CN112776979B - 一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法 - Google Patents

一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112776979B
CN112776979B CN202110358675.3A CN202110358675A CN112776979B CN 112776979 B CN112776979 B CN 112776979B CN 202110358675 A CN202110358675 A CN 202110358675A CN 112776979 B CN112776979 B CN 112776979B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wheel
fork
sleeve
aerial vehicle
unmanned aerial
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110358675.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112776979A (zh
Inventor
王军
林谢伟
宋涛
谷齐
卜俊峰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN202110358675.3A priority Critical patent/CN112776979B/zh
Publication of CN112776979A publication Critical patent/CN112776979A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112776979B publication Critical patent/CN112776979B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/04—Arrangement or disposition on aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/34—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface  wheeled type, e.g. multi-wheeled bogies
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Forklifts And Lifting Vehicles (AREA)

Abstract

本发明公开了一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法，结构包括：轻质接头、辅助支撑支杆、连接结构、轮叉和机轮。其中，所述轻质接头与无人机连接；所述辅助支撑支杆与所述轻质接头连接；所述连接结构上端与所述辅助支撑支杆连接，下端与所述轮叉连接；所述轮叉上端与所述连接结构连接，下端与所述机轮连接。本发明的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，可在地面转运和起飞阶段起到保护作用的同时，起飞后可自动脱落，节省重量、降低阻力；同时具有形式简单、无需多余电、磁控制系统、可更换性和后续维护便捷等特点。

Description

一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法
技术领域
本发明涉及太阳能飞行器起落架领域，尤其涉及一种太阳能飞行器的辅助支撑结构。
背景技术
太阳能无人机具有大翼展、大柔性等特点，导致无人机在停机、转运和起飞起始阶段机翼变形严重，需要在外机翼设计辅助支撑结构；该结构仅在地面操作和起飞初始阶段起到保护作用，在其他阶段（包括：起飞后段、空中飞行及降落）均不起任何作用；同时还给太阳能无人机带来额外的重量和气动阻力，因此非常有必要设计一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法，该结构形式简单、无需多余电、磁控制系统、具有可更换性和后续维护便捷等特点，能够在满足地面操作过程中对结构保护外，起飞后可自动脱落以降低结构重量和气动阻力。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，包括：轻质接头、辅助支撑杆、连接结构、轮叉和机轮；连接结构包括套筒、垫片、法兰、螺钉和连接结构螺母；
