CN116039919A - 一种飞行器吸能式折叠支撑装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器吸能式折叠支撑装置，涉及飞行器技术领域，包括四根承力支架，四根承力支架划分为左右两组，每组分别包括前后两个承力支架；承力支架转动至展开状态时，四根承力支架呈八字形张开用以支撑机身触地，四根承力支架为长度较大的管件，较长的长度相较传统设计能带给飞行器伞降回收更好的保护效果；折叠回收时，在前的承力支架向后转动以收拢折叠，在后的承力支架向前转动以收拢折叠，同一组的两根承力支架上下重叠于机身侧方，不占用过大的空间，不影响飞行器正常的飞行状态。

Description

一种飞行器吸能式折叠支撑装置

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，更进一步涉及一种飞行器吸能式折叠支撑装置。

背景技术

相对于大型飞行器而言，中小型飞行器一般体型较小，因此表现出速度、升限、航程、航时等诸多不足，但其自身也具备更接近目标、区域作业更细致、多架区域组网代价低等有别于大型飞行器的优点，因此大型飞行器挂载并空投中小型飞行器的组合运营作业也应运而生。

目前飞行器降落/回收方式包括轮式降落、伞降回收、撞网回收、撞绳回收等方式，各方式都针对不同的应用，具备不同的技术优势，其中伞降回收是飞行器最为有效的回收方式，但伞降只是回收过程中的一个环节，当飞行器以差不多10m/s速度降落时，并不能保证飞行器触地瞬间的无损落地。

为达到伞降回收对飞机机体的保护，通常伞降回收飞行器会设计一个落地支撑装置，如固定式滑撬或起落架，抑或是充气气囊，但固定式滑撬或起落架风阻面积大，同时只能配合地面起飞的方式使用；充气气囊一般设置于机体中(机翼翼型较薄、不易安装)，凡是多任务的飞行器，机载设备都不会少，因此所带气瓶和气囊同样受到限制，不能做到大面积气囊保护，其触地平衡的保护效果有限。

对于本领域的技术人员来说，如何对飞行器伞降回收提供更好保护效果，是目前需要解决的技术问题。

发明内容

本发明提供一种飞行器吸能式折叠支撑装置，展开时能够对飞行器伞降回收提供更好保护效果，在折叠时不影响飞行器正常飞行，具体方案如下：

一种飞行器吸能式折叠支撑装置，包括四根承力支架，四根所述承力支架划分为左右两组，每组分别包括前后两个所述承力支架；

每根所述承力支架转动安装于机身上设置的支座，所述承力支架相对于所述支座转动以实现折叠或展开；

其中，在展开状态，四根所述承力支架呈八字形张开用以支撑所述机身触地；在前的所述承力支架能够向后转动以收拢折叠，在后的所述承力支架能够向前转动以收拢折叠，同一组的两根所述承力支架上下重叠于所述机身侧方。

可选地，左右两组所述承力支架分别设置一个折叠止位销，所述折叠止位销包括伸缩机构和插销，所述伸缩机构能够带动所述插销移动，所述插销能够插入折叠顺序在后的所述承力支架的触地端端头以使所述承力支架保持在折叠状态；

同一组的两个所述承力支架之间设置卡环，折叠顺序在后的所述承力支架通过所述卡环使折叠顺序在前的所述承力支架保持在折叠状态。

可选地，所述承力支架与所述支座之间设置展开扭簧，所述展开扭簧对所述承力支架施加朝向展开状态转动的扭矩。

可选地，所述支座上设置定位销和顶出弹簧，所述承力支架上设置限位孔；

其中，当所述限位孔转动至正对所述定位销的位置时，所述顶出弹簧推动所述定位销插入所述限位孔，用以限位所述支座和所述承力支架的相对角度。

可选地，所述定位销的数量设置为两个以上，所述限位孔设置于不同半径的圆周上、且与圆心的间距不相等；每个所述定位销对应设置一个所述限位孔；

其中，在同一时刻，仅有一个所述定位销插入其对应的所述限位孔，当所述定位销受冲击折断吸能缓冲后，所述承力支架相对于所述支座进一步旋转以使下一个所述定位销插入其对应的所述限位孔，从而实现逐级缓冲。

