CN114771810B - 一种起落架系统及着舰无人机 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种起落架系统及着舰无人机，属于起落架领域。起落架系统包括两组主起落架组件和一组前起落架组件；两组主起落架组件对称设置于机身的两侧，一组前起落架组件设置于机身的前段；主起落架组件包括主起落架液压缓冲支柱、轮毂连接件、主起落架轮毂和主起落架轮胎；轮毂连接件包括固定筒和固定轴，固定轴的一端端面固定于固定筒的外周壁，且固定筒的中轴线与固定轴的中轴线呈90°~93°；固定筒套固于主起落架液压缓冲支柱的下端，主起落架轮毂套固于固定轴上，主起落架轮胎套固于主起落架轮毂上。本申请的起落架系统性能较好、可靠性较高，极大地提高了着舰无人机的着舰成功率。

Description

一种起落架系统及着舰无人机

技术领域

本申请涉及起落架技术领域，尤其涉及一种起落架系统及着舰无人机。

背景技术

着舰无人机具有广阔的作战使命及很强的攻击和防御能力，能够遂行远距离侦察、制空制海作战以及反潜等多种任务。目前，驱逐舰提供了着舰无人机的起飞和降落功能。

但在实际操作过程中，着舰无人机事故率远高于同时期的路基飞机，而着舰无人机85%以上的事故都发生在着舰阶段，这与着舰无人机的起落架的结构有莫大的关系。目前着舰无人机着舰时的环境非常复杂，除了受到气流干扰外，还会由于驱逐舰受到浪涌影响而产生纵摇、横摇、上下起伏等运动，对起落架系统要求更为严苛。另外，为缩短降落距离，着舰无人机着舰时处于低速大迎角工作状态，起落架系统需要承受大过载，极大地影响了着舰的成功率。总之，现有的着舰无人机的起落架系统性能较差、可靠性较低，极大地影响了着舰无人机着舰的成功率。

发明内容

本申请实施例通过提供一种起落架系统及着舰无人机，解决了现有着舰无人机的起落架系统性能较差、可靠性较低，极大地影响了着舰无人机的着舰成功率的问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种起落架系统，包括两组主起落架组件和一组前起落架组件；两组所述主起落架组件对称设置于机身的两侧，一组所述前起落架组件设置于所述机身的前段；所述主起落架组件包括主起落架液压缓冲支柱、轮毂连接件、主起落架轮毂和主起落架轮胎；所述轮毂连接件包括固定筒和固定轴，所述固定轴的一端端面固定于所述固定筒的外周壁，且所述固定筒的中轴线与所述固定轴的中轴线呈90°~93°；所述固定筒套固于所述主起落架液压缓冲支柱的下端，所述主起落架轮毂套固于所述固定轴上，所述主起落架轮胎套固于所述主起落架轮毂上。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述主起落架组件还包括刹车盘、活塞式刹车卡钳和电控液压刹车阀；所述主起落架轮毂的内轴向外延伸预设长度形成内轴延伸段；所述刹车盘包括盘体和至少两块固定片；至少两块固定片的侧面绕所述刹车盘的中轴线环绕固定于所述盘体的表面，并与所述内轴延伸段的外周壁固定；所述活塞式刹车卡钳的钳口卡设于所述盘体，侧面与所述固定筒固定；所述电控液压刹车阀固定于所述主起落架液压缓冲支柱的外壳上，并与所述活塞式刹车卡钳通过液压管路连通。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述主起落架组件还包括固定销；所述固定筒的外周壁上设置有第一连接耳，所述第一连接耳的表面与所述活塞式刹车卡钳的表面平行；所述第一连接耳上设置有第一过孔，所述活塞式刹车卡钳的表面设置有第二过孔；所述第一过孔和所述第二过孔均套设于所述固定销；所述第二过孔的内径大于所述固定销的外径。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述主起落架组件还包括安装支架；所述安装支架包括板体和至少一组固定件；每组所述固定件包括两根固定腿，两根固定腿的一端均与所述板体的表面一体连接，另一端均固定于所述主起落架液压缓冲支柱；所述电控液压刹车阀的背面固定于所述板体的背离所述固定腿的表面。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述主起落架组件还包括齿形盘和轮速传感器；所述齿形盘设置于所述盘体的背离所述固定片的表面，并与所述盘体一体成型；所述轮速传感器设置于所述固定筒的下端面。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述主起落架轮胎为由三层帘布层构成的无内胎轮胎。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述前起落架组件包括前起落架液压缓冲支柱、叉形连接件、前起落架轮毂和前起落架轮胎；所述叉形连接件包括连接筒、连接轴、第一螺母和连接臂；所述连接筒套固于所述前起落架液压缓冲支柱的下端；所述连接筒的外周壁的相对侧分别连接一根连接臂的一端；所述前起落架轮毂套固于所述连接轴上，所述前起落架轮胎套固于所述前起落架轮毂上；所述连接轴设置于两根所述连接臂之间且两端均穿过所述连接臂的另一端后分别套设一个所述第一螺母。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述前起落架组件还包括前起落架防扭臂；所述前起落架防扭臂包括上段防扭臂和下段防扭臂；所述上段防扭臂的第一端与所述前起落架液压缓冲支柱的外壳的下端铰接，所述下段防扭臂的第一端与所述连接筒铰接，所述上段防扭臂的第二端与所述下段防扭臂的第二端可拆卸连接。