所述轻质接头与无人机固定连接，辅助支撑杆的上端与轻质接头插接，辅助支撑杆的下端通过连接结构连接轮叉，机轮安装在轮叉上；
套筒上端为中空筒状结构，下端为带台阶的圆柱状结构，套筒上端内径与辅助支撑杆外径匹配，辅助支撑杆插入到套筒上端内部且固定连接；套筒下端圆柱状结构穿过轮叉，通过法兰和连接结构螺母将套筒与轮叉连接，轮叉上表面与套筒上端中空筒状结构的底部之间安装有垫片，用于降低轮叉转动过程中产生的摩擦力；螺钉用于将法兰固定在轮叉上，使得法兰与轮叉一体旋转；
太阳能无人机起飞后可脱落式辅助支撑结构除所述轻质接头固定在无人机上以外，辅助支撑杆将与所述轻质接头因重力作用脱离。
进一步的，轮叉上端平面位于所述垫片和所述法兰之间，轮叉下端与所述机轮连接，且轮叉设计有随动角，根据不同触地角度自动对中；连接结构螺母和法兰之间设置有垫片。
进一步的，所述机轮包括轮轴、轮叉衬套、轴套、轮毂、轮胎、平垫和机轮螺母；
所述轮轴分别穿过轮叉衬套、轴套和轮毂；所述轮叉衬套用于保护轮叉；所述轴套用于支撑轮毂；轮胎安装在所述轮毂上；所述平垫和所述机轮螺母与所述轮轴配合实现对所述轮毂的压紧。
进一步的，所述轮轴采用中空形式，且分为三段，分别为六角头段、轮轴杆段和螺纹段；
所述平垫和所述机轮螺母与所述螺纹段配合，轮叉衬套、轴套和轮毂均安装在轮轴杆段上，六角头段采用外六角结构形式。
进一步的，法兰用于使轮叉上表面与所述垫片紧密贴合；同时所述法兰上表面与所述套筒接触面之间留有间隙，间隙为1mm-3mm，防止所述轮叉上表面与所述垫片无法紧密贴合。
进一步的，套筒与所述辅助支撑杆之间通过环氧胶粘接。
进一步的，所述辅助支撑杆采用碳纤维复合材料，上端设计有两个通孔，轻质接头上也设计有两个通孔，与所述辅助支撑杆上两通孔配合；所述辅助支撑杆插入所述轻质接头之后，辅助支撑杆上的通孔与轻质接头上的通孔对正；在无人机转运或者滑跑地面操作过程中，在对应通孔处安装螺栓、螺母将所述轻质接头和所述辅助支撑杆连接在一起。
进一步的，所述轻质接头采用夹层复合材料结构，所述套筒、法兰采用航空铝合金材料，所述垫片采用自润滑塑料材料，所述连接结构螺母采用自锁螺母标准件。
进一步的，所述轮轴、轮叉衬套、轴套采用不锈钢材料，所述轮毂采用航空铝合金材料。
进一步的，本发明还提出一种太阳能无人机辅助支撑结构脱落方法，包括以下步骤：
步骤一：将轻质接头与太阳能无人机结构用环氧胶粘接在一起；
步骤二：将套筒与所述辅助支撑杆用环氧胶粘接在一起；
步骤三：按照顺序分别将垫片、轮叉、法兰安装在所述套筒下端的圆柱结构上；
步骤四：通过螺钉将法兰固定在套筒上，使得法兰与套筒成为一体；
步骤五：将所述连接结构螺母安装在所述套筒下端的圆柱结构的最底端，并紧固；
步骤六：将所述轮叉衬套嵌入所述轮叉之上；
步骤七：将轮毂和轮胎安装在一起；
步骤八：按照顺序分别将轴套、轮毂放入所述轮叉内部对应位置；
步骤九：将轮轴分别穿入轮叉衬套、轴套和轮毂，并保证轮轴的六角头段与轮叉贴合；
步骤十：按照顺序分别将平垫和机轮螺母安装在轮轴的螺纹段之上，并按照拧紧力矩紧固；
步骤十一：将辅助支撑杆插入轻质接头之中，并保证两结构件上设置的通孔在一条直线上；在转运、滑跑地面操作过程中，在对应通孔处安装螺栓、螺母将所述轻质接头和所述辅助支撑杆连接在一起，而在太阳能无人机进入飞行任务时，无需安装标准件；无人机起飞后可脱落辅助支撑结构除所述轻质接头外，辅助支撑杆将与所述轻质接头因重力作用脱离。
本发明与现有技术相比，具有如下优点：
（1）本发明可在地面转运和起飞阶段起到保护作用的同时，起飞后可自动脱落，节省重量、降低阻力。
（2）本发明具有形式简单，仅靠结构解决自动脱落问题，无需多余电、磁控制系统，且具有可更换性和后续维护便捷等特点。
（3）本发明不改变机翼气动外形，使用安全可靠。
（4）本发明可根据需要通过标准件将辅助支撑与机体固定在一起，形成不可脱落形式。
附图说明
图1示出了本发明实施例提供的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构示意图；
图2示出了本发明实施例提供的连接结构示意图；
图3示出了本发明实施例提供的机轮结构示意图；
图4示出了本发明实施例提供的轮轴结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明：
针对辅助支撑结构会给太阳能无人机带来额外的重量和气动阻力的情况，本发明设计的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，要求该可脱落式辅助支撑可完成太阳能飞机停机、滑跑和起飞起始阶段对结构保护的同时，在起飞后段自行脱落。本发明的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构可实现该目的，其可根据使用要求在转运、滑跑等地面操作过程中对结构进行保护；而在太阳能无人机进入起飞后段时由于重力作用自动脱离，起到降低结构重量和气动阻力的作用。同时该可脱落式辅助支撑结构具有形式简单、无需多余电、磁控制系统、可更换性和后续维护便捷等特点。
