一种用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架
阅读说明：本技术 一种用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架 (A simple and easy skid formula rear landing gear for solar energy unmanned aerial vehicle ) 是由 马东立 杨小鹏 李新军 张良 余亚鋆 姚远 杨穆清 于 2021-08-30 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架,包括L型杆结构的起落架主体、固定套筒、上堵头、下堵头与固定带。其中,起落架主体的纵向段上通过其上套有的固定套筒连接无人机垂尾主梁,连接方式采用在两者间填埋预浸环氧树脂的碳丝,并由固定带捆绑固定。固定套筒在起落架主体上的纵向定位,通过在起落架主体顶端安装上堵头以及固定套筒下方安装的下堵头进行限制。其中下堵头的固定方式采用在下堵头与起落架主体间填埋预浸环氧树脂的碳丝并由固定带捆绑实现；最终通过上堵头与下堵头限制了起落架主体相对无人机间的上下移动。本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架,结构重量小、形式简单,且具备缓冲能力。(The invention discloses a simple skid type rear landing gear for a solar unmanned aerial vehicle, which comprises a landing gear main body with an L-shaped rod structure, a fixed sleeve, an upper plug, a lower plug and a fixed belt. The vertical section of the landing gear main body is connected with the vertical tail main beam of the unmanned aerial vehicle through a fixing sleeve sleeved on the landing gear main body, and the connection mode is that carbon filaments pre-impregnated with epoxy resin are buried between the vertical section of the landing gear main body and the vertical tail main beam and are bound and fixed by a fixing band. The longitudinal positioning of the fixed sleeve on the undercarriage main body is limited by an upper plug arranged at the top end of the undercarriage main body and a lower plug arranged below the fixed sleeve. The fixing mode of the lower plug is realized by embedding carbon wires presoaked with epoxy resin between the lower plug and the landing gear main body and binding the carbon wires by fixing belts; and finally, the up-down movement of the undercarriage main body relative to the unmanned aerial vehicle is limited by the upper plug and the lower plug. The simple skid type rear landing gear for the solar unmanned aerial vehicle is small in structural weight, simple in form and capable of buffering.)
技术领域
本发明属于飞行器设计领域，涉及一种用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架，具体来说是一种结构重量小、形式简单，且具备缓冲能力的简易滑橇式后起落架。
背景技术