结合第一方面，在一种可能的实现方式中，所述前起落架组件还包括电控伺服转向机构和放置板；所述放置板的一侧与所述前起落架液压缓冲支柱的外壳固定，其中部设置有通孔；所述电控伺服转向机构的主体设置于所述放置板上，连杆穿过所述通孔后与所述前起落架液压缓冲支柱的内筒连接。

第二方面，本发明实施例提供了一种着舰无人机，包括上述所述的起落架系统。

本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

本发明实施例提供的起落架系统，主起落架组件的轮毂连接件的固定筒的中轴线与固定轴的中轴线呈90°~93°的角度，而固定筒套固于主起落架液压缓冲支柱的下端，主起落架轮毂套固于固定轴上，从而主起落架液压缓冲支柱的中轴线与主起落架轮毂的中轴线呈90°~93°的角度，从而安装有本发明实施例的起落架系统的着舰无人机，在其着舰（陆）阶段起落架系统触舰（陆）时，可以通过轮毂连接件的轻微形变降低一部分冲击载荷，且可以最大程度地将冲击载荷有效传递到主起落架液压缓冲支柱上，由主起落架液压缓冲支柱将大部分冲击载荷转化吸收掉。而且通过轮毂连接件将主起落架液压缓冲支柱与主起落架轮毂连接，可以让着舰无人机大过载或重着舰（陆）期间，主起落架轮胎的径向与地面垂直，从而使着舰无人机着舰（陆）时更加稳定，且可以让主起落架轮胎也有效吸收一部分冲击过载，进而可以让着舰无人机的机身承受的冲击载荷更小，起落架系统的性能较好、可靠性较高，提高了着舰无人机着舰（陆）时的安全性，从而极大地提高了着舰无人机着舰的成功率。另外，通过轮毂连接件将主起落架液压缓冲支柱与主起落架轮毂连接，也可以快捷方便地分离主起落架液压缓冲支柱与主起落架轮毂，方便后期使用过程中的维护保养。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例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获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的主起落架组件的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的主起落架组件的局部放大图一；

