專利名稱：一種小型可收放多輪多支柱式起落架的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種小型可收放多輪多支柱式起落架的設(shè)計，屬于航空飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計領(lǐng)域，適用于有大栽重量要求的小型無人機和大型飛機的無人駕駛縮比驗證機等。
背景技術(shù)：
本發(fā)明主要應(yīng)用于起落架高度較低、起飛重量較大的小型無人機中，特別是如大型運輸機一類飛機的無人駕駛縮比驗證機。
隨著電子技術(shù)、計算機技術(shù)、材料技術(shù)以及高精度制造技術(shù)的飛速發(fā)展，各種應(yīng)用于小型無人機的微電子設(shè)備、輕強復(fù)合材料以及大推重比的微小型推進機械(活塞式發(fā)動機、渦噴發(fā)動機以及電動機)的性能得到很大的提高。小型無人機活躍于國防軍事、科學(xué)研究以及民用航空的各個領(lǐng)域，用于執(zhí)行戰(zhàn)場偵查、毀傷評估、飛行試驗、航空測繪等飛行任務(wù)。
起落裝置是水平起降無人機的重要組成部分?，F(xiàn)今小型無人機一般采用不可收放的單輪式起落架(如板彈簣或單支柱形式)，雖然此類起落架形式簡單，但由于機輪直徑較小，減震性能差，對跑道的要求較高，在執(zhí)行偵查、遙測等野外作業(yè)任務(wù)時不易找尋符合要求的起降場地，因此大大限制了無人機的使用范圍。此外由于起落架不可收放，導(dǎo)致飛機阻力增加，對無人機的續(xù)航時間、爬升率等飛行性能也會造成不良影響。
同樣對于無人駕駛縮比驗證機而言，由于縮比驗證機是一種與原型機之間存在幾何相似、動力學(xué)相似等一系列相似準(zhǔn)則的飛行試驗?zāi)Ｐ?，主要用于飛機設(shè)計過程中對總體性能、氣動布局、操縱性/穩(wěn)定性等進行研究。但現(xiàn)有的縮比驗證機所采用的起落架與原型機相似程度較低，不能很好地模擬原型機在地面運動時的動力學(xué)性能。
因此，需要研究設(shè)計一種小型的可M的多輪多支柱形式的起落架，采用多個機輪擴大接觸面積、*載荷，降低對跑道的要求，增加起落架漂浮性，
從而獲得較好的起降性能；在飛行過程中起落架能收納于機體內(nèi)部，減小阻力，改善飛行性能。同時可收放多輪多支柱式起落架與有人機的起落架相比，有較高相似度，若應(yīng)用于無人駕駛縮比驗證機則能更好的滿足相似準(zhǔn)則的要求，保證試驗效果。
本發(fā)明所基于的主要考慮包括
要求設(shè)計的起落架能夠收納于小型無人機機體內(nèi)部有限的空間，并具有足夠的強度和剛度，具有較好的可行性和可靠性，在確定了一種例如多輪多支柱起落架的方案以后，就需要對起落架的M機構(gòu)、鎖定機構(gòu)及a動力裝置等
細節(jié)進行設(shè)計；
一般飛機的起落架收放都采用液壓系統(tǒng)作為g動力，但由于液壓系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量大，不適合小型無人機，必須采用更加輕便、簡單的》1^故動力。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種飛機起落架，其能夠收納于小型無人W^體內(nèi)部有限的空間中，并具有足夠的強度和剛度。
根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供了一種飛機起落架，其特征在于包括前后排列設(shè)置的多個機輪-輪架單元，每個所述多個機輪-輪架單元均包
括機輪組件和用于支撐和M所述機輪組件的輪架；
與每個所述機輪-輪架單元聯(lián)動的^t驅(qū)動組件，用于驅(qū)動所述多個機輪
-輪架單元進行所述機輪組件的收/放操作。
本發(fā)明的優(yōu)點在于，針對現(xiàn)今小型無人機起落架設(shè)計中的不足，提供了一種采用壓縮氣體作為il^改動力的，各支柱)Mt采用簡潔的聯(lián)動裝置的小型可收放多輪多支柱式起落架，其可供有大載重量要求的小型飛機/無人機和大型運輸機類的無人駕駛縮比驗證機使用。具體包括