对于临近空间太阳能无人机而言，通常将前起落架作为主起落架、后起落架作为辅助起落架。目前国内外太阳能无人机的后起落架形式主要分为两种：一种是在垂尾下方布置辅助机轮，这种形式的优点是可靠性高，缺点是结构重量大，而且由于后起落架的辅助机轮直径较小，因此对跑道场地要求较高；另一种形式是以Zephyr系列为代表的在垂尾下方局部补强，起降时垂尾底部蹭地，这种形式的优点是结构重量小，但缺点是可靠性差，多次起降后可能导致局部磨损甚至出现结构破坏。另外，现有的太阳能无人机后起落架形式都不具备缓冲能力，当飞机接地速度较大时，冲击载荷容易造成结构损伤。因此，对于太阳能无人机而言，需要寻求一种新的后起落架结构形式，以达到结构重量小、可靠性高、且具备缓冲能力的要求。
发明内容
为解决现有太阳能无人机后起落架结构形式的不足，本发明提出一种用于太阳能无人机的新型简易滑橇式后起落架，相比于现有技术，本发明结构重量小、形式简单、可靠性高、且具备缓冲能力。
本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架，包括起落架主体、固定套筒、上堵头、下堵头与固定带。
所述起落架主体为L型碳纤维弯管，纵向段上套有固定套筒，固定套筒与无人机垂尾主梁间固连。固定套筒沿纵向段轴向位移通过在纵向段顶端安装的上堵头以及纵向段下端安装的下堵头限制。
上述下堵头的固定方式，以及固定套筒与无人机垂危主梁间的固定方式均采用碳纤维定型纱配合填充预浸环氧树脂的碳丝实现。
上述起落架主体的安装方式，使起落架主体仅具有绕纵向段轴线旋转的一个自由度，保留这一自由度有利于无人机转场与起降过程中的转弯。同时，在无人机降落的时候由下堵头将无人机降落时产生的冲击载荷传递到垂尾主梁上；且在无人机降落过程中，起落架主体中的横向段与地面接触，起落架主体受到载荷发生形变，此时横向段与纵向段间夹角减小，从而吸收一部分飞机落地时的冲击。
本发明的优点在于：
1、本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架为纯碳纤维结构，重量轻，一套产品重量仅10g，而现有的小轮式后起落架单个重量往往在50g以上，相比之下前者结构重量仅为后者的20％。
2、本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架，结构形式简单，5个组成部件外形简单，制造成本低廉。
3、本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架，可靠性高，经过加载试验证明，本发明可在垂直接地速度1m/s的冲击载荷下不发生结构破坏。
4、本发明具备缓冲能力，现有技术在重量限制下都不具备缓冲能力，本发明结构形式特殊，L型起落架主体在受到载荷情况下会产生弹性变形，从而吸收一部分飞机落地时的冲击。
附图说明
图1为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架结构示意图。
图2为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架结构分解图。
图3为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架中下堵头与起落架
主体的固定方式示意图。
图4为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架中固定套筒与飞机
垂尾主梁的固定方式示意图。
图5为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架中固定套筒与飞机
垂尾主梁的固定位置截面剖视图。
图6为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架在某型高空长航时
太阳能无人机中的应用示意图。
图7为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架在停机静止状态下的等效应力云图。
图8为本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架在停机静止状态下的局部位移云图。
图9为现有小轮式后起落架与本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起
落架在降落时的冲击载荷对比。
图中：
1-起落架主体 2-固定套筒 3-上堵头
4-下堵头 5-固定带 6-无人机垂尾主梁
7-碳丝
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步说明。
本发明用于太阳能无人机的简易滑橇式后起落架，安装于无人机垂尾主梁上，包括起落架主体1、固定套筒2、上堵头3、下堵头4、固定带5，如图1、图2所示。
所述起落架主体1为L型碳纤维弯管，其具有横向段、纵向段以及两者间的弯曲过渡段，弯曲过渡段两端分别与横向段末端和纵向段底端相接。
所述固定套筒2为碳纤维材料制成，用于实现起落架主体1与无人机垂尾主梁6间的连接。固定套筒2同轴套于前述起落架主体1的纵向段上，内径设计大于起落架主体1外径0.2mm，使固定套筒2与纵向段间形成周向0.1mm的装配间隙以方便起落架主体1相对于固定套筒2转动。