图3为本申请实施例提供的主起落架组件的局部放大图二；

图4为本申请实施例提供的主起落架组件的局部放大图三；

图5为本申请实施例提供的主起落架组件的局部放大图四；

图6为本申请实施例提供的主起落架组件的局部放大图五；

图7为本申请实施例提供的轮毂连接件的结构示意图；

图8为本申请实施例提供的主起落架组件的部分结构的局部放大图；

图9为本申请实施例提供的主起落架组件的局部放大图六；

图10为本申请实施例提供的主起落架组件的局部放大图七；

图11为本申请实施例提供的安装支架的结构示意图；

图12为本申请实施例提供的前起落架组件的结构示意图；

图13为本申请实施例提供的前起落架组件的局部放大图一；

图14为本申请实施例提供的前起落架组件的局部放大图二；

图15为本申请实施例提供的放置板的结构示意图；

图16为本申请实施例提供的前起落架组件的局部放大图三；

图17为本申请实施例提供的前起落架组件的局部放大图四。

附图标记：1-主起落架组件；11-主起落架液压缓冲支柱；111-主起落架液压缓冲支柱的外壳；1111-爪型支架；112-主起落架液压缓冲支柱的内筒；12-轮毂连接件；121-固定筒；122-固定轴；123-第一连接耳；124-第二连接耳；125-第三连接耳；126-第四连接耳；13-主起落架轮毂；131-内轴延伸段；132-气门嘴组件；14-主起落架轮胎；15-刹车盘；151-盘体；152-固定片；16-活塞式刹车卡钳；17-电控液压刹车阀；18-固定销；19-安装支架；191-板体；192-固定腿；20-齿形盘；3-前起落架组件；31-前起落架液压缓冲支柱；311-前起落架液压缓冲支柱的外壳；3111-第一撑杆；3112-第二撑杆；3113-斜撑杆；312-前起落架液压缓冲支柱的内筒；32-叉形连接件；321-连接筒；322-连接轴；323-连接臂；33-前起落架轮毂；34-前起落架轮胎；35-前起落架防扭臂；351-上段防扭臂；352-下段防扭臂；36-电控伺服转向机构；361-连杆；37-放置板；371-卡槽；38-快卸销。

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做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。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。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实施例中的具体含义。

请参照图1和图12所示，本发明实施例提供的一种起落架系统，主要应用于着舰无人机，对于起落架系统接口匹配一致的其他飞机同样适用，由于起落架系统的高度集成化设计，从而起落架系统可以实现快速互换而不影响飞机功能和性能，本申请实施例以起落架系统应用于着舰无人机为例。起落架系统包括两组主起落架组件1和一组前起落架组件3。两组主起落架组件1对称设置于机身的两侧，一组前起落架组件3设置于机身的前段。

请参照图1所示，主起落架组件1包括主起落架液压缓冲支柱11、轮毂连接件12、主起落架轮毂13和主起落架轮胎14。其中，如图1所示，主起落架液压缓冲支柱11包括外壳和内筒，外壳包括外壳筒和两根爪型支架1111，两根爪型支架1111的爪头设置于外壳筒上端的外壁的相对侧。

如图2~7所示，轮毂连接件12包括固定筒121和固定轴122，固定轴122的一端端面固定于固定筒121的外周壁，且固定筒121的中轴线与固定轴122的中轴线呈90°~93°。固定筒121套固于主起落架液压缓冲支柱11的下端，具体地，固定筒121套固于主起落架液压缓冲支柱的内筒112的下端，主起落架轮毂13套固于固定轴122上，主起落架轮胎14套固于主起落架轮毂13上，由于轮毂连接件12的固定筒121的中轴线与固定轴122的中轴线呈90°~93°，从而主起落架液压缓冲支柱11的中轴线与主起落架轮毂13的中轴线呈90°~93°。由于起落架系统包括两组主起落架组件1，两组主起落架组件1对称设置于着舰无人机机身的两侧，主起落架液压缓冲支柱11的中轴线与主起落架轮毂13的中轴线呈90°~93°，两组主起落架组件1配套使用，形成对机身对称的力，起到较好的承载效果。

在实际中，一般着舰无人机着舰（陆）时，主起落架组件1先触舰（陆），随后前起落架组件3触舰（陆）。根据实际工程经验及相关数据分析可知，着舰（陆）时主起落架组件1承受60%或更高的冲击载荷。因主起落架组件1承受的冲击载荷较大、所以主起落架轮胎14，主起落架液压缓冲支柱11及相关连接件会产生一定的形变，具体形变量由于材料及受力关系的原因也不相同。

本发明实施例提供的起落架系统考虑到着舰（陆）时各部件受冲击载荷形变的情况，设计将主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13的夹角范围设置为90°~93°，优选地，考虑到主起落架组件1制作材料的原因，将主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13夹角设置为91°，通过轮毂连接件12实现。

这样设置的好处是在主起落架组件1重着舰（陆）触舰（陆）时，轮毂连接件12因冲击过载产生轻微形变，使主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13的夹角趋近于垂直，主起落架液压缓冲支柱11因垂直于受力方向，其将承载吸收绝大部分的冲击载荷。若将主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13夹角设置为小于90°，在主起落架组件1重着舰（陆）触舰（陆）时，轮毂连接件12发生轻微形变，使主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13夹角小于90°，主起落架液压缓冲支柱11与受力方向将产生一个夹角，使主起落架液压缓冲支柱11承受的一部分冲击载荷并转化为主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13连接处的一个弯矩，由于轮毂连接件12为刚性较好的材料制成，所以无法有效地将弯矩载荷转化吸收，且对轮毂连接件12的强度要求也更为严苛。