如图1所示，本发明提出的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，包括：轻质接头1、辅助支撑杆2、连接结构3、轮叉4和机轮5；连接结构3包括套筒31、垫片32、法兰33、螺钉34和连接结构螺母35；
所述轻质接头1与无人机固定连接，辅助支撑杆2的上端与轻质接头1插接，辅助支撑杆2的下端通过连接结构3连接轮叉4，机轮5安装在轮叉4上；
如图2所示，套筒31上端为中空筒状结构，下端为带台阶的圆柱状结构，套筒31上端内径与辅助支撑杆2外径匹配，辅助支撑杆2插入到套筒31上端内部且固定连接；套筒31下端圆柱状结构穿过轮叉4，通过法兰33和连接结构螺母35将套筒31与轮叉4连接，轮叉4上表面与套筒31上端中空筒状结构的底部之间安装有垫片32，用于降低轮叉4转动过程中产生的摩擦力；螺钉34用于将法兰33固定在轮叉4上，使得法兰33与轮叉4一体旋转；
太阳能无人机起飞后可脱落式辅助支撑结构除所述轻质接头1固定在无人机上以外，辅助支撑杆2将与所述轻质接头1因重力作用脱离。
轮叉4上端平面位于所述垫片32和所述法兰33之间，轮叉4下端与所述机轮5连接，且轮叉4设计有随动角，根据不同触地角度自动对中；连接结构螺母35和法兰33之间设置有垫片。
如图3所示，所述机轮5包括轮轴51、轮叉衬套52、轴套53、轮毂54、轮胎55、平垫56和机轮螺母57；
所述轮轴51分别穿过轮叉衬套52、轴套53和轮毂54；所述轮叉衬套52用于保护轮叉4；所述轴套53用于支撑轮毂54；轮胎55安装在所述轮毂54上；所述平垫56和所述机轮螺母57与所述轮轴51配合实现对所述轮毂54的压紧。
如图4所示，所述轮轴51采用中空形式，且分为三段，分别为六角头段511、轮轴杆段512和螺纹段513；
所述平垫56和所述机轮螺母57与所述螺纹段513配合，轮叉衬套52、轴套53和轮毂54均安装在轮轴杆段512上，六角头段511采用外六角结构形式。
法兰33用于使轮叉4上表面与所述垫片32紧密贴合；同时所述法兰33上表面与所述套筒31接触面之间留有间隙，间隙为1mm-3mm，防止所述轮叉4上表面与所述垫片32无法紧密贴合。
套筒31与所述辅助支撑杆2之间通过环氧胶粘接。所述轻质接头1采用夹层复合材料结构，所述套筒31、法兰33采用航空铝合金材料，所述垫片32采用自润滑塑料材料，所述连接结构螺母35采用自锁螺母标准件。所述轮轴51、轮叉衬套52、轴套53采用不锈钢材料，所述轮毂54采用航空铝合金材料。
所述辅助支撑杆2采用碳纤维复合材料，上端设计有两个通孔，轻质接头1上也设计有两个通孔，与所述辅助支撑杆2上两通孔配合；所述辅助支撑杆2插入所述轻质接头1之后，辅助支撑杆2上的通孔与轻质接头1上的通孔对正；在无人机转运或者滑跑地面操作过程中，在对应通孔处安装螺栓、螺母将所述轻质接头1和所述辅助支撑杆2连接在一起。
进一步的，本发明还提出一种太阳能无人机辅助支撑结构脱落方法，包括以下步骤：
步骤一：将轻质接头1与太阳能无人机结构用环氧胶粘接在一起；
步骤二：将套筒31与所述辅助支撑杆2用环氧胶粘接在一起；
步骤三：按照顺序分别将垫片32、轮叉4、法兰33安装在所述套筒31下端的圆柱结构上；
步骤四：通过螺钉34将法兰33固定在套筒31上，使得法兰33与套筒31成为一体；
步骤五：将所述连接结构螺母35安装在所述套筒31下端的圆柱结构的最底端，并紧固；
步骤六：将所述轮叉衬套52嵌入所述轮叉之上；
步骤七：将轮毂54和轮胎55安装在一起；
步骤八：按照顺序分别将轴套53、轮毂54放入所述轮叉4内部对应位置；
步骤九：将轮轴51分别穿入轮叉衬套52、轴套53和轮毂54，并保证轮轴51的六角头段511与轮叉4贴合；
步骤十：按照顺序分别将平垫56和机轮螺母57安装在轮轴51的螺纹段513之上，并按照拧紧力矩紧固；
步骤十一：将辅助支撑杆2插入轻质接头1之中，并保证两结构件上设置的通孔在一条直线上；在转运、滑跑地面操作过程中，在对应通孔处安装螺栓、螺母将所述轻质接头1和所述辅助支撑杆2连接在一起，而在太阳能无人机进入飞行任务时，无需安装标准件；无人机起飞后可脱落辅助支撑结构除所述轻质接头1外，辅助支撑杆2将与所述轻质接头1因重力作用脱离。
本发明实施例：
