CN115743527B - 一种用于飞行设备的着陆缓冲装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行设备技术领域，公开了一种用于飞行设备的着陆缓冲装置，该着陆缓冲装置包括：连接座，用于连接飞行设备；气体供应组件，包括设置在连接座的下方的发生器和发热件，发生器的内部形成有用于容纳可相变液体和发热件的容纳腔；气囊，设置在发生器的下方并形成有进气口，进气口和容纳腔的出气口之间形成有气流通道，气流通道中设有阻挡部，容纳腔内的可相变液体经过发热件加热后能够相变为高压气体并冲破阻挡部。该用于飞行设备的着陆缓冲装置能在保证出气量的同时具有减轻飞行设备的重量，延长飞行设备飞行时长的优点。

Description

一种用于飞行设备的着陆缓冲装置

技术领域

本发明涉及飞行设备技术领域，具体地涉及一种用于飞行设备的着陆缓冲装置。

背景技术

飞行设备(如无人机或空投平台)在回收着陆时具有很大的冲击力，为了对被回收的飞行设备进行保护，需要在飞行设备着陆时使用着陆缓冲装置进行缓冲。现有技术中的着陆缓冲装置大多使用高压气瓶来为与其相连的气囊装置提供膨胀需要的气体，但该种着陆缓冲装置中高压气瓶的气量小，限制了安全气囊的缓冲性能，若要达到充满与其相连的安全气囊的出气量必须携带多个或者大体积的高压气瓶，导致占用体积增大，容易对无人机形成干涉；此外，高压气瓶的质量较重，会导致飞行设备的承重增加，进而导致增加了飞行设备飞行过程中的能量消耗，降低飞行设备的飞行行程和飞行时间。

发明内容

本发明的目的是为了提供一种用于飞行设备的着陆缓冲装置，该用于飞行设备的着陆缓冲装置能在保证出气量的同时具有减轻飞行设备的重量，延长飞行设备飞行时长的优点。

为了实现上述目的，本发明提供一种用于飞行设备的着陆缓冲装置，该着陆缓冲装置包括：

连接座，用于连接飞行设备；

气体供应组件，包括设置在连接座的下方的发生器和发热件，发生器的内部形成有用于容纳可相变液体和发热件的容纳腔；

气囊，设置在发生器的下方并形成有进气口，进气口和容纳腔的出气口之间形成有气流通道，气流通道中设有阻挡部，容纳腔内的可相变液体经过发热件加热后能够相变为高压气体并冲破阻挡部。

在本发明的实施例中，阻挡部上设有第一刻槽。

在本发明的实施例中，着陆缓冲装置还包括引线组件和激发件，引线组件的一端和激发件电连接，引线组件的另一端伸入容纳腔和发热件电连接。

在本发明的实施例中，着陆缓冲装置还包括连接组件和阻挡片，连接组件设置在发生器的下方并形成有气流通道，阻挡片设置在发生器和连接组件之间，阻挡部形成在阻挡片上。

在本发明的实施例中，连接组件包括第一承压板和设置在第一承压板的下方的连接法兰，第一承压板上形成有第一通道，连接法兰上形成有和气囊的内腔连通的第二通道，第一通道和第二通道共同形成气流通道。

在本发明的实施例中，气囊包括套设在连接法兰的外侧的连接部和气囊本体，气囊本体的内部和第二通道连通；着陆缓冲装置还包括同时连接阻挡片、连接组件和连接部的第一螺栓组件，第二通道的内径是根据第一螺栓组件的螺杆的直径和连接部的外径确定的，其中，第一螺栓组件的螺杆是根据气囊本体充气完成后受到的系统压力确定的。

在本发明的实施例中，气囊本体充气完成后呈圆柱状，第一螺栓组件的螺杆的直径根据公式(1)确定：

其中，d_b为第一螺栓组件的螺杆的直径，P为系统压力，n_bb为第一螺栓组件的螺杆的制作材料的安全因数，σ_bb为第一螺栓组件的螺杆的制作材料的极限应力，n为第一螺栓组件的螺杆的数量，W为气囊本体充气完成后的直径，L为气囊本体充气完成后的长度。