进一步地，轮毂连接件12的固定筒121上设置有径向的贯穿孔，主起落架缓冲支柱的底端也设置有径向的贯穿孔，第一销轴穿过固定筒121和主起落架液压缓冲支柱11底端的贯穿孔后套设第二螺母，再插设第一插销，如开口销，其中，该第二螺母优选开槽六角螺母，可以使第一插销刚好从开槽六角螺母的槽口穿插而出，不仅能很好地将第一销轴紧固，而且能够将第一插销很好地紧固。而通过第一销轴、第二螺母和第一插销将轮毂连接件12和主起落架液压缓冲支柱11连接，能够方便拆卸轮毂连接件12与主起落架液压缓冲支柱11，进而方便拆卸套固于轮毂连接件12上的轮毂等部件。

在实际中，主起落架轮毂13与轮毂连接件12的固定轴122通过轴配合，再在固定轴122的末端设置径向的贯穿孔，主起落架轮毂13套设于轮毂连接件12的固定轴122上后套设第三螺母，再插设第二插销，如开口销，以实现主起落架轮毂13套固于固定轴122上。

其中，该第三螺母优选开槽六角螺母，可以使第二插销刚好从开槽六角螺母的槽口穿插而出，不仅能很好地将固定轴122紧固，而且能够将第二插销很好地紧固。而通过固定轴122、第三螺母和第二插销将主起落架轮毂13与轮毂连接件12的固定轴122固定，能够方便拆卸固定轴122与主起落架轮毂13。

如图8所示，主起落架轮毂13由主轴、轮缘、半圆卡环、圆锥滚子轴承、挡油环、气门嘴组件132等组成。主轴、轮缘通过两个半圆卡环连接固定，该结构使得起落架轮毂拆卸及更换主起落架轮胎14较为方便，且重量相对较轻，可以提高着舰无人机的飞行性能及方便日常维护工作。

如图1所示，主起落架组件1通过三个固定销与机身相连接。具体地，主起落架组件1的主起落架液压缓冲支柱的外壳111的两根爪型支架1111的爪尾端设置有第一固定耳，两根固定销分别沿机身的纵向插设于两个第一固定耳内；主起落架液压缓冲支柱的外壳111的下部的侧壁设置有两个第二固定耳，一根垂向固定销（垂向指垂直于地面）与机身结构相连接，通过两根纵向固定销和一根垂向固定销实现主起落架组件1与机身固定连接。三个点的固定使主起落架组件1可以可靠地连接在机身上，并且这样的连接方式可以使着舰无人机着舰（陆）时，起落架系统依靠主起落架液压缓冲支柱11及主起落架轮胎14吸收转化大部分冲击载荷，从而有效降低了着舰无人机的机身所承受的载荷，且后期安装拆卸起落架系统也较为方便。

本发明实施例提供的起落架系统，主起落架组件1的轮毂连接件12的固定筒121的中轴线与固定轴122的中轴线呈90°~93°的角度，而固定筒121套固于主起落架液压缓冲支柱11的下端，主起落架轮毂13套固于固定轴122上，从而主起落架液压缓冲支柱11的中轴线与主起落架轮毂13的中轴线呈90°~93°的角度，从而安装有本发明实施例的起落架系统的着舰无人机，在其着舰（陆）阶段起落架系统触舰（陆）时，可以通过轮毂连接件12的轻微形变降低一部分冲击载荷，且可以最大程度地将冲击载荷有效传递到主起落架液压缓冲支柱11上，由主起落架液压缓冲支柱11将大部分冲击载荷转化吸收掉。而且通过轮毂连接件12将主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13连接，可以让着舰无人机大过载或重着舰（陆）期间，主起落架轮胎14的径向与地面垂直，从而使着舰无人机着舰（陆）时更加稳定，且可以让主起落架轮胎14也有效吸收一部分冲击过载，进而可以让着舰无人机的机身承受的冲击载荷更小，起落架系统的性能较好、可靠性较高，提高了着舰无人机着舰（陆）时的安全性，从而极大地提高了着舰无人机着舰的成功率。另外，通过轮毂连接件12将主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13连接，也可以快捷方便地分离主起落架液压缓冲支柱11与主起落架轮毂13，方便后期使用过程中的维护保养。