根据本发明实施例给出了一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构。图1示出了本发明实施例提供的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构示意图。如图1所示，该可脱落式辅助支撑结构包括：轻质接头1、辅助支撑杆2、连接结构3、轮叉4和机轮5。其中，
轻质接头1与无人机连接。具体的，轻质接头1与无人机机体采用J-133环氧胶粘接。
辅助支撑杆2与轻质接头1连接。具体的，辅助支撑杆2上端插入轻质接头1之中，并根据使用需求确定是否安装螺栓等标准件。
连接结构3上端与辅助支撑杆2连接，下端与所述轮叉4连接。具体的，连接结构3上端与辅助支撑杆2采用J-133环氧胶粘接，连接结构3下端与轮叉4采用标准件连接。
轮叉4上端与连接结构3连接，下端与机轮5连接。具体的，轮叉4上端与连接结构3采用标准件连接，轮叉4下端与机轮5也采用标准件连接。
上述实施中，轻质接头1采用蜂窝夹层复合材料结构，以便最大限度降低额外附加在无人机上的重量。其中，
轻质接头1上设计有两个通孔，通孔直径是4mm，与辅助支撑杆2上两通孔配合。
上述实施中，辅助支撑杆2采用T300级碳纤维复合材料，上端设计有两个通孔，通孔直径与轻质接头1上通孔直径相同。
图2示出了本发明实施例提供的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构中，连接结构示意图。如图2所示，连接结构3由套筒31、垫片32、法兰33、螺钉34和连接结构螺母35组成，起到连接所述辅助支撑杆2与所述轮叉4的作用。
上述实施中，套筒31采用LY12，其上端与辅助支撑杆2利用J-133环氧胶粘接；垫片32采用Nylon，主要作用为降低轮叉4转动过程中产生的摩擦力；法兰33采用LY12，主要作用为使轮叉4上表面与垫片32紧密贴合；同时法兰33上表面与套筒31下表面间留有间隙（见图2中A处），间隙为2mm，防止轮叉4上表面与垫片32无法紧密贴合；螺钉34共3个，均采用M3螺钉；连接结构螺母35采用M6尼龙衬套自锁螺母。
上述实施中，轮叉4采用LY12，其上端平面位于垫片32和法兰33之间，下端与机轮5连接，其设计有随动角，可根据不同触地角度自动对中。
图3示出了本发明实施例提供的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构中，机轮结构示意图。如图3所示，机轮5由轮轴51、轮叉衬套52、轴套53、轮毂54、轮胎55、平垫56和机轮螺母57组成，与轮叉4连接。
上述实施中，轮轴51采用1Cr17Ni9Ti，其分别穿过轮叉衬套52、轴套53和轮毂54；轮叉衬套52采用1Cr17Ni9Ti，其主要作用是保护轮叉4；轴套53采用1Cr17Ni9Ti，其主要作用是支撑轮毂54；轮毂54采用LY12，其主要作用为支撑轮胎55；平垫56和机轮螺母57采用φ5平垫片和M5尼龙衬套自锁螺母，其主要作用是与轮轴51配合实现对轮毂54的压紧。
图4示出了本发明实施例提供的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构中，轮轴结构示意图。如图4所示，轮轴51出于减重考虑采用中空形式；且分为三段，分别为六角头段511、轮轴杆段512和螺纹段513。
上述实施中，六角头段511采用外六角结构形式，方便使用工具进行操作；轮轴杆段外径为6mm，内径为3mm；螺纹段513为M5的螺纹。
基于上述辅助支撑结构，提供了太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构使用方法，也即太阳能无人机辅助支撑结构的脱落方法。
步骤一：将所述轻质接头1与太阳能无人机结构用J-133环氧胶牢靠粘接在一起；
步骤二：将所述套筒31与所述辅助支撑杆用J-133环氧胶牢固粘接在一起；
步骤三：在步骤二的基础上，按照顺序分别将垫片32、轮叉4、法兰33套装在套筒31之上；
步骤四：在步骤三的基础上，将螺钉34与法兰33螺接在一起；
步骤五：在步骤四的基础上，将连接结构螺母35紧固在套筒31之上；
步骤六：在步骤五的基础上，将轮叉衬套52嵌入轮叉4之上；
步骤七：将轮毂54和轮胎55安装在一起；
步骤八：在步骤六和七的基础上，按照顺序分别将轴套53、轮毂54放入轮叉4内部对应位置；
步骤九：在步骤八的基础上，将轮轴51分别穿入轮叉衬套52、轴套53和轮毂54，并保证六角头段511与轮叉4贴合；
步骤十：在步骤九的基础上，按照顺序分别将平垫56和机轮螺母57安装在螺纹段513之上，并按照拧紧力矩紧固。
步骤十一：在步骤一和十的基础上，将辅助支撑杆2插入轻质接头1之中，并保证两结构零件通孔在一条直线上；在转运、滑跑等地面操作过程中为增加可靠性，可在对应通孔处安装螺栓、螺母等标准件将轻质接头1和辅助支撑杆2连接在一起，而在太阳能无人机进入飞行任务时，无需安装标准件；无人机起飞后可脱落辅助支撑结构除轻质接头1外，由于重力作用将与轻质接头1脱离，起到降低结构重量和气动阻力的作用。