可选地，各个所述定位销与轴心之间的半径不等，并且相邻两个所述定位销的圆心角与对应的相邻两个所述限位孔的圆心角不相等。

可选地，最后一个用于承受剪切力的所述定位销的刚度大于冲击时产生的剪切力。

可选地，每根所述承力支架至少包括两个分段；

其中，在展开状态下各个分段的强度从上向下逐渐减弱，以实现各个分段逐级自毁吸能。

可选地，相邻的两个分段之间相互插接套装，相互插接的两个分段之间设置减震弹簧，通过所述减震弹簧压缩吸收冲击能量。

可选地，所述支座安装于所述机身的前框梁或后框梁，所述承力支架折叠时位于机翼的上方或下方。

本发明提供一种飞行器吸能式折叠支撑装置，包括四根承力支架，四根承力支架划分为左右两组，每组分别包括前后两个承力支架；承力支架转动至展开状态时，四根承力支架呈八字形张开用以支撑机身触地，四根承力支架为长度较大的管件，较长的长度相较传统设计能带给飞行器伞降回收更好的保护效果；折叠回收时，在前的承力支架向后转动以收拢折叠，在后的承力支架向前转动以收拢折叠，同一组的两根承力支架上下重叠于机身侧方，不占用过大的空间，不影响飞行器正常的飞行状态。

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为本发明提供的飞行器吸能式折叠支撑装置在承力支架展开状态的局部示意图；

图2为本发明提供的飞行器吸能式折叠支撑装置在承力支架折叠状态的局部示意图；

图3为承力支架和折叠止位销的配合示意图；

图4为支座和承力支架的配合示意图；

图5为承力支架转动端的局部结构图；

图6为机身的截面示意图；

图7为机身与承力支架配合的正视图；

图8为机身与承力支架配合的俯视图；

图9为本发明的飞行器吸能式折叠支撑装置折叠与展开状态的示意图。

图中包括：

机身1、承力支架2、展开扭簧21、限位孔22、减震弹簧23、卡环24、折叠止位销3、伸缩机构31、插销32、机翼4、支座5、定位销51、顶出弹簧52。

具体实施方式

本发明的核心在于提供一种飞行器吸能式折叠支撑装置，能够对飞行器伞降回收提供更好保护效果，在折叠时不影响飞行器正常飞行。为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面将结合附图及具体的实施方式，对本发明的飞行器吸能式折叠支撑装置进行详细的介绍说明。

结合图1至图9，本发明提供一种飞行器吸能式折叠支撑装置，包括四根承力支架2，承力支架2为具有一定长度的管状结构，在展开状态下接触地面提供支撑，在飞行器伞降时可以提供缓冲。承力支架2转动安装于支座5，每根承力支架2对应一个支座5，支座5可以通过螺钉固定于机身的外表面。四根承力支架2划分为左右两组，每组分别包括前后两个承力支架2；按照飞行器的飞行方向，其中两根承力支架2位于机身1的左侧，另两根承力支架2位于机身1的右侧。机身1和机翼4为飞行器的主体结构。

每根承力支架2转动安装于机身1上设置的支座5，承力支架2相对于支座5转动以实现折叠或展开，折叠状态为非使用状态，此时承力支架2靠近机身1；展开状态为使用状态，此时承力支架2远离机身1朝向下方。

在展开状态，四根承力支架2呈八字形张开用以支撑机身1触地，每根承力支架2在展开状态倾斜向下，增大承力支架2底端与地面接触点围成的面积，提供更稳定的支撑。在前的承力支架2能够向后转动以收拢折叠，在后的承力支架2能够向前转动以收拢折叠，在折叠状态，同一组的两根承力支架2上下重叠于机身1侧方；两组承力支架2收拢可以位于飞行器外侧，因收拢后迎风面仅为两组管状承力支架2的截面面积，因此两组承力支架2既可外挂(结构简单、应用面更广)，也可内置于机体蒙皮里侧。支架外置更便于飞行器应用，既可在现有飞行器上改装，也可应用于新研飞行器，无碍于当前传统型飞行器采用，因此适配性良好。

相对于现有技术，本发明的飞行器吸能式折叠支撑装置通过管状的承力支架2在伞降过程中提供触地支撑，承力支架2的长度设计更灵活，较长的承力支架2相较传统设计能带给飞行器伞降回收更好的保护。四根承力支架2的每根支架都具备吸能装置设计，可以更好避免伞降触地瞬间冲击对飞行器的损害。展开的八字形支架较现有的固定式滑撬或起落架、充气气囊等传统结构对飞行器落地支撑有明显的稳固优势。

在上述方案的基础上，本发明左右两组承力支架2分别设置一个折叠止位销3，折叠止位销3包括伸缩机构31和插销32，伸缩机构31具有伸缩移动块，能够实现电控驱动，伸缩机构31能够带动插销32移动，插销32能够插入承力支架2触地端的端头以对其位置进行限位，使承力支架2保持在折叠状态。

需要说明的是，本发明中一组两根承力支架2仅需要设置一个折叠止位销3，同一组的两根承力支架2折叠时存在先后顺序，先完成折叠的承力支架2可不设置折叠止位销3，仅对后完成折叠的承力支架2设置折叠止位销3，插销32能够插入折叠顺序在后的承力支架2的触地端的端头以使承力支架2保持在折叠状态；同一组的两个承力支架2之间设置卡环24，卡环24设置在折叠顺序在后的承力支架2上，折叠顺序在后的承力支架2通过卡环24使折叠顺序在前的承力支架2保持在折叠状态，在后折叠的承力支架2被折叠止位销3限位，在先折叠的承力支架2被卡环24限位，当解除一个折叠止位销3的锁定时，同一组的两根承力支架2同时展开。

通过折叠止位销3对承力支架2的触地端进行限位，可避免在飞行的过程中承力支架2发生晃动。除了上述所介绍的形式之外，还可以每个承力支架2分别对应设置一个折叠止位销3，折叠止位销3可以采用电动或气动的方式驱动，当需要解除锁定时，各个折叠止位销3的伸出杆同时回缩，同时解除对承力支架2的锁定。

结合图4，承力支架2与支座5之间设置展开扭簧21，展开扭簧21设置于承力支架2与支座5相连接的转轴位置，展开扭簧21对承力支架2施加朝向展开状态转动的扭矩，当承力支架2解除锁定后，在展开扭簧21的扭矩作用下，承力支架2自动展开。承力支架2与支座5之间设置限位结构，当展开到特定角度时，承力支架2的位置被阻挡限位。

在上述任一技术方案及其相互组合的基础上，结合图4、图5，支座5上设置定位销51和顶出弹簧52，承力支架2上设置限位孔22；其中，当限位孔22转动至正对定位销51的位置时，顶出弹簧52推动定位销51插入限位孔22，用以限位支座5和承力支架2的相对角度。定位销51能够受冲击折断以实现缓冲。当承力支架2解除锁定后，承力支架2相对于支座5转动，当定位销51插入限位孔22时，承力支架2和支座5之间的角度被限定，起到限定承力支架2角度的作用，定位销51承受支座5和承力支架2之间相对转动时产生的剪切力，当定位销51受到的剪切力达到最大时，定位销51发生断裂，吸收飞行器降落时承力支架2受到的冲击力。

需要注意的是，限位孔22为设置在承力支架2上的盲孔，为了解除定位销51的锁定，可以在承力支架2上正对限位孔22中心的位置贯通开设直径更小的通孔，退位顶针可从此通道中伸入将定位销51从限位孔22中顶出。

结合图5，定位销51的数量设置为两个以上，每个定位销51对应设置一个限位孔22，各个定位销51与轴心之间的半径不等，限位孔22设置于不同半径的圆周上，相邻两个定位销51的圆心角与对应的相邻两个限位孔22的圆心角不相等；需要注意的是，本发明中的多个定位销51并不同时伸入限位孔22限位并承受剪切力，在同一时刻，仅有一个定位销51插入其对应的限位孔22，当定位销51受冲击折断吸能缓冲后，受展开扭簧21的弹力作用以及惯性，承力支架2和支座5可继续转动，承力支架2相对于支座5进一步旋转以使下一个定位销51插入其对应的限位孔22，从而实现逐级缓冲。当前一个定位销51受到剪切破坏后，支座5和承力支架2之间的限位被解除，此时承力支架2继续相对于支座5转动，转动一定角度后，另一个定位销51发挥作用，对承力支架2和支座5形成限位，承力支架2无法继续转动，进而由该定位销51继续承受剪切力，当定位销51达到最大剪切力时，定位销51破坏以吸收冲击形成缓冲。通过设置两个以上的定位销51，每个定位销51依次发挥缓冲作用，可以逐渐承受冲击达到更好的缓冲效果。

定位销51并非同时承受剪切力，单个定位销51支撑可确保超过极限承受力时断裂从而吸能缓冲，因此可以避免承力支架2接触地面时使飞行器回弹。定位销51设计的位置可以调整飞行器撑地高度，以及支架撑地的开度。

最后一个用于承受剪切力的定位销51的刚度大于冲击时产生的剪切力，当多个定位销51依次被折断并由最后一个定位销51承受剪切力时，最后一个定位销51承受的剪切力小于定位销51的刚度，最后一个定位销51不会被折断，旋转到最后一个定位销51后最终止位，从而避免机身1接触地面。

具体地，结合图4，定位销51通过顶出弹簧52安装于支座5，承力支架2上设置用于插装定位销51的限位孔22，每个定位销51对应一个限位孔22；当定位销51随承力支架2转动到正对限位孔22的位置时，顶出弹簧52将定位销51顶出并插入限位孔22，此时该定位销51发挥限位作用并承受剪切力。

结合图5，相邻的两个限位孔22与承力支架2回转中心之间的半径不等，且位于不同径向。图5中右上的限位孔22先与定位销51插装配合发挥作用，左下的限位孔22后与定位销51插装配合发挥作用。保证定位销51和限位孔22先后对应匹配发挥作用。飞行器落地冲击能量可以通过截断定位销51而被吸收形成缓冲，每截断一个定位销51飞行器机体将下降一定高度，同样设计原理，每增加一对定位销51和限位孔22可以多增加一级能量吸收，如此可见承力支架2的支撑高度就显得重要，以便允许设计多级能量吸收装置。

通过设计定位销51和限位孔22的相对位移间距，可联调图7、图8中承力支架2的开度W1和W2、高度H1，对飞行器在不同类型降落场地有更好的适应性，其中低高度H1、对应大开度W1和W2，适合平整地形降落；大高度H1、对应低开度W1和W2，适合地面存在石头等障碍物的地形降落。

更进一步，本发明承力支架2至少包括两个分段，在展开状态下各个分段的强度从上向下逐渐减弱，以实现各个分段逐级自毁吸能。在展开状态下各个分段的强度从上向下逐渐减小，可以为材料异构的不同强度、或同种材料厚度异构的不同强度。上段支架杆强度强、下段支架杆强度弱，飞行器伞降落地冲击时可通过下段支架杆的自毁吸能。

进一步，结合图4，相邻的两个分段之间相互插接套装，并且相邻的两个分段能够沿长度方向移动；相互插接的两个分段之间设置减震弹簧23，通过减震弹簧23压缩吸收冲击能量。当承力支架2在降落时接触地面的过程中，底端接触地面产生冲击，冲击传导至减震弹簧23，各个相邻的分段之间相互回缩靠近，从而达到吸能的效果。

承力支架2设置于机身1的两侧，支座5安装于机身1的前框梁或后框梁，每根承力支架2的长度只跟飞行器机体前框梁和后框梁的间距有关，因此承力支架2长度设计更灵活，较长的支架相较传统设计能带给飞行器伞降回收的更好保护；承力支架2折叠时位于机翼4的上方或下方，对于上单翼飞行器，可以将承力支架2设置于机翼4的下方，展开时承力支架2直接向下转动打开；对于下单翼飞行器，可以将承力支架2设置于机翼4的上方，展开时，承力支架2先向上转动后向下转动打开。

在此针对对于下单翼飞行器做相应的说明：

结合图2，在折叠状态，爱外力作用，靠前的承力支架2克服自身转轴中展开扭簧21的弹性应变保持向后向下，靠后的承力支架2做同样处理，但向前向下。使靠前的承力支架2的卡环24卡位在靠后的承力支架2的前端，达到靠前的承力支架2在上、靠后的承力支架2在下而收拢在机身1外侧的并合状态。由于靠前的承力支架2端面开孔，在同折叠止位销3随动的插销32插入后，靠前的承力支架2被卡位，因而靠后的承力支架2也被限制在靠前的承力支架2下部，形成飞行器吸能式折叠支撑装置的折叠状态；根据强度和重量的合理取舍，一般200Kg重飞行器的管状支架设计直径为Φ4cm，因此含支架转动轴的折叠状态支架迎风阻力面积22仅为10cm×6cm左右。

展开状态，折叠止位销3产生作动，带动插销32后退解除对靠前的承力支架2的约束，靠前的承力支架2在展开扭簧21的弹性作用下向上(配合下单机翼)、向外、向前转动前伸，靠后的承力支架2在扭簧的弹性作用下向上(配合下单机翼)、向外、向后转动后伸，当各支架转动到定位销51顶入承力支架2配合面的限位孔22后承力支架2转停止位；通过设计定位销51和限位孔22相对位移间距，可获得承力支架2的开度W1和W2、高度H1，其中低高度H1、对应大开度W1和W2，适合平整地形降落；大高度H1、对应低开度W1和W2，适合地面存在石头等障碍物的地形降落。

承力支架2转动角度设置说明，结合图9，当靠前的承力支架2的转动轴A以后向锐角(转动轴与飞机对称轴线的锐度夹角，如70°)设置时，靠前的承力支架2就能按钝角圆锥(如140°)的轨迹向上(配合下单机翼)、向外、向前转动前伸；当靠后的承力支架2的转动轴B以前向锐角(转动轴与飞机对称轴线的锐度夹角，如70°)设置时，靠后的承力支架2就能按钝角圆锥(如140°)的轨迹向上(配合下单机翼)、向外、向后转动后伸。

需要注意的是，配合上单翼的承力支架2设计原理相同，只是承力支架2的向上转动改为向下转动。

上述涉及的将承力支架2设置于机身1的两侧是将承力支架2设置在机身1的外侧，为进一步降低折叠装置的迎风气动阻力，可将承力支架2设计为藏于机身蒙皮的内埋结构，这些具体的实施方式均应包含在本发明的保护范围之内。折叠状态的承力支架2迎风横截面较小，不只可以外挂，也能内埋于机体蒙皮里侧，因为大型飞行器均速度较快，对减小气动阻力的要求较高，因此特别适合于大型飞行器挂载的空投应用。

本发明提供的飞行器吸能式折叠支撑装置能够应用于无人机和有人驾驶飞机，拓展了大型飞行器的作业优势，起到1+1＞2的作用，在应急救灾、应急通信等特种作业中用途显著。该飞行器的其他部分结构请参考现有技术，本发明在此不再赘述。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理，可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，包括四根承力支架(2)，四根所述承力支架(2)划分为左右两组，每组分别包括前后两个所述承力支架(2)；

每根所述承力支架(2)转动安装于机身(1)上设置的支座(5)，所述承力支架(2)相对于所述支座(5)转动以实现折叠或展开；

其中，在展开状态，四根所述承力支架(2)呈八字形张开用以支撑所述机身(1)触地；在前的所述承力支架(2)能够向后转动以收拢折叠，在后的所述承力支架(2)能够向前转动以收拢折叠，同一组的两根所述承力支架(2)上下重叠于所述机身(1)侧方。

2.根据权利要求1所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，左右两组所述承力支架(2)分别设置一个折叠止位销(3)，所述折叠止位销(3)包括伸缩机构(31)和插销(32)，所述伸缩机构(31)能够带动所述插销(32)移动，所述插销(32)能够插入折叠顺序在后的所述承力支架(2)的触地端端头以使所述承力支架(2)保持在折叠状态；

同一组的两个所述承力支架(2)之间设置卡环(24)，折叠顺序在后的所述承力支架(2)通过所述卡环(24)使折叠顺序在前的所述承力支架(2)保持在折叠状态。

3.根据权利要求2所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，所述承力支架(2)与所述支座(5)之间设置展开扭簧(21)，所述展开扭簧(21)对所述承力支架(2)施加朝向展开状态转动的扭矩。

4.根据权利要求1至3任一项所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，所述支座(5)上设置定位销(51)和顶出弹簧(52)，所述承力支架(2)上设置限位孔(22)；

其中，当所述限位孔(22)转动至正对所述定位销(51)的位置时，所述顶出弹簧(52)推动所述定位销(51)插入所述限位孔(22)，用以限位所述支座(5)和所述承力支架(2)的相对角度。

5.根据权利要求4所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，所述定位销(51)的数量设置为两个以上，所述限位孔(22)设置于不同半径的圆周上、且与圆心的间距不相等；每个所述定位销(51)对应设置一个所述限位孔(22)；

其中，在同一时刻，仅有一个所述定位销(51)插入其对应的所述限位孔(22)，当所述定位销(51)受冲击折断吸能缓冲后，所述承力支架(2)相对于所述支座(5)进一步旋转以使下一个所述定位销(51)插入其对应的所述限位孔(22)，从而实现逐级缓冲。

6.根据权利要求5所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，各个所述定位销(51)与轴心之间的半径不等，并且相邻两个所述定位销(51)的圆心角与对应的相邻两个所述限位孔(22)的圆心角不相等。

7.根据权利要求6所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，最后一个用于承受剪切力的所述定位销(51)的刚度大于冲击时产生的剪切力。

8.根据权利要求7所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，每根所述承力支架(2)至少包括两个分段；

其中，在展开状态下各个分段的强度从上向下逐渐减弱，以实现各个分段逐级自毁吸能。

9.根据权利要求8所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，相邻的两个分段之间相互插接套装，相互插接的两个分段之间设置减震弹簧(23)，通过所述减震弹簧(23)压缩吸收冲击能量。

10.根据权利要求8所述的飞行器吸能式折叠支撑装置，其特征在于，所述支座(5)安装于所述机身(1)的前框梁或后框梁，所述承力支架(2)折叠时位于机翼(4)的上方或下方。

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