本申请实施例提供的起落架系统能够提供一种合理的常规固定翼布局的舰载机起落架系统，以使着舰无人机可以在驱逐舰运动的情况下实现安全着舰。

如图1~11所示，主起落架组件1还包括刹车盘15、活塞式刹车卡钳16和电控液压刹车阀17。主起落架轮毂13的内轴向外延伸预设长度形成内轴延伸段131。刹车盘15包括盘体151和至少两块固定片152。至少两块固定片152的侧面绕刹车盘15的中轴线环绕固定于盘体151的表面，并与内轴延伸段131的外周壁固定。活塞式刹车卡钳16的钳口卡设于盘体151，侧面与固定筒121固定。刹车盘15与主起落架轮毂13的连接方式，能够将刹车盘15很好地稳固安装，活塞式刹车卡钳16与轮毂连接件12的固定筒121连接，能够将活塞式刹车卡钳16很好地稳固安装。刹车盘15和活塞式刹车卡钳16的设置位置能够使主起落架组件1实现高度集成化设计，节约空间。

如图9和图10所示，电控液压刹车阀17固定于主起落架液压缓冲支柱的外壳111上，并与活塞式刹车卡钳16通过液压管路连通。具体的，电控液压刹车阀17设置于两个爪型支架1111之间的主起落架液压缓冲支柱11的外壁上，且其表面与爪型支架1111的侧面平行，从而使电控液压刹车阀17的迎风面较小。另外，电控液压刹车阀17的设置位置和方式，能够进一步实现主起落架液压缓冲组件的高度集成化设计。

本发明实施例提供的刹车盘15、活塞式刹车卡钳16、电控液压刹车阀17和液压管路等构成了起落架系统的刹车系统，活塞式刹车卡钳16与刹车盘15配合工作，为着舰无人机提供刹车力。该刹车系统除控制电缆外，和着舰无人机其他系统没有关联，其整体依附于主起落架组件1，使整个起落架系统整体性极大地提高。而且刹车系统的结构体积和重量都比较小，整个刹车系统均在机身外部，散热效果更好，起落架系统日常检查、维护也更加方便。

如图2~6所示，主起落架组件1还包括固定销18。固定筒121的外周壁上设置有第一连接耳123，第一连接耳123的表面与活塞式刹车卡钳16的表面平行。第一连接耳123上设置有第一过孔，活塞式刹车卡钳16的表面设置有第二过孔。第一过孔和第二过孔均套设于固定销18，从而实现活塞式刹车卡钳16的侧面与固定筒121固定，并且方便活塞式刹车卡钳16与固定筒121的拆卸。一般第一连接耳123设置有两个，并沿固定筒121的轴向设置。

第二过孔的内径大于固定销18的外径，以使固定销18的外壁与第二过孔的内壁之间有一定间隙，而活塞式刹车卡钳16的钳口卡设于盘体151，使固定销18能够将活塞式刹车卡钳16与轮毂连接件12很好地固定，不会掉落，而且活塞式刹车卡钳16的连接方式能够使活塞式刹车卡钳16可以沿刹车盘15的轴向轻微活动，使其制动效果更好，提高活塞式刹车卡钳16的使用寿命。

如图7所示，轮毂连接件12还包括一个第二连接耳124、一个第三连接耳125和两个第四连接耳126。第二连接耳124用于固定轮速传感器。第三连接耳125用于接地桩。两个第四连接耳126平行设置，其一端均与固定筒121的外壁固定，两个第三连接耳125用于安装主起落架防扭臂。轮毂连接件12的设置，能够很好地将主起落架轮毂13、活塞式刹车卡钳16、主起落架防扭臂以及接地桩进行固定，实现主起落架轮毂13、活塞式刹车卡钳16和主起落架防扭臂的高度集成化设计及固定，并且其能实现主起落架液压缓冲支柱11的中轴线与主起落架轮毂13的中轴线呈90°~93°。