本发明的太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，可在地面转运和起飞阶段起到保护作用的同时，起飞后可自动脱落，节省重量、降低阻力；同时具有形式简单、使用方便、无需多余电、磁控制系统、可更换性和后续维护便捷等特点。
以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于包括：轻质接头(1)、辅助支撑杆(2)、连接结构(3)、轮叉(4)和机轮(5)；连接结构(3)包括套筒(31)、垫片(32)、法兰(33)、螺钉(34)和连接结构螺母(35)；
所述轻质接头(1)与无人机固定连接，辅助支撑杆(2)的上端与轻质接头(1)插接，辅助支撑杆(2)的下端通过连接结构(3)连接轮叉(4)，机轮(5)安装在轮叉(4)上；
套筒(31)上端为中空筒状结构，下端为带台阶的圆柱状结构，套筒(31)上端内径与辅助支撑杆(2)外径匹配，辅助支撑杆(2)插入到套筒(31)上端内部且固定连接；套筒(31)下端圆柱状结构穿过轮叉(4)，通过法兰(33)和连接结构螺母(35)将套筒(31)与轮叉(4)连接，轮叉(4)上表面与套筒(31)上端中空筒状结构的底部之间安装有垫片(32)，用于降低轮叉(4)转动过程中产生的摩擦力；螺钉(34)用于将法兰(33)固定在轮叉(4)上，使得法兰(33)与轮叉(4)一体旋转；
太阳能无人机起飞后可脱落式辅助支撑结构除所述轻质接头(1)固定在无人机上以外，辅助支撑杆(2)将与所述轻质接头(1)因重力作用脱离。
2.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：轮叉(4)上端平面位于所述垫片(32)和所述法兰(33)之间，轮叉(4)下端与所述机轮(5)连接，且轮叉(4)设计有随动角，根据不同触地角度自动对中；连接结构螺母(35)和法兰(33)之间设置有垫片。
3.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：所述机轮(5)包括轮轴(51)、轮叉衬套(52)、轴套(53)、轮毂(54)、轮胎(55)、平垫(56)和机轮螺母(57)；
所述轮轴(51)分别穿过轮叉衬套(52)、轴套(53)和轮毂(54)；所述轮叉衬套(52)用于保护轮叉(4)；所述轴套(53)用于支撑轮毂(54)；轮胎(55)安装在所述轮毂(54)上；所述平垫(56)和所述机轮螺母(57)与所述轮轴(51)配合实现对所述轮毂(54)的压紧。
4.根据权利要求3所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：所述轮轴(51)采用中空形式，且分为三段，分别为六角头段(511)、轮轴杆段(512)和螺纹段(513)；
所述平垫(56)和所述机轮螺母(57)与所述螺纹段(513)配合，轮叉衬套(52)、轴套(53)和轮毂(54)均安装在轮轴杆段(512)上，六角头段(511)采用外六角结构形式。
5.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：法兰(33)用于使轮叉(4)上表面与所述垫片(32)紧密贴合；同时所述法兰(33)上表面与所述套筒(31)之间留有间隙，间隙为1mm-3mm，防止所述轮叉(4)上表面与所述垫片(32)无法紧密贴合。
6.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：套筒(31)与所述辅助支撑杆(2)之间通过环氧胶粘接。
7.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：所述辅助支撑杆(2)采用碳纤维复合材料，上端设计有两个通孔，轻质接头(1)上也设计有两个通孔，与所述辅助支撑杆(2)上两通孔配合；所述辅助支撑杆(2)插入所述轻质接头(1)之后，辅助支撑杆(2)上的通孔与轻质接头(1)上的通孔对正；在无人机转运或者滑跑地面操作过程中，在对应通孔处安装螺栓、螺母将所述轻质接头(1)和所述辅助支撑杆(2)连接在一起。
8.根据权利要求1所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：所述轻质接头(1)采用夹层复合材料结构，所述套筒(31)、法兰(33)采用航空铝合金材料，所述垫片(32)采用自润滑塑料材料，所述连接结构螺母(35)采用自锁螺母。
