CN109774926A - 高超飞行器轮撬组合起降装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了高超飞行器轮撬组合起降装置，包括主缓冲器外套筒(1)、主缓冲器活塞杆(2)、机轮、缓冲作动模块及滑橇组件；在主缓冲器活塞杆(2)上位于机轮侧面位置上设置有缓冲动作模块；缓冲作动模块包括同轴安装的气腔(8)、油腔(9)及浮动活塞(16)；气腔(8)竖直固定在缓冲作动模块支架(7)下方，油腔(9)安装在所述气腔(8)外，两者间设有一弹簧(18)；在气腔(8)内设置有浮动活塞(16)；在油腔(9)下端安装有实时检测所述油腔(9)中压强的液压传感器(12)，并向飞机主控系统反馈。本发明体积小、重量轻，可以应用在对起降装置尺寸及性能有严格限制要求的高超声速飞行器上。

Description

高超飞行器轮撬组合起降装置

技术领域

本发明涉及适用于高超声速飞行器自主起降的技术领域，尤其涉及高超飞行器轮撬组合起降装置。

背景技术

高超声速飞行器是指能够以大于5Ma速度飞行的飞行器，具有快速响应、超强突防、灵活机动等特点，是一种兼备战略威慑和实战应用能力的新概念武器。这种飞行器主要用于执行兵力投送，特定区域侦查与监视，实施地面打击与防御，提供信息支援、攻击武器和战略投送平台等任务，具有极高的军事价值。

此类飞行器在一些突出的总体设计上与起降系统存在难以协调的矛盾。一方面，高超声速飞行器的气动外形主要是乘波体构型和翼身融合体构型，这类气动外形典型特征是机身机翼薄，内部空间小，不利于起落架的收放布置；而高超声速飞行器所需的燃料和动力装置占去机体大部分空间，也影响了起落架的布置。在前期一些高超声速飞行器的探索研究中，不得不牺牲气动性能总体设计指标以满足起落装置的收藏空间，大大削弱了飞行器的总体性能和作战使用效能。另一方面，高超声速飞行器的起降均在高速条件下完成，因此在轮胎临界转速的限制下必将增大飞机机轮尺寸。刹车系统及其辅助系统为吸收更多的水平动能需要增加重量和空间需求。

传统起落装置采用液压刹车制动，但为了吸收飞行器滑跑动能，刹车盘的体积往往相对较大，因此不便收于机体当中。为了降低起落装置对于收放空间和结构重量的设计限制，美国的X-15A采用滑橇式着陆，通过滑橇与地面的摩擦进行减速制动。这类起落装置所占结构空间小，耐超高温及超高着陆水平速度，且具有较轻的结构重量，但传统滑橇式着陆装置并不具备方向控制能力。

发明内容

发明目的：本发明所要解决的技术问题是针对现有技术中所涉及到的缺陷，提供一种适用于高超飞行器轮撬组合起降装置，有效减小飞行器起降系统的尺寸、重量并实现高超飞行器的自主起降功能，同时提供滑跑方向稳定性的控制。

技术方案：

高超飞行器轮撬组合起降装置，包括主缓冲器外套筒、主缓冲器活塞杆、上扭力臂、下扭力臂、机轮、缓冲作动模块及滑橇组件；

所述主缓冲器活塞杆活动安装在所述主缓冲器外套筒内，所述上扭力臂铰接在所述主缓冲器外套筒上，所述下扭力臂铰接在所述主缓冲器活塞杆上，所述上扭力臂与所述下扭力臂铰接；在所述主缓冲器活塞杆末端设置有轮轴，所述机轮通过轴承和轮轴安装在所述主缓冲器活塞杆上；

在所述主缓冲器活塞杆上位于所述机轮侧面位置上设置有缓冲动作模块；所述缓冲动作模块通过缓冲作动模块支架和所述主缓冲器活塞杆固连；所述缓冲作动模块包括同轴安装的气腔、油腔及浮动活塞；所述气腔竖直固定在缓冲作动模块支架下方，所述油腔安装在所述气腔外，两者间设有一弹簧；在所述气腔内设置有浮动活塞；在所述油腔下端安装有实时检测所述油腔中压强的液压传感器，并向飞机主控系统反馈；