在本发明的实施例中，系统压力根据公式(2)计算得到：

其中，R为气体常数，T为发生器内的温度，V气相的摩尔体积，a为第一系数，b为第二系数。

在本发明的实施例中，着陆缓冲装置还包括用于对处于折叠状态的气囊进行保护的气囊保护壳。

在本发明的实施例中，气囊保护壳的侧壁上设有第二刻槽。

通过上述技术方案可知，该着陆缓冲装置包括用于连接飞行设备的连接座、气体供应组件和气囊，气体供应组件包括发生器和发热件，发生器中容纳有可相变液体和发热件，气囊的进气口和容纳腔的出气口之间形成有气流通道，气流通道中设有阻挡部，可相变液体受热后相变为高压气体并冲破阻挡部对气囊进行填充，以便在飞行设备回收是对其进行缓冲保护，能在保证出气量的同时减轻飞行设备的重量，有利于延长飞行设备的飞行时长。

附图说明

附图是用来提供对本发明实施例的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本发明实施例，但并不构成对本发明实施例的限制。在附图中：

图1是本发明实施例中着陆缓冲装置未使用时的正视剖面图(不包括气囊本体)；

图2是本发明实施例中着陆缓冲装置未使用时的斜视图；

图3是本发明实施例中着陆缓冲装置未使用时的俯视图；

图4是本发明实施例中着陆缓冲装置未使用时的仰视剖面图(不包括气囊本体)；

图5是本发明实施例中着陆缓冲装置使用时的正视剖面图。

附图标记说明

1-连接座；2-气体供应组件；201-发生器；2011-容纳腔；202-发热件；203-气流通道；204-安装座；205-注液阀；3-气囊；301-连接部；302-气囊本体；4-连接组件；401-第一承压板；4011-第一通道；402-连接法兰；4021-第二通道；5-阻挡片；501-阻挡部；502-第一刻槽；6-第一螺栓组件；7-气囊保护壳；8-第二螺栓组件；9-第二承压板；10-引线组件；D-连接部的外径；d-第二通道的内径。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本发明，并不用于限制本发明。

本发明的实施例提供一种新型的用于飞行设备的着陆缓冲装置，本实施例中的飞行设备包括无人机(如航拍无人机)或空投平台(该空投平台是指放置空投的物资装备并与投物伞相连的设备)。如图1-5所示，该着陆缓冲装置包括连接座1、气体供应组件2和气囊3，其中，连接座1用于连接飞行设备，本实施例中的连接座1包括第一上连接部、第一下连接部和位于第一上连接部、第一下连接部之间的中间连接筒，着陆缓冲装置还包括第二螺栓组件8，第二螺栓组件8穿过第一上连接部和飞行设备的底部固定连接；气体供应组件2包括设置在连接座1的下方的发生器201和发热件202，发生器201的内部形成有用于容纳可相变液体和发热件202的容纳腔2011，本实施例中的可相变液体可以为液态CO₂，在飞行设备飞行之前，预先将液态CO₂注入容纳腔2011中，发热件202瞬间产生高热后将热量传递给液态CO₂，液态CO₂受热致使其温度和压力上升向超临界态转变，超临界CO₂快速转变高压的气态CO₂；气囊3设置在发生器201的下方并形成有进气口，进气口和容纳腔2011的出气口之间形成有气流通道203，气流通道203中设有阻挡部501，容纳腔2011内的可相变液体经过发热件202加热后能够相变为高压气体并冲破阻挡部501。在气体没有进入气囊3之前，气囊3呈收缩状态；转变后的气态CO₂是同质量液态CO₂体积的500倍-600倍，当容纳腔2011中气态CO₂的压力大于阻挡部501的抗拉强度时，气态CO₂会冲破阻挡部501并向外喷出，之后流经气流通道203的气态CO₂会快速进入气囊3的内腔对气囊3进行填充，气囊3在气态CO₂的填充作用下快速膨胀开来，充气膨胀完成后的气囊3能在飞行设备落地时起到良好的缓冲作用，有利于使飞行设备被回收时不受损害，如整体体积小于0.02m³的着陆缓冲装置能对重量范围为0.8吨-1.2吨的飞行设备进行着陆缓冲保护。该着陆缓冲装置和现有技术中的高压气瓶相比，飞行组件的容纳腔2011中容纳的可相变液体既能在受热后为气囊3的膨胀提供充足的出气量，还只需占用很少的存储空间，使得着陆缓冲装置整体的体积较小，不会对飞行设备造成干涉；此外，和现有技术中的高压气瓶相比，由于只需携带少量的可相变液体即可满足气囊3的填充需求，使得该着陆缓冲装置整体重量较小，不会导致飞行设备的承重增加，有利于降低飞行设备飞行过程中的能量消耗，有利于延长飞行设备的飞行行程和飞行时间。