9.根据权利要求3所述的一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构，其特征在于：所述轮轴(51)、轮叉衬套(52)、轴套(53)采用不锈钢材料，所述轮毂(54)采用航空铝合金材料。
10.一种根据权利要求4所述太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构实现的太阳能无人机辅助支撑结构脱落方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一：将轻质接头(1)与太阳能无人机结构用环氧胶粘接在一起；
步骤二：将套筒(31)与所述辅助支撑杆(2)用环氧胶粘接在一起；
步骤三：按照顺序分别将垫片(32)、轮叉(4)、法兰(33)安装在所述套筒(31)下端的圆柱结构上；
步骤四：通过螺钉(34)将法兰(33)固定在轮叉(4)上，使得法兰(33)与轮叉(4)成为一体；
步骤五：将所述连接结构螺母(35)安装在所述套筒(31)下端的圆柱结构的最底端，并紧固；
步骤六：将所述轮叉衬套(52)嵌入所述轮叉之上；
步骤七：将轮毂(54)和轮胎(55)安装在一起；
步骤八：按照顺序分别将轴套(53)、轮毂(54)放入所述轮叉(4)内部对应位置；
步骤九：将轮轴(51)分别穿入轮叉衬套(52)、轴套(53)和轮毂(54)，并保证轮轴(51)端部六角头段与轮叉衬套(52)贴合；
步骤十：按照顺序分别将平垫(56)和机轮螺母(57)安装在轮轴(51)的螺纹段之上，并按照拧紧力矩紧固；
步骤十一：将辅助支撑杆(2)插入轻质接头(1)之中，并保证两结构件上设置的通孔在一条直线上；在转运、滑跑地面操作过程中，在对应通孔处安装螺栓、螺母将所述轻质接头(1)和所述辅助支撑杆(2)连接在一起，而在太阳能无人机进入飞行任务时，无需安装标准件；无人机起飞后可脱落辅助支撑结构除所述轻质接头(1)外，辅助支撑杆(2)将与所述轻质接头(1)因重力作用脱离。
CN202110358675.3A 2021-04-02 2021-04-02 一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法 Active CN112776979B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110358675.3A CN112776979B (zh) 2021-04-02 2021-04-02 一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110358675.3A CN112776979B (zh) 2021-04-02 2021-04-02 一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112776979A CN112776979A (zh) 2021-05-11
CN112776979B true CN112776979B (zh) 2021-08-10

Family

ID=75762950

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110358675.3A Active CN112776979B (zh) 2021-04-02 2021-04-02 一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112776979B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1559863A (zh) * 2004-03-10 2005-01-05 重庆大学 飞机起降方法及起降车
CN104691746A (zh) * 2014-12-08 2015-06-10 中国航天空气动力技术研究院 一种大翼展轻质无人机单轮支柱式起落架结构
CN107512388A (zh) * 2017-08-14 2017-12-26 交控科技股份有限公司 一种飞行主体和起落架分离的飞机起落控制系统及方法
CN207051742U (zh) * 2017-05-02 2018-02-27 毕雪松 带有可分离底盘的无人机系统
WO2019112404A1 (fr) * 2017-12-06 2019-06-13 Université Internationale de RABAT Fixation mécanique pour train d'atterrissage détachable
CN110239706A (zh) * 2019-07-08 2019-09-17 张朝林 一种移动式飞机起飞降落方法及移动式飞机起落架