所述滑橇组件包括滑橇俯仰缓冲器活塞杆、滑橇俯仰缓冲器外套筒及滑橇；所述滑橇通过十字连接栓与所述油腔的下端连接；所述滑橇俯仰缓冲器活塞杆与所述滑橇俯仰缓冲器外套筒同轴安装，所述滑橇俯仰缓冲器外套筒与所述滑橇上方的挡板铰接，所述滑橇俯仰缓冲器活塞杆与所述油腔的外筒壁铰接。

在所述浮动活塞下端设有限位装置，用于限定所述浮动活塞向下端运动的最大行程。

在所述浮动活塞与所述气腔接触处安装有第一密封圈。

在所述气腔与所述油腔间设有第二密封圈。

在所述滑橇的上表面设有隔热层。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.本发明依靠滑橇与地面的摩擦产生所需要的刹车力，去除了传统起落架中安装于机轮内部的刹车装置。

2.本发明实现高超飞行器自主起降功能，通过缓冲作动筒提前伸出，让滑橇先于机轮触地，避免局部接地点压强过大，吸收着陆时的冲击载荷，弥补实心机轮缓冲性能薄弱的影响，具备双重缓冲效果。

3.本发明提供可控刹车压力，轮橇组合式的设计使本刹车装置能够在雪地、泥地等各种复杂路况下着陆并保证方向稳定性，大大减小了飞行器对着陆路况的要求。

附图说明

图1是本发明中轮撬组合起降装置的结构示意图；

图2是本发明中缓冲作动模块透视图；

图3是本发明中十字连接栓结构示意图；

图4是本发明中滑橇组件结构示意图。

图中，1-主缓冲器外套筒，2-主缓冲器活塞杆，3-上扭力臂，4-下扭力臂，5-实心轮胎，6-轮毂，7-缓冲作动模块支架，8-气腔，9-油腔，10-滑橇俯仰缓冲器活塞杆，11-滑橇俯仰缓冲器外套筒，12-液压传感器，13-十字连接栓，14-滑橇，15-轮轴，16-浮动活塞，17-第一密封圈，18-弹簧，19-第二密封圈。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例，进一步阐明本发明。

本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。

如图1所示，本发明的高超飞行器轮撬组合起降装置包括主缓冲器外套筒1、主缓冲器活塞杆2、上扭力臂3、下扭力臂4、机轮、液压传感器12、缓冲作动模块和滑橇组件。所述主缓冲器活塞杆2活动安装在所述主缓冲器外套筒1内，所述上扭力臂3铰接在所述主缓冲器外套筒1上，所述下扭力臂4铰接在所述主缓冲器活塞杆2上，所述上扭力臂3与所述下扭力臂4铰接，用来承受地面作用力对于活塞杆的扭矩，避免外筒和活塞杆的相对转动。在所述主缓冲器活塞杆2末端设置有轮轴，所述机轮包括轮毂6以及设在所述轮毂6外的实心轮胎5，所述机轮通过轴承和轮轴安装在所述主缓冲器活塞杆2上。

在所述主缓冲器活塞杆2上位于所述机轮侧面位置上设置有缓冲动作模块，所述缓冲动作模块通过缓冲作动模块支架7和所述主缓冲器活塞杆2固连。如图2所示，所述缓冲作动模块包括同轴安装的气腔8、油腔9、浮动活塞16、第一密封圈17及第二密封圈19。所述气腔8竖直固定在缓冲作动模块支架下方，所述油腔9同轴安装在所述气腔8外，两者间设有一个弹簧18，用于向所述油腔9提供一个向上的弹簧力。在所述气腔8内设置有浮动活塞16，在所述浮动活塞16与所述气腔8接触处安装有第一密封圈17；所述浮动活塞16、第一密封圈17以及所述气腔8同轴安装，保证在所述浮动活塞16运动时，油气分离。在本发明中，所述浮动活塞16下端还可以设有限位装置，用于限定所述浮动活塞16向下端运动的最大行程。所述气腔8与所述油腔9间设有第二密封圈19，避免作动过程中发生油液泄漏。在所述油腔9下端安装有液压传感器12，所述液压传感器12时刻检测油腔中的压强，并向飞机主控系统反馈，用于纠偏系统的纠偏过程中对油量进行控制。

如图3，4所示，所述滑橇组件包括滑橇俯仰缓冲器活塞杆10、滑橇俯仰缓冲器外套筒11和滑橇14。所述滑橇14的上表面设有隔热层，以降低滑撬温度对于缓冲作动模块的影响。所述滑橇14通过轴承安装有十字连接栓13相连，所述滑橇14能够绕着所述十字连接栓13进行俯仰运动。所述十字连接栓13与所述油腔9的下端采用螺栓连接，为所述滑橇14提供滚转自由度。所述滑橇俯仰缓冲器活塞杆10与所述滑橇俯仰缓冲器外套筒11同轴安装，所述滑橇俯仰缓冲器外套筒11与所述滑橇14上方的挡板铰接，所述滑橇俯仰缓冲器活塞杆10与所述油腔9的外筒壁铰接；用于在所述滑橇14进行俯仰运动时提供一定的缓冲性能，同时可充当所述滑橇14的收放作动筒。

本发明的工作原理如下：

飞机起飞滑跑阶段，排出油腔内油液，滑橇在弹簧作用下向上收起，通过机轮滚动滑跑至指定起飞速度。飞机升空后，通过所述滑橇俯仰缓冲器将滑橇旋转收起。飞机着陆阶段，首先将滑橇旋转放下，随后向缓冲作动模块中的油腔充入油液，滑橇向下平移。在机轮前优先接地，进行第一阶段缓冲，随后通过主缓冲器进行第二阶段缓冲。缓冲完毕后，通过滑橇与道面的滑动摩擦进行刹车。当飞机受到不对称干扰时，将偏航角和偏航距离的传感器信号传入飞控系统，由飞控系统解算，输出两侧油腔压力信号。通过机载液压系统对于腔内油压进行控制，从而改变滑橇对于地面压力，此时由机轮承担部分支持力，从而改变单侧起降装置与地面的结合力，使机身受到偏航力矩，保证航向的稳定性。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换(如数量、形状、位置等)，这些等同变换均属于本发明的保护。

Claims (5)

1.高超飞行器轮撬组合起降装置，其特征在于：包括主缓冲器外套筒(1)、主缓冲器活塞杆(2)、上扭力臂(3)、下扭力臂(4)、机轮、缓冲作动模块及滑橇组件；

所述主缓冲器活塞杆(2)活动安装在所述主缓冲器外套筒(1)内，所述上扭力臂(3)铰接在所述主缓冲器外套筒(1)上，所述下扭力臂(4)铰接在所述主缓冲器活塞杆(2)上，所述上扭力臂(3)与所述下扭力臂(4)铰接；在所述主缓冲器活塞杆(2)末端设置有轮轴，所述机轮通过轴承和轮轴安装在所述主缓冲器活塞杆(2)上；

在所述主缓冲器活塞杆(2)上位于所述机轮侧面位置上设置有缓冲动作模块；所述缓冲动作模块通过缓冲作动模块支架(7)和所述主缓冲器活塞杆(2)固连；所述缓冲作动模块包括同轴安装的气腔(8)、油腔(9)及浮动活塞(16)；所述气腔(8)竖直固定在缓冲作动模块支架(7)下方，所述油腔(9)安装在所述气腔(8)外，两者间设有一弹簧(18)；在所述气腔(8)内设置有浮动活塞(16)；在所述油腔(9)下端安装有液压传感器(12)，所述液压传感器(12)实时检测所述油腔(9)中压强，并向飞机主控系统反馈；

所述滑橇组件包括滑橇俯仰缓冲器活塞杆(10)、滑橇俯仰缓冲器外套筒(11)及滑橇(14)；所述滑橇(14)通过十字连接栓(13)与所述油腔(9)的下端连接；所述滑橇俯仰缓冲器活塞杆(10)与所述滑橇俯仰缓冲器外套筒(11)同轴安装，所述滑橇俯仰缓冲器外套筒(11)与所述滑橇(14)上方的挡板铰接，所述滑橇俯仰缓冲器活塞杆(10)与所述油腔(9)的外筒壁铰接。

2.根据权利要求1所述的高超飞行器轮撬组合起降装置，其特征在于：在所述浮动活塞(16)下端设有限位装置，用于限定所述浮动活塞(16)向下端运动的最大行程。

3.根据权利要求1所述的高超飞行器轮撬组合起降装置，其特征在于：在所述浮动活塞(16)与所述气腔(8)接触处安装有第一密封圈(17)。

4.根据权利要求1所述的高超飞行器轮撬组合起降装置，其特征在于：在所述气腔(8)与所述油腔(9)间设有第二密封圈(19)。

5.根据权利要求1所述的高超飞行器轮撬组合起降装置，其特征在于：在所述滑橇(14)的上表面设有隔热层。