在本发明的一个实施例中，阻挡部501上设有第一刻槽502。具体地，本实施例中的着陆缓冲装置还包括设置在连接座1和发生器201之间的第二承压板9和用于将连接座1、第二承压板9以及发生器201连接在一起的第三螺栓组件；第二承压板9上嵌设有安装座204，安装座204上嵌设有注液阀205，操作人员可通过该注液阀205向容纳腔2011中注入可相变液体；本实施例中第一刻槽502设置在阻挡部501上且没有贯穿该阻挡部501，既能保证容纳腔2011在容纳可相变液体时的密封性，又能降低阻挡部501的抗拉强度，有利于降低高压气体冲出容纳腔2011的难度，有利于提升气囊3的填充速度；进一步地，本实施例中的第一刻槽502呈十字状，具有结构简单，易于加工制造的优点。

在本发明的一个实施例中，着陆缓冲装置还包括引线组件10和激发件(图中未示出)，引线组件10的一端和激发件电连接，引线组件10的另一端伸入容纳腔2011和发热件202电连接。具体地，引线组件10包括第一接线柱、第二接线柱、第一导线(图中未示出)、第二导线(图中未示出)、第三导线(图中未示出)、第四导线(图中未示出)，本实施例中的激发件为激发电源，第一接线柱和第二接线柱间隔地插设在安装座204上，第一导线的第一端和发热件202的第一极电连接，第一导线的第二端和第一接线柱的第一极电连接；第二导线的第一端和发热件202的第二极电连接，第二导线的第二端和第二接线柱的第一极电连接；第三导线的第一端和第一接线柱的第二极电连接，第三导线的第二端和激发件的第一极电连接；第四导线的第一端和第二接线柱的第二极电连接，第四导线的第二端和激发件的第二极电连接。当飞行设备中与激发件通信连接的控制器对激发件实施激发操作后(如控制器向激发件发送激发信号，激发件收到激发信号即被激发)，发热件202、引线组件10和激发件之间的电路连通，发热件202开始发热并快速将热量传递给液态CO₂，液态CO₂快速转变高压的气态CO₂并冲破阻挡部501以填充气囊3。

在本发明的另一个实施例中，也可将第一导线和第二导线分别自发热件202的第一极、第二极引出，即第一导线、第二导线和发热件202集成于一体。

在本发明的一个实施例中，着陆缓冲装置还包括连接组件4和阻挡片5，连接组件4设置在发生器201的下方并形成有气流通道203，阻挡片5设置在发生器201和连接组件4之间，阻挡部501形成在阻挡片5上。具体地，本实施例中第三螺栓组件的数量为四组，上述四组第三螺栓组件分布在发生器201的四角位置处，发生器201包括第二上连接部、第二下连接部和位于第二上连接部、第二下连接部之间的容纳筒，每一组第三螺栓组件的一端均卡设在第一下连接部上，另一端均穿过第一下连接部、第二承压板9、第二上连接部、第二下连接部并和连接组件4连接在一起(第三螺栓组件的螺杆)，使得第二承压板9、发生器201和连接组件4整体形成耐压结构，对发生器201起到抗压保护的作用；本实施例中的阻挡片5可选为爆破片，阻挡部501是指阻挡片5上阻挡在容纳腔2011和气流通道203之间的部分，阻挡部501没有被冲破时，容纳腔2011和气流通道203不连通；阻挡部501被冲破之后，容纳腔2011和气流通道203连通在一起，容纳腔2011中的气体流经气流通道203进入气囊3的内腔中。

在本发明的一个实施例中，连接组件4包括第一承压板401和设置在第一承压板401下方的连接法兰402，第一承压板401上形成有第一通道4011，连接法兰402上形成有和气囊3的内腔连通的第二通道4021，第一通道4011和第二通道4021共同形成气流通道203。具体地，本实施例中的部分连接法兰402伸入气囊3的内腔中，即自容纳腔2011中流出的高压气体在流经第一通道4011和第二通道4021后直接进入气囊3的内腔中。

在本发明的一个实施例中，气囊3包括套设在连接法兰402的外侧的连接部301和气囊本体302，气囊本体302的内部和第二通道4021连通；着陆缓冲装置还包括用于同时连接阻挡部501、连接组件4和连接部301的第一螺栓组件6，具体地，连接部301呈圆筒状，气囊本体302的内部形成用于容纳气体的内腔，气囊本体302上形成连接孔，该连接孔的边缘和连接部301的外壁连接在一起；第一螺栓组件6包括螺杆和螺母，该螺杆的一端抵靠在阻挡片5朝向的容纳腔2011的侧面上，该螺杆的另一端依次穿过阻挡部501、第一承压板401、连接法兰402和连接部301再与螺母形成螺纹连接；第二通道4021的内径是根据第一螺栓组件6的螺杆的直径d_b和连接部301的外径D确定的，其中，第一螺栓组件的螺杆是根据气囊本体302充气完成后受到的系统压力确定的，具体地，气囊本体302在充气完成后，为了保证充气后的气囊本体302保持充盈状态，气囊本体302内腔中的气压不低于0.1MPa，气囊本体302在触地后被压缩，压力急剧增大，当压力增大到气囊两侧爆破膜的临界值(不高于0.2MPa)后爆破膜被冲破气囊本体302通过两侧的泄气孔进行排气，使无人机缓慢落地。因此为了保证气囊本体302在触地后能对飞行设备起到缓冲作用，避免飞行设备与气囊本体302之间发生刚性碰撞，气囊本体302内腔的峰值压强应不高于0.2MPa。

上述设计(即第二通道4021的内径是根据第一螺栓组件6的螺杆的直径d_b和连接部301的外径D确定，螺杆是根据气囊本体302充气完成后受到的系统压力确定)能保证在高压气体在快速填充内腔的过程中不发生气囊3的连接部301破裂和/或第一螺栓组件6被拉断的情形，进而保证了着陆缓冲装置的使用性能。

在本发明的一个实施例中，气囊本体302充气完成后呈圆柱状，螺栓组件的螺杆的直径根据公式(1)确定：

其中，d_b为第一螺栓组件6的螺杆的直径，P为系统压力，n_bb为螺杆的制作材料的安全因数，σ_bb为螺杆的制作材料的极限应力，n为螺杆的数量，W为气囊本体302充气完成后的直径，L为气囊本体302充气完成后的长度。

在本发明的一个实施例中，系统压力根据公式(2)计算得到：

其中，R为气体常数，T为发生器201内的温度，V为气相的摩尔体积，a为第一系数，b为第二系数。

具体地，当容纳腔2011中的高压气体充入到第二通道4021中以后，高压气体冲击第二通道4021的内周壁时流速降低为零，此时可按照静压状态分析连接法兰402和连接部301的整体结构强度。进一步地，本实施例中使用PR状态方程计算静压时的气体压力并假定第二通道4021内部的压力均匀分布。

第一系数a根据公式(3)计算得到：

其中，T_c为临界温度；p_c为临界压力，α为第三系数。

进一步地，第三系数α根据公式(4)计算得到：

α^0.＝1+(1-T_t ^0.)(0.37464+1.54226ω-0.26992ω²)

(4)

其中，T_t为对比温度，ω为偏心因子。

进一步地，对比温度T_t根据公式(5)计算得到：

第二系数b根据公式(6)计算得到：

进一步地，σ_bb和n_bb之间存在公式(7)所示的关系：

其中，[σ]为螺杆的制作材料的许用应力，并应满足公式(8)所示的要求：

σ_bt≤[σ] (8)

其中，σ_bt为每个第一螺栓组件6的螺杆受到的拉应力，该拉应力根据公式(9)确定：

其中，F_t为在气囊3充气的过程中连接法兰402和连接部301的整体结构受到的拉力，该拉力根据公式(10)确定：

F_t＝PS_p (10)

其中，S_p为系统压力的作用面积，由于本实施例中的气囊3在充气完成后呈圆柱状(若气囊3在充气完成后呈近似圆柱状，也按照圆柱状进行计算)，螺杆受拉力最大的时候为高压气体进入气囊3的内腔中，并使气囊3完全膨胀开以后，此时系统的压力为P，该P由PR状态方程(即公式(2))计算得出，因此上述作用面积可根据公式(11)确定：

S_p＝WL (11)

在本实施例中，可根据公式(1)的计算结果对第一螺栓组件6进行选型，选型完成后可进一步确定第一螺栓组件6的螺杆的直径d_b，再通过测量得知气囊3的连接部301的外径D，之后根据公式(12)确定第二通道4021的内径d：

D-d>d_b (12)

其中，D为连接部301的外径，d为第二通道4021的内径。

在本发明的一个实施例中，气囊3的轴向两端的侧壁上设有圆形的泄气孔，具体地，泄气孔设置在气囊本体302的轴向两端的侧壁上，泄气孔所在位置处是气囊3的薄弱部位，在飞行设备落地回收时能起到良好的泄气缓冲的作用。

在本发明的一个实施例中，着陆缓冲装置还包括用于对处于折叠状态的气囊3进行保护的气囊保护壳7。具体地，气囊保护壳7的顶部和连接座1的第一下连接部连接，其内部形成有用于容纳处于折叠状态的空腔，对未撑开的气囊3进行保护；进一步地，该气囊保护壳7由塑性材料制成，便于在气囊3被高压气体填充的过程中能快速撑破该气囊保护壳7并进一步膨胀开。

在本发明的一个实施例中，气囊保护壳7的侧壁上设有第二刻槽(图中未示出)，具体地，本实施例中第二刻槽的数量有多个，并分别分布在气囊保护壳7的各个侧壁上，有利于削弱气囊保护壳7的结构强度，降低气囊3撑破气囊保护壳7的难度；此外，本实施例中的第二刻槽的形状包括十字型或米字型，上述形状较为简单，便于进行生产制造。

本实施例中的飞行设备包括高度传感器和与高度传感器通信连接的控制器，当飞行设备(如无人机)的飞行高度到达预设高度值时，飞行设备上的高度传感器将异常高度信号转化为电信号并传送给控制器，控制器接收到电信号后向激发件发送激发信号，发热件202、引线组件10和激发件之间的电路连通，发热件202开始发热并快速将热量传递给液态CO₂，液态CO₂快速转变为高压的气态CO₂并使容纳腔2011中的压力急剧上升，当压力值超过预设压力范围后冲破阻挡部501并途径气流通道203进入气囊3的内腔中，以对处于折叠状态的气囊3进行填充，折叠状态的气囊3被填充后迅速膨胀，当气囊3的内腔中的气体膨胀到一定程度后，气囊保护壳7设有第二刻槽的位置处被冲裂，气囊3破开气囊保护壳7继续膨胀。当气囊3完全膨胀至最大体积后，气体沿气囊3轴向两端的泄压孔释放，完成气囊3的泄压过程。

本发明提供一种用于飞行设备的着陆缓冲装置，该着陆缓冲装置包括用于连接飞行设备的连接座、气体供应组件和气囊，气体供应组件包括发生器和发热件，发生器中容纳有可相变液体和发热件，气囊的进气口和容纳腔的出气口之间形成有气流通道，气流通道中设有阻挡部，容纳腔内的可相变液体经过发热件加热后能够相变为高压气体并冲破阻挡部，以便在飞行设备回收是对其进行缓冲保护，能在保证出气量的同时减轻飞行设备的重量，有利于延长飞行设备的飞行时长。