如图9~11所示，主起落架组件1还包括安装支架19。安装支架19包括板体191和至少一组固定件。每组固定件包括两根固定腿192，两根固定腿192的一端均与板体191的表面一体连接，另一端均固定于所述主起落架液压缓冲支柱11，具体地，两根固定腿192之间的间距优选与主起落架液压缓冲支柱的外壳111的外壳筒的外径相匹配，从而能够将安装支架19刚好卡固于两个爪型支架1111之间的外壳筒上。固定件可以为一组、两组等，如图11示出了固定件为两组的结构示意图，两组固定件可以使安装支架19的固定效果更好，进而使电控液压刹车阀17更稳固地固定于主起落架液压缓冲支柱11上。电控液压刹车阀17的背面固定于板体191的背离固定腿192的表面。本申请实施例提供的安装支架19，结构简单小巧，质量较轻，容易制作，能够将电控液压刹车阀17很好地与主起落架液压缓冲支柱11稳固地固定，使主起落架组件1高度集成化。

如图2、图4、图5、图8所示，主起落架组件1还包括齿形盘20和轮速传感器。齿形盘20设置于盘体151的背离固定片152的表面，并与盘体151一体成型，将齿形盘20与盘体151一体化集成，使主起落架组件1的集成度更高。轮速传感器设置于轮毂连接件12的固定筒121的下端面，具体地，如图2、图3和图7所示，在轮毂连接件12的固定筒121的下端面设置有第二连接耳124，第二连接耳124用于固定轮速传感器。轮速传感器通过感应齿形盘20形成轮速数据，通过电缆将数据电信号传输至着舰无人机，供着舰无人机使用。齿形盘20与盘体151一体成型，能够节省主起落架组件1的设置空间，合理利用空间，并且轮速传感器设置于轮毂连接件12的固定筒121的下端面，可以降低起落架系统整体的重心，采集到的轮速数据也比较准确可靠。齿形盘20和轮速传感器的设置位置和方式，进一步使主起落架组件1高度集成化。

可选的，主起落架轮胎14为由三层帘布层构成的无内胎轮胎。主起落架轮胎14的外径尺寸为200mm，宽度80mm，由于主起落架轮胎14为由三层帘布层构成的无内胎轮胎，其采用了轻量化、小型化设计，使得主起落架轮胎14重量更轻，质地更柔软，在不影响着舰无人机正常使用的情况下，可以使着舰无人机携带更多的载荷。

如图12所示，前起落架组件3包括前起落架液压缓冲支柱31、叉形连接件32、前起落架轮毂33和前起落架轮胎34。叉形连接件32包括连接筒321、连接轴322、第一螺母和连接臂323。连接筒321套固于前起落架液压缓冲支柱31的下端，具体地，连接筒321通过一根销钉套固于前起落架液压缓冲支柱的内筒312的下端，方便连接筒321与前起落架液压缓冲支柱31的下端固定和拆卸。连接筒321的外周壁的相对侧分别连接一根连接臂323的一端。前起落架轮毂33套固于连接轴322上，前起落架轮胎34套固于前起落架轮毂33上。连接轴322设置于两根连接臂323之间且两端均穿过连接臂323的另一端后分别套设一个第一螺母。本发明实施例的前起落架组件3的连接方式可以方便快捷地分离前起落架液压缓冲支柱31的前起落架轮毂33，方便后期使用过程中的维护保养，并且叉形连接件32的设置，使前起落架组件3有较好的承载效果。

如图12、图16和图17所示，前起落架组件3还包括前起落架防扭臂35。前起落架防扭臂35包括上段防扭臂351和下段防扭臂352。上段防扭臂351的第一端与前起落架液压缓冲支柱的外壳311的下端铰接，下段防扭臂352的第一端与连接筒321铰接，上段防扭臂351的第二端与下段防扭臂352的第二端可拆卸连接。可选的，上段防扭臂351的第二端与下段防扭臂352的第二端之间通过一根快卸销38固定连接。如图16所示，上段防扭臂351和下段防扭臂352在快卸销38固定的状态下，前起落架组件3可以由电控伺服转向机构36控制转向；如图17所示，上段防扭臂351和下段防扭臂352在快卸销38未固定的状态下，前起落架组件3可由人工随意进行转向，从而方便着舰无人机的地面牵引。本申请实施例通过拆卸快卸销38的方式实现上段防扭臂351的第二端与下段防扭臂352的第二端可拆卸连接，能够方便、快捷地实现前起落架组件3的转向。