CN110254720A (zh) * 2019-05-31 2019-09-20 中国航天空气动力技术研究院 一种飞翼布局太阳能无人机
CN112224417A (zh) * 2020-09-22 2021-01-15 南京航空航天大学 一种装备模块化嵌入式起落装置的飞行器及其应用方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1559863A (zh) * 2004-03-10 2005-01-05 重庆大学 飞机起降方法及起降车
CN104691746A (zh) * 2014-12-08 2015-06-10 中国航天空气动力技术研究院 一种大翼展轻质无人机单轮支柱式起落架结构
CN207051742U (zh) * 2017-05-02 2018-02-27 毕雪松 带有可分离底盘的无人机系统
CN107512388A (zh) * 2017-08-14 2017-12-26 交控科技股份有限公司 一种飞行主体和起落架分离的飞机起落控制系统及方法
WO2019112404A1 (fr) * 2017-12-06 2019-06-13 Université Internationale de RABAT Fixation mécanique pour train d'atterrissage détachable
CN110254720A (zh) * 2019-05-31 2019-09-20 中国航天空气动力技术研究院 一种飞翼布局太阳能无人机
CN110239706A (zh) * 2019-07-08 2019-09-17 张朝林 一种移动式飞机起飞降落方法及移动式飞机起落架
CN112224417A (zh) * 2020-09-22 2021-01-15 南京航空航天大学 一种装备模块化嵌入式起落装置的飞行器及其应用方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112776979A (zh) 2021-05-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104554704B (zh) 可横向组装的大展弦比机翼结构及其组装方法
EP2778057B1 (en) Low elastic modulus transition shim for elastomeric bearing bonding in torsional applications
US7997530B2 (en) Airplane fairing panel adjustable fitting assembly, kit and method
US8418962B2 (en) Distribution of point loads in honeycomb panels
CN112776979B (zh) 一种太阳能无人机可脱落式辅助支撑结构及方法
CN102963521B (zh) 一种民用飞机水平尾翼中央翼
CN206327564U (zh) 一种无人飞行机的主起落架
CN110803280A (zh) 一种纯电动载人飞行器
CN109677584A (zh) 双旋翼无人机机身
JPH04328095A (ja) メインローターユニット支持トラス
CN207089683U (zh) 一种简易的无人机系留装置
CN105836147B (zh) 一种旋翼无人机保护装置
CN209617445U (zh) 双旋翼无人机机身
CN217374890U (zh) 一种飞机主起落架的整流罩
CN209889098U (zh) 一种具有缓冲功能起落架的无人机
CN109229366B (zh) 一种涵道尾桨直升机数字化尾减速器整流罩
CN112357058A (zh) 无人机的舵机安装结构、无人机及舵机的安装方法
CN217533258U (zh) 一种eVTOL飞机试飞保护装置
CN207045653U (zh) 大型飞机机体安全系留把
CN205652375U (zh) 具有支撑组件和固定装置的无人机
CN220263066U (zh) 一种eVTOL飞行器的电池包快速装拆结构
CN214930554U (zh) 采用四接头的飞机机身外部设备安装结构
CN114771810B (zh) 一种起落架系统及着舰无人机
US10272997B1 (en) Structural enclosure for an aircraft propulsion system
CN207129140U (zh) 旋翼机双向螺杆连接轴

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant