铰接点距离所述主缓冲器底端长度为主缓冲器长度的0.3～0.4倍；

所述辅助缓冲器杆长度为主缓冲器杆长度的0.35～0.45倍；

所述连接杆的长度为顶部承载架正方形边长的0.4～0.5倍；

所述悬臂梁的长度为底部承载架正方形边长的0.15～0.2倍；

所述第二承载件在与其对应的连接杆上的投影点，位于该连接杆的中间部位；

发动机承载架距离底部承载架的高度为底部承载架正方形边长的0.3～0.4倍。

以上尺寸设计充分考虑到飞行器机架系统在可能出现的静力学、动力学环境下，如着陆最大冲击力、起飞惯性力、飞行过程中失稳、震动等的影响，优选出设计指标，通过结构受力分析迭代计算出来机架系统关键部组件的尺寸范围。通过选取该尺寸范围，具有以下两方面的优良性能：一、飞行器机架系统空间布局合理，飞行器其他部组件，如球形储罐、气瓶、管路、机载设备等，可以合理地布置且有足够的独立设计余地，体现了机架系统的通用性；二、飞行器机架系统载荷情况下，受力均匀合理，系统结构质量较轻，飞行器飞行过程中稳定性好。

为了减轻自身重量，所述四边形结构由四根空心方管首尾连接而成；所述立杆及空间桁架均采用空心方管搭建而成；所述空心方管为铝合金、钛合金等轻型材质。

优选地，为提高缓冲装置的重复利用性能，所述主缓冲器12和辅助缓冲器14均采用液压-机械一体式着陆缓冲器。

优选地，参见图3，所述一体式着陆缓冲器包括：

外筒15，一端封堵，另一端开口，封堵端沿所述外筒的轴向具有向开口端延伸的导杆18，所述导杆18与所述开口端之间具有间距；

内筒19，一端封堵，另一端开口，开口端从所述外筒的开口端穿入所述导杆18上；所述外筒15的内侧壁与所述内筒19之间围设形成外层油腔21，所述内筒15的内径与所述导杆18的外径适配；

弹簧16，穿设于所述导杆18上，且两端分别抵触在所述导杆18靠近所述外筒15封堵端的部位和所述内筒19的开口端；

所述导杆18的外周壁上围绕一周设置有至少一个阻尼槽17或阻尼孔，所述导杆18与所述内筒19之间围设形成内层油腔20，所述阻尼槽17或阻尼孔连通所述外层油腔21与内层油腔20。阻尼槽或阻尼孔围绕导杆18一周可设置为螺旋形状，也可设置呈直线状。

在导杆上设计周向均布的4个阻尼孔。当飞行器着陆，着陆腿接触地面时，弹簧16收缩产生阻尼，同时导杆18对内筒液压油区进行挤压，将液压油通过阻尼孔挤压到外筒液压油区，并产生阻尼。当飞行器起飞，着陆腿由接触到离开地面时，弹簧16伸长，液压油回流，恢复原状态。液压-机械一体式着陆缓冲器可以起到挤压、拉伸双向载荷力的作用，且可以进行多次重复使用。

优选地，所述阻尼槽17自所述导杆18靠近所述外筒15堵头端的部位沿其轴向延伸至所述导杆18伸入所述内筒19的一端；所述阻尼槽17与所述内筒19之间围设形成的通道连通所述外层油腔21与内层油腔20。结构简单，且液压油直线流通，顺畅不易堵塞。

优选地，外筒15开口端的端面上设置有穿设孔，内筒19经该穿设孔伸入外筒15内部，且内筒19的外径与穿设孔的内径适配，内筒19靠近外筒15封堵端的位置具有台阶，所述台阶的外径与外筒15内径相适配，该台阶具有以下几方面的作用：一、防止内筒19从该穿设孔脱落；二、与弹簧16抵触，将弹簧16限定在导杆18上；三、与穿设孔一起对内筒15的滑动方向起导向作用。外筒15可设置呈两部分(开口端的端面和筒体)，安装时首先将弹簧16穿在导杆18上，然后再将内筒19具有台阶的一端穿设在导杆18上，最后再将开口端的端面从内筒19没有台阶的一端套设于内筒19上，最后将开口端的端面密封连接在筒体上。

本发明实施例还提供一种地外星球近地飞行器，采用了上述任意实施例的地外星球近地飞行器机架系统。

由于采用了上述结构的机架系统，功能性划分合理，通用性好，结构质量轻且可多次重复使用的地外星球近地飞行器机架系统，能够提供飞行器复杂环境着陆、起降、飞行使用。

以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种地外星球近地飞行器机架系统，其特征在于，至少包括：

顶部承载架，呈水平状四边形结构；

底部承载架，呈水平状四边形结构，位于所述顶部承载架下方；且顶部承载架的四边形结构的四个边与底部承载架的四边形结构的四个边彼此交错；

连接支撑架，包括四根竖直的立杆，每根立杆的顶部分别固定在所述顶部承载架的四边形结构的一个顶点处，底部分别固定在所述底部承载架的四边形结构的四个边的中间部位；

缓冲装置，位于所述连接支撑架外侧，包括分别连接在所述连接支撑架的四根立杆上的四组缓冲单元；每组缓冲单元包括杆状的主缓冲器、两杆状的辅助缓冲器及呈盘状的足垫；所述主缓冲器顶端铰接在所述立杆中上部，底端铰接于所述足垫的中心部位；所述辅助缓冲器一端均铰接于所述主缓冲器的下部，另一端分别铰接在所述底部承载架的四边形结构相邻的两个顶点处；

每组缓冲单元的两个辅助缓冲器与底部承载架的四边形结构中的一条边形成一个三角形桁架，每个主缓冲器、一根立杆与一个所述三角形桁架也构成三角形桁架；

其中，所述的地外星球近地飞行器机架系统还包括空间桁架、第一承载架以及发动机承载架：

所述空间桁架包括四根位于所述连接支撑架外侧且分别平行于所述顶部承载架的四边形结构四个边的连接杆，每根所述连接杆的端部均通过两根桁架杆分别固定在所述连接支撑架的立杆顶端和所述立杆上位于该顶端下方的部位，两根所述桁架杆与所述立杆共同围设呈三角形；

所述空间桁架中每两根所述桁架杆与连接杆的连接处均设置有第一承载件；

所述底部承载架的四边形结构的顶点处均设置有向外悬伸的悬臂梁，所述悬臂梁的端部设置有第二承载件；

位于相邻的两主缓冲器之间的两个所述第一承载件和一个所述第二承载件用于连接球形储罐；

所述第一承载架呈水平状四边形结构，四个边分别与所述顶部承载架的四边形结构的四个边平行；四个顶点分别固定在四根所述立杆上与所述主缓冲器顶端连接的部位；

所述发动机承载架呈水平状四边形结构，四个边分别与所述底部承载架的四边形结构的四个边平行，每个顶点处分别通过两根斜杆连接在邻近的两根所述立杆与主缓冲器的顶端连接的部位，与位于该两根所述斜杆之间的所述第一承载架的四边形结构中的边形成三角形结构。

2.根据权利要求1所述的地外星球近地飞行器机架系统，其特征在于，还包括：

第二承载架，位于所述顶部承载架与所述第一承载架之间，呈水平状四边形结构，四个边分别与所述顶部承载架的四边形结构的四个边平行，四个顶点分别固定在四根所述立杆上。

3.根据权利要求1所述的地外星球近地飞行器机架系统，其特征在于，所述四边形结构包括正方形结构，所述立杆均垂直于所述四边形结构所在的面；所述顶部承载架的四边形结构的边分别与所述底部承载架的四边形结构的边垂直。

4.根据权利要求3所述的地外星球近地飞行器机架系统，其特征在于，所述主缓冲器与所述立杆的铰接点距离底部承载架高度为底部承载架正方形边长的0.7～0.8倍；

所述辅助缓冲器与所述主缓冲器的铰接点距离所述主缓冲器底端长度为主缓冲器长度的0.3～0.4倍；

所述辅助缓冲器杆长度为主缓冲器杆长度的0.35～0.45倍；

所述连接杆的长度为顶部承载架正方形边长的0.4～0.5倍；

所述悬臂梁的长度为底部承载架正方形边长的0.15～0.2倍；

所述第二承载件在与其对应的连接杆上的投影点，位于该连接杆的中间部位；

发动机承载架距离底部承载架的高度为底部承载架正方形边长的0.3～0.4倍。

5.根据权利要求4所述的地外星球近地飞行器机架系统，其特征在于，所述主缓冲器与所述立杆之间的夹角在26.5°～38.6°之间。

6.根据权利要求5所述的地外星球近地飞行器机架系统，其特征在于，所述辅助缓冲器与所述主缓冲器均包括：

外筒，一端封堵，另一端开口，封堵端沿所述外筒的轴向具有向开口端延伸的导杆，所述导杆与所述开口端之间具有间距；

内筒，一端封堵，另一端开口，开口端从所述外筒的开口端穿入所述导杆上；所述外筒的外侧壁与所述内筒之间围设形成外层油腔，所述内筒的内径与所述导杆的外径适配；

弹簧，穿设于所述导杆上，且两端分别抵触在所述导杆靠近所述外筒封堵端的部位和所述内筒的开口端；

所述导杆的外周壁上围绕一周设置有至少一个阻尼槽或阻尼孔，所述导杆与所述内筒之间围设形成内层油腔，所述阻尼槽或阻尼孔连通所述外层油腔与内层油腔。

7.根据权利要求6所述的地外星球近地飞行器机架系统，其特征在于，所述阻尼槽自所述导杆靠近所述外筒堵头端的部位沿其轴向延伸至所述导杆伸入所述内筒的一端；所述阻尼槽与所述内筒之间围设形成的通道连通所述外层油腔与内层油腔。

8.一种地外星球近地飞行器，其特征在于，采用了权利要求1～7任一项所述的地外星球近地飞行器机架系统。

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