以上结合附图详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于此。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简单变型，包括各个具体技术特征以任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。但这些简单变型和组合同样应当视为本发明所公开的内容，均属于本发明的保护范围。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或彼此可通讯；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。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施方式，可以理解的是，上述实施方式是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施方式进行变化、修改、替换和变型。

Claims (7)

1.一种用于飞行设备的着陆缓冲装置，其特征在于，所述着陆缓冲装置包括：

连接座（1），用于连接飞行设备；

气体供应组件（2），包括设置在所述连接座（1）的下方的发生器（201）和发热件（202），所述发生器（201）的内部形成有用于容纳可相变液体和所述发热件（202）的容纳腔（2011）；

气囊（3），设置在所述发生器（201）的下方并形成有进气口，所述进气口和所述容纳腔（2011）的出气口之间形成有气流通道（203），所述气流通道（203）中设有阻挡部（501），所述容纳腔（2011）内的所述可相变液体经过所述发热件（202）加热后能够相变为高压气体并冲破所述阻挡部（501）；

连接组件（4），设置在所述发生器（201）的下方并形成有气流通道（203）；

阻挡片（5），设置在所述发生器（201）和所述连接组件（4）之间，所述阻挡部（501）形成在所述阻挡片（5）上；

其中，所述连接组件（4）包括第一承压板（401）和设置在所述第一承压板（401）的下方的连接法兰（402），所述第一承压板（401）上形成有第一通道（4011），所述连接法兰（402）上形成有和所述气囊（3）的内腔连通的第二通道（4021），所述第一通道（4011）和所述第二通道（4021）共同形成所述气流通道（203）；所述气囊（3）包括套设在所述连接法兰（402）的外侧的连接部（301）和气囊本体（302），所述气囊本体（302）的内部和所述第二通道（4021）连通；所述着陆缓冲装置还包括同时连接所述阻挡片（5）、所述连接组件（4）和所述连接部（301）的第一螺栓组件（6），所述第二通道（4021）的内径是根据所述第一螺栓组件（6）的螺杆的直径/>和所述连接部（301）的外径/>确定的，其中，所述第一螺栓组件的螺杆是根据所述气囊本体（302）充气完成后受到的系统压力确定的。

2.根据权利要求1所述的用于飞行设备的着陆缓冲装置，其特征在于，所述阻挡部（501）上设有第一刻槽（502）。

3.根据权利要求1所述的用于飞行设备的着陆缓冲装置，其特征在于，所述着陆缓冲装置还包括引线组件（10）和激发件，所述引线组件（10）的一端和所述激发件电连接，所述引线组件（10）的另一端伸入所述容纳腔（2011）和所述发热件（202）电连接。

4.根据权利要求1所述的用于飞行设备的着陆缓冲装置，其特征在于，所述气囊本体（302）充气完成后呈圆柱状，所述第一螺栓组件（6）的螺杆的直径根据公式（1）确定：

（1）；

其中，为所述第一螺栓组件（6）的螺杆的直径，/>为所述系统压力，/>为所述第一螺栓组件（6）的的制作材料的安全因数，/>为所述第一螺栓组件（6）的的制作材料的极限应力，/>为所述第一螺栓组件（6）的螺杆的数量，W为所述气囊本体（302）充气完成后的直径，/>为所述气囊本体（302）充气完成后的长度。

5.根据权利要求4所述的用于飞行设备的着陆缓冲装置，其特征在于，所述系统压力根据公式（2）计算得到：

（2）；

其中，R为气体常数，为所述发生器（201）内的温度，/>气相的摩尔体积，/>为第一系数，为第二系数。

6.根据权利要求1所述的用于飞行设备的着陆缓冲装置，其特征在于，所述着陆缓冲装置还包括用于对处于折叠状态的所述气囊（3）进行保护的气囊保护壳（7）。

7.根据权利要求6所述的用于飞行设备的着陆缓冲装置，其特征在于，所述气囊保护壳（7）的侧壁上设有第二刻槽。