1) 起落架與機身4個加強框上共7個安裝部通過銷軸卡簧組件安裝，便于拆裝與檢修；起落架整體與機身之間為靜定結(jié)構(gòu)，可減小結(jié)構(gòu)安裝內(nèi)應(yīng)力。左右側(cè)起落架各支柱單元所用零件完全一致具有高度互換性。
2) 由于采用了ilt^聯(lián)動機構(gòu)，利于各支柱單元之間的g協(xié)調(diào)；與獨立式M作動機構(gòu)相比，起落架每側(cè)可減少兩個作動筒，不但減輕了重量，還降低了結(jié)構(gòu)復(fù)雜性。
3) 將J^t作動筒和^聯(lián)動機構(gòu)置于起落架承力結(jié)構(gòu)上方，充分利用了起落架鼓包艙上部狹窄的空間；用 一個尺寸較大的氣動作動筒代替三個微小的氣動作動筒，使得能夠直接采用現(xiàn)成產(chǎn)品，同時起落架收放時所需作動力大小能夠得到保證。
4) 采用了滑軸-滑軌的起落架鎖定形式，使結(jié)構(gòu)更加筒單，便于采用M聯(lián)動機構(gòu)；"微笑"形軌道結(jié)構(gòu)簡單，工作可靠。
5) M聯(lián)動機構(gòu)中連桿的長度可調(diào)，同時起落架承力支柱之間采用銷軸鉸接，故可修正機身上起落架安裝部間距的制造誤差，防止安裝內(nèi)應(yīng)力對機體結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不良影響。
6) 氣動控制系統(tǒng)采用剎車-M雙氣源分立設(shè)計，可杜絕剎車系統(tǒng)消耗過多壓縮空氣對起落架收放產(chǎn)生不良影響；同時該氣動控制系統(tǒng)在起落架收放控制管路中集成了艙門^的模塊，便于結(jié)構(gòu)小型化、集成化，利于縮比驗證機整機減重和系統(tǒng)集成。7)起落架放下依靠放氣后收放作動筒內(nèi)部復(fù)位彈簧和機輪組件自身重力作用完成，有利于在壓縮空氣管路泄壓情況下，起落架自動放下，該應(yīng)急手段簡單可靠，有利于保證縮比驗證機的飛行安全。


圖1是本發(fā)明一實施例的右側(cè)起落架的整體圖。
圖2是圖1的右側(cè)起落架的整體側(cè)視圖。
圖3是本發(fā)明一實施例的右側(cè)起落架在放下位置的正視圖。
圖4是圖3的實施例中連桿系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。
圖5是圖3的實施例中滑軌組件的結(jié)構(gòu)示意圖。
圖6是圖3的右側(cè)起落架在收起位置的正視圖。
圖7是本發(fā)明一實施例的氣動控制盒的外形圖。
具體實施例方式
本發(fā)明主要是通過對起落架承力支柱、收放聯(lián)動與鎖定機構(gòu)、機輪與剎車、氣動控制系統(tǒng)的合理設(shè)計與裝配調(diào)試來實現(xiàn)的。
以下結(jié)合

本發(fā)明的具體實施的技術(shù)方案(以右側(cè)起落架為例，左側(cè)與之關(guān)于機身縱向?qū)ΨQ面鏡面對稱)
本發(fā)明的起落架的一實施例如圖1和圖2所示，起落架通過例如7個安裝部10分別與例如4個機身加強框1相連接，其中最前面的機身加強框1上只固定有一個位于上部的第一安裝接頭13，其余3個機身加強框1均固定有第一安裝接頭13和第二安裝接頭14各一個，所迷安裝部10設(shè)置在第一安裝接頭13和第二安裝接頭14上。用于將起落架安裝在機身加強框1上的每一個安裝部10均設(shè)置有一根兩端帶彈簧擋圏的銷軸，其可以整體性裝卸，從而改善維護性。機身加強框l、第二支桿6和安裝連桿9之間用銷軸連接，三者形成一個三角形靜定結(jié)構(gòu)，無安裝內(nèi)應(yīng)力，載荷傳遞路徑簡單。
每側(cè)起落架主承力結(jié)構(gòu)包括例如三個承力支柱單元，每個承力支柱單元包括與機身形成三角形承力框架的第一支桿4和第二支桿6。 一個第三支桿7的上端與第二支桿6鉸接，笫三支桿7可繞該鉸鏈旋轉(zhuǎn)。第三支桿7的一個中部支臂701與減震器5鉸接形成一個跪式減震系統(tǒng)，減震器5采用成品避震器，由油液阻尼器與彈簧組成。該減震系統(tǒng)具有較好的越障能力。第三支桿7末端采用抱箍形式安裝一根輪軸，輪軸上并列安裝兩個機輪8，機輪8采用橡膠輪胎和鋁合金輪轂，并且輪轂內(nèi)部集成了氣動鼓式剎車組件。