上述固定套筒2沿纵向段轴向位移通过在纵向段顶端安装的上堵头3以及纵向段下端安装的下堵头4限制。其中，上堵头3为碳纤维材料柱状结构，底部同轴开有柱状安装孔；安装孔外径与固定套筒外径相等，内径设计为5.2mm，大于起落架主体1外径0.2mm，使上堵头3可通过柱状安装孔与纵向段顶端间隙配合插接，并与纵向段顶端间胶接固定，且上堵头3底面与固定套筒2顶端面间间隙配合。由此通过上堵头3限制固定套筒2向上的位移，进而防止本发明起落架与无人机垂尾主梁6安装后，起落架主体1竖直向下掉落。由于导致起落架主体1竖直向下掉落的力为起落架主体1自身的重力，大小仅为0.1N，因此上堵头2的规格较小，柱状安装孔的深度仅设计为5mm。
下堵头4为圆环形碳纤维薄片，下堵头4套于起落架主体1的纵向段上，与纵向段垂直设置并固定，使下堵头4顶面与固定套筒2底端间间隙配合。由于下堵头4与起落架主体1的结构、材料以及尺寸限制，无法采用焊接或者螺钉等常用固定方式实现下堵头4与纵向段间的固定，因此本发明中采用固定带5配合填充预浸环氧树脂的碳丝7实现两者间的固定，固定带5为碳纤维定型纱，如图3所示，具体方式为：
首先，在下堵头4底面与纵向段的夹角处周向垫埋预浸环氧树脂的碳丝7，垫埋区域宽度为至少为5mm。
随后，沿下堵头4周向缠绕预浸环氧树脂的固定带5，使固定带5在周向上包裹住所垫埋的碳丝7以及下堵头，同时还包裹下堵头4顶面外缘部分，以及下堵头4下方与碳丝相接的一段起落架主体1。
最后通过常温下固化，使固定带5、碳丝7、下堵头4与纵向段间固定在一起，形成整体。
由于导致起落架主体1竖直向上移动的力为飞机后部的重力以及降落时的冲击力，最大会达到100N以上，所以下堵头4的截面积较大，截面外径至少为纵向段外径的6倍，进而防止局部应力过大导致结构损坏；且下堵头4与碳丝8接触面积也较大，至少占下堵头底面面积的43％，目的是增大粘接强度。
上述结构的起落架主体1通过固定套筒2安装于无人机垂尾主梁6上，由于受起落架主体1、固定套筒2的尺寸与材料以及同为柱状结构的两者接触面积限制，无法采用焊接或者螺钉等常用固定方式实现固定套筒2与无人机垂尾主梁6间的固定。因此可同样采用固定带5(碳纤维定型纱)配合填充预浸环氧树脂的碳丝7实现两者间的固定，如图4、图5、图6所示，具体方式为：
首先，将固定套筒2轴向平行于无人机垂尾主梁6设置，并将两者贴合；
随后，在固定套筒2与无人机垂尾主梁6贴合面间的缝隙处开始纵向填埋预浸环氧树脂的碳丝7，使碳丝7向外堆积至到达或超出与固定套筒2和无人机垂尾主梁同时相切的平面位置，避免固定带5缠绕后与碳丝8间存在缝隙；此时将固定带5缠绕于固定套筒2和无人机垂尾主梁外部，由固定带5包裹住固定套筒2、无人机垂尾主梁6以及两者间填埋的碳丝7。
最后，通过常温下固化，使固定带5、碳丝7、固定套筒2与无人机垂尾主梁6间固定在一起，形成整体。
由于在无人机降落的时候冲击载荷是作用在起落架主体1的横向段，方向竖直向上，因此，通过在固定套筒2与无人机垂尾主梁6安装时，将下堵头4上表面与无人机垂尾最底端翼肋下表面及无人机垂尾主梁6底端端面同时贴合设置，通过下堵头4即可将无人机降落时产生的冲击载荷传递到垂尾主梁6上。
上述结构的滑橇式后起落架在进行装配时，首先，先将下堵头4由起落架主体1的纵向段顶部套在纵向段上，并按前述固定方式将下堵头4固定在纵向段上。然后将固定套筒2由纵向段顶端套在纵向段上；接着将上堵头3插接于纵向段的顶端并与纵向段间粘接固定；最后通过前述方法将固定套筒2固定于无人机垂尾主梁6上。按照上述方法装配完成后，由上堵头3与下堵头4限制了起落架主体1竖直方向的移动；由固定套筒2限制了起落架主体1水平方向的移动，因此起落架主体1仅具有绕纵向段轴线旋转的一个自由度，保留这一自由度有利于无人机转场与起降过程中的转弯。
在无人机降落过程中，起落架主体1中的横向段与地面接触，起落架主体1受到载荷发生形变，此时横向段与纵向段间夹角减小，从而吸收一部分飞机落地时的冲击。上述起落架主体1中各参数(起落架主体1的外径、内径、横向段与纵向段长度、过渡段曲率半径与弯曲角度)具体根据无人机型号来调整确定，保证在无人机停机状态下，横向段与纵向段夹角减小度数与无人机停机角一致，从而保证起落架主体1与地面接触面积最大。
下面对本发明进行了结构有限元仿真，如图7、图8所示，在停机静止状态下，本发明最大等效应力为217.5MPa，位于起落架主体1的弯曲段，最大局部位移为4.332mm，位于起落架主体1的横向段末端，根据几何外形换算得到起落架主体弯曲角度约2度。如图9所示，对于现有小轮式后起落架以及本发明后起落架在降落时的冲击载荷进行了对比，仿真结果显示，本发明所述后起落架的最大冲击载荷约为现有小轮式后起落架的64％，证明本发明能有效减小降落时的最大冲击载荷，对于提升太阳能无人机的结构性能具有重要意义。
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