如图13~15所示，前起落架组件3还包括电控伺服转向机构36和放置板37。放置板37的一侧与前起落架液压缓冲支柱的外壳311固定，其中部设置有通孔。电控伺服转向机构36的主体设置于放置板37上，连杆361穿过通孔后与前起落架液压缓冲支柱的内筒312连接，通过连杆361驱动前起落架液压缓冲支柱的内筒312转动，从而使前起落架轮毂33及前起落架轮胎34转动，驱动着舰无人机转向。本申请实施例的电控伺服机构除控制电缆外没有其他部件与着舰无人机其他系统有关联，整体依附于前起落架组件3，使起落架系统整体性能极大地提高。另外，放置板37与前起落架液压缓冲支柱的外壳311固定的一侧设置有卡槽371，前起落架液压缓冲支柱的外壳311的下端刚好设置有外沿儿，该外沿儿能够插入该卡槽371，再通过螺栓可以将放置板37与前起落架液压缓冲支柱的外壳311很好地固定，进而将电控伺服转向机构36很好地固定。放置板37的结构设计以及电控伺服转向机构36的固定，很好地利用了前起落架液压缓冲支柱的外壳311本身的结构，另外其设置位置，合理地利用了前起落架组件3的空间位置，进而实现前起落架组件3的高度集成化设计。

进一步地，在前起落架液压缓冲支柱的内筒312上设置有第三固定耳，第三固定耳用于固定连杆361。

在实际中，如图12所示，前起落架液压缓冲支柱的外壳311包括外壳筒、第一撑杆3111、第二撑杆3112和斜撑杆3113。第一撑杆3111、第二撑杆3112和斜撑杆3113的一端设置于外壳筒上，第一撑杆3111和第二撑杆3112设置于外壳筒的相对侧，斜撑杆3113设置于第一撑杆3111和第二撑杆3112之间。第一撑杆3111、第二撑杆3112和斜撑杆3113的另一端均设置有固定销孔。第一撑杆3111、第二撑杆3112和斜撑杆3113的固定销孔分别通过三根固定销与机身相连接。三个点的固定使前起落架组件3可以可靠地连接在机身上，方便前起落架组件3的日常检查维护和更换。

本发明实施例的起落架系统的前起落架组件3和主起落架组件1均与机身为三点对接的形式，其他附属部件分别集成在前起落架组件3和主起落架组件1上，与机身无关联。当需要维护更换起落架系统时，由于起落架系统的高度集成度布局设计，使起落架系统整体可方便、快捷地拆卸维护、更换安装，对设置该起落架系统的其他系统及部件影响较小，从而使起落架系统具有良好的维护性。起落架系统的所有组件均可拆解，减小了对储存和运输空间的要求，可以将所有组件分别集中储存和管理，提高了维护效率。另外，前起落架组件3和主起落架组件1与机身为三点连接，针对着舰环境设计，可以有效地将冲击过载吸收，使传递到机身的冲击载荷减小。且起落架系统自身结构设计的承受高过载能力较为优异，在单点着舰（陆）或重着舰（陆）达5G过载时也可以继续工作，不会失效，使起落架系统具有较高的安全性，保证了着舰无人机的安全性。

本发明另一实施例提供了一种着舰无人机，包括上述的起落架系统，从而该着舰无人机机身承受的冲击载荷更小，起落架系统的性能较好、可靠性较高，提高了着舰无人机着舰（陆）时的安全性，从而极大地提高了着舰无人机着舰的成功率。

本说明书中的各个实施方式采用递进的方式描述，各个实施方式之间相同或相似的部分互相参见即可，每个实施方式重点说明的都是与其他实施方式的不同之处。

以上实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对本申请限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种起落架系统，其特征在于，包括两组主起落架组件和一组前起落架组件；

两组所述主起落架组件对称设置于机身的两侧，一组所述前起落架组件设置于所述机身的前段；

所述主起落架组件包括主起落架液压缓冲支柱、轮毂连接件、主起落架轮毂和主起落架轮胎；

所述轮毂连接件包括固定筒和固定轴，所述固定轴的一端端面固定于所述固定筒的外周壁，且所述固定筒的中轴线与所述固定轴的中轴线呈91°~93°；

所述固定筒套固于所述主起落架液压缓冲支柱的下端，所述主起落架轮毂套固于所述固定轴上，所述主起落架轮胎套固于所述主起落架轮毂上；

主起落架组件重着舰或重着陆时，轮毂连接件因冲击过载产生轻微形变，主起落架液压缓冲支柱与主起落架轮毂的夹角趋近于垂直，主起落架轮胎的径向与地面垂直。

2.根据权利要求1所述的起落架系统，其特征在于，所述主起落架组件还包括刹车盘、活塞式刹车卡钳和电控液压刹车阀；

所述主起落架轮毂的内轴向外延伸预设长度形成内轴延伸段；

所述刹车盘包括盘体和至少两块固定片；

至少两块固定片的侧面绕所述刹车盘的中轴线环绕固定于所述盘体的表面，并与所述内轴延伸段的外周壁固定；

所述活塞式刹车卡钳的钳口卡设于所述盘体，侧面与所述固定筒固定；

所述电控液压刹车阀固定于所述主起落架液压缓冲支柱的外壳上，并与所述活塞式刹车卡钳通过液压管路连通。

3.根据权利要求2所述的起落架系统，其特征在于，所述主起落架组件还包括固定销；

所述固定筒的外周壁上设置有第一连接耳，所述第一连接耳的表面与所述活塞式刹车卡钳的表面平行；

所述第一连接耳上设置有第一过孔，所述活塞式刹车卡钳的表面设置有第二过孔；

所述第一过孔和所述第二过孔均套设于所述固定销；

所述第二过孔的内径大于所述固定销的外径。

4.根据权利要求2所述的起落架系统，其特征在于，所述主起落架组件还包括安装支架；

所述安装支架包括板体和至少一组固定件；

每组所述固定件包括两根固定腿，两根固定腿的一端均与所述板体的表面一体连接，另一端均固定于所述主起落架液压缓冲支柱；

所述电控液压刹车阀的背面固定于所述板体的背离所述固定腿的表面。

5.根据权利要求2所述的起落架系统，其特征在于，所述主起落架组件还包括齿形盘和轮速传感器；

所述齿形盘设置于所述盘体的背离所述固定片的表面，并与所述盘体一体成型；

所述轮速传感器设置于所述固定筒的下端面。

6.根据权利要求1所述的起落架系统，其特征在于，所述主起落架轮胎为由三层帘布层构成的无内胎轮胎。

7.根据权利要求1所述的起落架系统，其特征在于，所述前起落架组件包括前起落架液压缓冲支柱、叉形连接件、前起落架轮毂和前起落架轮胎；

所述叉形连接件包括连接筒、连接轴、第一螺母和连接臂；

所述连接筒套固于所述前起落架液压缓冲支柱的下端；

所述连接筒的外周壁的相对侧分别连接一根连接臂的一端；

所述前起落架轮毂套固于所述连接轴上，所述前起落架轮胎套固于所述前起落架轮毂上；

所述连接轴设置于两根所述连接臂之间且两端均穿过所述连接臂的另一端后分别套设一个所述第一螺母。

8.根据权利要求7所述的起落架系统，其特征在于，所述前起落架组件还包括前起落架防扭臂；

所述前起落架防扭臂包括上段防扭臂和下段防扭臂；

所述上段防扭臂的第一端与所述前起落架液压缓冲支柱的外壳的下端铰接，所述下段防扭臂的第一端与所述连接筒铰接，所述上段防扭臂的第二端与所述下段防扭臂的第二端可拆卸连接。

9.根据权利要求7所述的起落架系统，其特征在于，所述前起落架组件还包括电控伺服转向机构和放置板；

所述放置板的一侧与所述前起落架液压缓冲支柱的外壳固定，其中部设置有通孔；

所述电控伺服转向机构的主体设置于所述放置板上，连杆穿过所述通孔后与所述前起落架液压缓冲支柱的内筒连接。

10.一种着舰无人机，其特征在于，包括权利要求1~9任一项所述的起落架系统。

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