^M:聯(lián)動機構(gòu)
塊搖桿積:構(gòu)，其一具體實^例如圖3所示，其中第三支桿7、減震器5、搖臂3、第二支桿6以及用于相互之間鉸接的搖臂軸15、下耳軸16、下銷軸17和上銷軸18組成一個四連桿機構(gòu)；M連桿組件12、搖臂3以及滑軌組件2組成一個滑塊搖桿機構(gòu)。搖臂3包括相連的第一支臂301和第二支臂302，第一支臂301和第二支臂302在一個連接部彼此相連，所述連接部以可樞轉(zhuǎn)的方式固定在一個搖臂軸15上，搖臂軸15相對于機身固定。
如圖4所示，在該實施例中，每套收放連桿組件12包括連桿第一接頭21、連桿第二接頭19、滑軸20和連桿22。鋼制滑軸20兩端軸徑比中間略小，中間打有一個徑向通孔，通過此孔與連桿第二接頭19螺紋連接。連桿22與連桿第一接頭21用左旋螺紋連接，連桿22與連接第二接頭19用右旋螺紋連接，直接擰轉(zhuǎn)連桿22即可通過正反螺紋調(diào)整連桿組件12的長度。輸出端安裝有連桿第二接頭19的》 作動筒11與兩套化故連桿組件12首尾相連組成一套收放連桿系統(tǒng)。
如圖5所示，在該實施例中，每套滑軌組件2包括兩片滑槽板23和兩個滑槽板連接柱24， 二者用螺釘連接。滑槽板連接柱24兩端設(shè)有螺紋孔，用于與滑槽板23進行連接?；郯?3采用2mm厚鋁板加工成，上面開有中間水平兩端上翹的"微笑"形M滑槽231, M滑槽231的寬度比滑軸20兩端軸徑略大(例如，在本發(fā)明的一個實施例中大0.2111111)。
起落架的M過程說明如下當(dāng)起落架收起時，給J^t作動筒ll通氣，作動筒11內(nèi)部活塞推動連桿組件12向前，連桿的另一端的滑軸20在收放滑槽231以及搖臂3上的滑槽303內(nèi)運動，并推動搖臂3,使搖臂3繞搖臂軸15順時針旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)的搖臂3通過減震器5帶動第三支桿7轉(zhuǎn)動，當(dāng)滑軸20沿圖3中箭頭方向運動到收放滑槽231遠端點時，起落架機輪8完全收上，效果如圖6所示。當(dāng)起落架放下時，給氣動作動筒ll放氣，作動筒ll內(nèi)的復(fù)位彈簧將活塞壓回，帶動連桿組件12后退，搖臂3就在滑軸20的作用下繞搖臂軸15逆時針旋轉(zhuǎn)，同樣通過減震器5帶動第三支桿7向下轉(zhuǎn)動，當(dāng)滑軸20到達收放滑槽231的近端點后，起落架完全放下，效果如圖3所示。
鎖定機構(gòu)
對于可收放式起落架，飛機設(shè)計規(guī)范規(guī)定起落架在放下狀態(tài)必須能鎖定，以使得結(jié)構(gòu)靜定，能承受飛機著陸、滑跑和停放時的地面栽荷。起落架在收起狀態(tài)下也必須鎖定，防止飛行過程中起落架意外放下。本發(fā)明設(shè)計的起落架是通過滑軸20、"微笑"形i)i^改滑槽231以及搖臂3三者組成的機構(gòu)來實現(xiàn)鎖定的。收放滑槽231兩端各有一小段232上翹，該小段滑槽232的中心線分別與起落架在收起和放下狀態(tài)時搖臂3的撥叉中心線重合，滑槽231兩端中心線的交點即搖臂軸15的中心。當(dāng)起落架在放下狀態(tài)時，滑軸20受M作動筒復(fù)位彈簧的作用，位于滑槽231的近端點并受到限制，此時若起落架要收起，必須使得搖臂3旋轉(zhuǎn)，搖臂3若旋轉(zhuǎn)必須使滑軸20垂直于上翹軌道232的方向運動，但滑軸20在此方向的運動受滑槽231的限制，無法運動，故起落架被鎖定。起落架在收起時鎖定原理與放下時相同。 氣動控制系統(tǒng)
本發(fā)明中設(shè)計的氣動控制系統(tǒng)主要特點在于采用了收放-剎車雙氣源分立
設(shè)計，集成了艙門M控制功能，同時具有起落架^li^文、艙門M速度可調(diào)的 功能和剎車延時與力度可調(diào)的功能。
由于飛機在地面調(diào)試過程中需要將飛機剎住，以便進行動力系統(tǒng)調(diào)試及其 它的各種地面準(zhǔn)備工作，在飛機接地后也需要使用剎車對飛機進行減速，因此 剎車系統(tǒng)通氣時間較長。為防止剎車在長時間工作過程中消耗過多壓縮空氣對 起落架M造成不良影響，故剎車系統(tǒng)與起落架JlUt系統(tǒng)分別使用各自獨立氣 源。
本氣動控制系統(tǒng)的主體為一氣動控制盒36，其實際外形如圖7所示，上面 設(shè)置有兩個氣源接口即剎車系統(tǒng)氣源接口 25、收放系統(tǒng)氣源接口 26,兩個壓 力表分別為收放系統(tǒng)氣壓監(jiān)測表27和剎車系統(tǒng)氣壓監(jiān)測表35、主起^作動 筒接口 29、前起收放作動筒接口 30、艙門^作動筒接口 31以及剎車作動接 口 32等多個輸出管漆接口，同時還有三路開關(guān)舵機控制信號輸入接口 28、收 放速度調(diào)節(jié)旋鈕33和剎車力度調(diào)節(jié)旋鈕34。
本發(fā)明的系統(tǒng)，其安裝過程示例如下。首先，在機身加強框上面所設(shè)置的 起落架安裝部10,通過銷軸-擋圏組件將主起落架組件安裝到機身加強框1上。 然后通過調(diào)節(jié)收放作動筒活塞桿擰入接頭的螺紋長度和調(diào)節(jié)收放聯(lián)動機構(gòu)連 桿組件的長度，使得作動筒活塞桿在完全彈出和完全壓回的情況下每個支柱單 元的滑軸都能位于起落架收起鎖定和放下鎖定的位置。
接著用適當(dāng)長度和管徑的壓縮氣體導(dǎo)管連接好氣動控制盒、起落架收放作 動筒、氣動鼓式剎車之間的氣動控制管路。
然后用信號線將遙控接收機的相應(yīng)信號通道與氣動控制盒中各控制信號輸 入接口相連，并且在遙控設(shè)備上調(diào)整好各控制通道的行程，達到在遙控設(shè)備上 能夠控制各開關(guān)開閉的目的。
接好氣源并調(diào)整好管路氣體壓力。
這樣就完成了整個系統(tǒng)的安裝，該起落架系統(tǒng)就能應(yīng)用于例如無人駕駛縮 比驗證機或小型無人機的地面試驗和飛行試驗了 。需要的時候在遙控設(shè)備上扳 動相應(yīng)控制通道的開關(guān)，即可實現(xiàn)起落架的g和機輪剎車的開合。
權(quán)利要求
1、一種飛機起落架，其特征在于包括前后排列設(shè)置的多個機輪-輪架單元，每個所述多個機輪-輪架單元均包括機輪組件(8)和用于支撐和收放所述機輪組件(8)的輪架；與每個所述機輪-輪架單元聯(lián)動的收放驅(qū)動組件(11，12，2)，用于驅(qū)動所述多個機輪-輪架單元進行所述機輪組件(8)的收/放操作。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機起落架，其特征在于所述輪架包括一個固定支撐部分和一個可動收;^丈部分，所述固定支撐部分包括第一支桿(4)和第二支桿(6),所述第一支桿(4) 的第一端和第二支桿(6)的第一端分別固定連接在機身上，所述第一支桿(4) 的第二端和第二支桿(6)的第二端彼此相連，從而形成具有三角形承力支撐功 能的所述固定支撐部分， 所述可動"li文部分包括一個第三支桿(7)，其一端與所述固定支撐部分的下部鉸接，其另一 端用于安裝所述機輪的輪軸，所述第三支桿(7)包括一個中部支臂(701),一個搖臂(3),其包括相連的第一支臂(301)和第二支臂(302)，所 述第一支臂(301)和第二支臂(302 )在一個連接部彼此相連，所述連接部以 可樞轉(zhuǎn)的方式固定在一個搖臂軸(15)上，所述搖臂軸(15)相對于機身固定，一個輪架連桿(5),其上端與所述第一支臂(301)的自由端可樞轉(zhuǎn)地 連接，其下端與所述中部支臂(701)的自由端可樞轉(zhuǎn)地連接。
3、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機起落架，其特征在于， 所述收放驅(qū)動組件(11， 12， 2)包括收放作動筒(11)，由所述收放作動筒(11)致動的收放連桿(12),所述》^故連桿(12) 帶有分別與每個所述機輪-輪架單元對應(yīng)的滑軸(20),相對于機身固定并分別與每個所述機輪_輪架單元對應(yīng)的多個滑軌部 件(2),每一個滑軌部件(2)中帶有與相應(yīng)的所述滑軸(20)相配合的第一滑 槽(231),所述第二支臂的自由端上設(shè)有與相應(yīng)的所述滑軸(20)相配合的第二滑槽 (303 )。
4、 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機起落架，其特征在于所述收放連桿(12)包 括首尾相接的多套連桿組件，每一套連桿組件包括一連桿段(22)及設(shè)置在所 述連桿段(22)首尾的第一連桿接頭(21)和第二連桿接頭(19),所述連桿段(22)與所述第一連桿接頭(21)用左旋螺紋連接，與所述第二連接接頭(19) 用右旋螺紋連接。
5、 根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛機起落架，其特征在于，每一個所述滑軸(20)均設(shè)置在與其相應(yīng)的一個所述第二連桿接頭(19)上。
6、 根據(jù)權(quán)利要求5所述的飛機起落架，其特征在于所述滑軸(20)兩端軸 徑比中間略小，中間打有一個徑向通孔，通過此孔與所述第二連桿接頭(19) 螺紋連接。
7、 根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛機起落架，其特征在于所述第一滑槽(231) 的兩端各有一小段上翹部分(232),該兩小段上翹部分(232)的中心線分別與 所述飛機起落架在收起和放下狀態(tài)時所述搖臂(3)的撥叉中心線重合，所述滑 槽(231)兩端的所述上翹部分的中心線的交點即所述搖臂軸(15)的中心。
8、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機起落架，其特征在于，所述多個機輪-輪架單元中的第一機輪-輪架單元的所述第二支桿(6)與 所述第一支桿(4)彼此相連的所述第二端通過一個安裝連桿(9)而與一個第 一機身加強框(1)固定連接，所述第一機輪-輪架單元的所述第二支桿(6)的所述第一端與所述第一機 身加強框(1)固定連接，所述第一機輪-輪架單元的所述第一支桿(4)的所述第一端與一個第二機 身加強框(1)固定連接，所述多個機輪-輪架單元中的第二機輪-輪架單元的所述第二支桿(6)與 所述第一支桿(4)彼此相連的所述第二端通過一個安裝連桿(9)而與所述第 二機身加強框(1)固定連接，所述第二機輪-輪架單元的所述第二支桿(6)的所述第一端與所述第二機 身加強框(1 )固定連接，所述第二機輪-輪架單元的所述第一支桿(4)的所述第一端與一個第三機 身加強框(1)固定連接。
9、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機起落架，其特征在于還包括一氣動控制系統(tǒng)， 其中設(shè)置有分立的剎車控制氣源和收放系統(tǒng)氣源，所述的收放系統(tǒng)氣源為所述 的收放驅(qū)動組件(ll, 12, 2)供氣。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種飛機起落架，其包括前后排列設(shè)置的多個機輪-輪架單元，每個所述多個機輪-輪架單元均包括機輪組件和用于支撐和收放所述機輪組件的輪架；與每個所述機輪-輪架單元聯(lián)動的收放驅(qū)動組件，用于驅(qū)動所述多個機輪-輪架單元進行所述機輪組件的收/放操作。該小型可收放多輪多支柱式起落架，其各支柱收放采用簡潔的聯(lián)動裝置，能夠收納于小型無人機機體內(nèi)部有限的空間中，并具有足夠的強度和剛度，具有較好的可行性和可靠性。
文檔編號B64C25/22GK101481015SQ200910078388
公開日2009年7月15日 申請日期2009年2月27日 優(yōu)先權(quán)日2009年2月27日
發(fā)明者萬志強, 超 楊, 王立波 申請人:北京航空航天大學(xué)