无人机起飞结构的设计【含CAD图纸、PROE三维、说明书】

宁XX 大学毕 业 设 计 (论 文 )无人机起飞结构的设计所 在 学 院专 业班 级姓 名学 号指 导 老 师年 月 日I摘 要无人机的应用越来越广泛其安全起飞着陆也越来越受到人们的关注。为更好地研究无人机在起飞着陆阶段的飞行特性控制规律以保证无人机在这一阶段的飞行安全，我们以某型无人机为对象进行无人机的起飞着陆仿真系统研究此系统很复杂涉及系统建模仿真传感器网络通信计算机动画等内容因此本课题，只做了整个仿真系统研制的一部分工作本文的主要内容包括三个部分首先是起飞系统的整体设计确定了系统的整体结构组成系统的各个分系统的主要功能及各分系统之间的通信模式。关键词：无人机；起飞系统；机械设计IIAbstractUAV more widely its security takeoff and landing more and more peoples attention. To better study the flight of UAV characteristics of takeoff and landing phase control law to ensure that the UAV at this stage of flight safety, we object to a UAV takeoff and landing UAV simulation system for this system modeling and simulation of complex systems involving sensor network communication computer animations and so this issue, only the whole simulation system developed part of the work of this paper mainly includes three parts first take off the overall design of the system to determine the overall structure of the system the main function of the composition of the various subsystems and all system modes of communication between subsystems.Keywords: UAV; take-off system; mechanical designIII目 录摘 要 .IAbstract II第 1 章 绪论.1第 2 章 起飞结构简述.32.1 减震器 32.2 收放系统 32.3 机轮和刹车系统 32.4 前三点式起飞结构 32.5 后三点式起飞结构 42.6 自行车式起飞结构 62.7 多支柱式起飞结构 62.8 构架式起飞结构 72.9 支柱式起飞结构 72.10 摇臂式起飞结构 8第 3 章 起飞结构系统.103.1 概述 103.2 主起飞结构及其舱门 103.2.1 结构 .103.2.2 保险接头 .103.2.3 维护 .103.2.4 主起飞结构减震支柱 .103.2.5 主起飞结构阻力杆 .113.2.6 主起飞结构耳轴连杆 .123.3 前起飞结构和舱门 123.4 拟解决的主要问题 12第 4 章 无人机起飞结构方案设计.134.1 概述起落装置的分类 .134.2 起飞结构的构造形式 13IV第 5 章 无人机起飞结构连杆传动装置设计.175.1 四连杆机构设计 175.1.1 确定设计变量 225.1.2 建立目标函数 235.1.3 确定约束条件 245.1.4 写出优化数学模型 255.2 机构受力分析 265.3 轮胎轴的设计计算 275.3.1 按扭转强度计算 275.3.2 按弯扭合成强度计算 275.3.3 轴的刚度计算概念 285.3.4 轴的设计步骤 285.5 各轴的计算 .295.5.1 高速轴计算 295.5.2 中间轴设计 315.5.3 低速轴设计 35总结与展望.38参 考 文 献.39致 谢.401第 1 章 绪论无人机全称为无人驾驶飞机，是利用无线电遥控程序和自备的程序进行控制装置操纵的不载人飞机，具有有体积小、造价低、使用方便、作战环境要求低、战场生存能力较强等优点。自从 1913 年世界第一台自动驾驶仪问世以来，无人机发展受到许多国家的高度重视，目前世界上大约有 2 万多架无人机在为各国的部队服役。在诸多的无人机机型中，利用滑跑起飞和着陆的的固定翼无人机是最主要的机型之一，比较著名的机型有“全球鹰” 、 “翔龙” 、 “利剑”等，这些无人机都包含了实现其安全起飞和着陆的主要装置起飞结构。 起飞结构是飞机的重要组成部分，它的主要功能是支承飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆、滑跑时飞机的重力；承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；滑跑和滑行时的制动；以及在滑跑和滑行时操纵飞机。 起飞结构使用条件通常比较恶劣，在起飞或者着陆过程中会承担非常大的冲击载荷。除此之外，起飞结构使用过程中会受到很多非线性因素和偶然因素的相互影响，一旦破坏就会造成不可估计的损失。起飞结构的使用安全会极大程度的影响飞行安全。根据统计结果表明，相比飞机的其它系统，起飞结构发生故障的频率相对较大，甚至在非常短的飞行间隔期内都可能会连续发生问题。据统计，这些由起飞结构问题造成的飞行事故中，超过 65%都与起飞结构的结构问题有关。可见，提高起飞结构结构的安全性能是保障飞机飞行安全的重中之重，起飞结构结构设计在飞机设计中占有重要位置。 因为起飞结构极高的安全性要求，所以在飞机结构设计中起飞结构设计人员需要优秀的起飞结构设计和性能分析的工具来支撑，这些工具在结构设计中占据非常重要的地位。设计过程中保证起飞结构能够正常收放是基本的功能性需求，更重要的是保证起飞结构使用过程中所需的强度和刚度性能。足够的强度和刚度才能保证起飞结构所需的承载能力，它们直接影响着飞机飞行的安全。 在整个设计流程中，起飞结构强度和刚度的满足与否最终都需要实验来验证，通常有静力实验、收放实验、落震实验等。起飞结构的实验是一项极其复杂的系统工程，可以得到较为准确的分析结果。但是，实验通常会过度消耗人力、物力和财力，最关键的是会浪费非常宝贵的设计时间，导致整个设计流程的效率极低。在实验中，如果实验结果不理想，那么就还需要重新反复的进行整个复杂的准备和实验过程。虚拟样机技术是使用计算机技术对物理实验过程进行数字化2仿真分析的技术，它的出现可以代替设计前期不是非常成熟的设计方案的实验分析，已被航空航天、机械、汽车、军工等各行业所普遍实验。虚拟试验技术已经越来越成熟，分析结果越来越真实可靠，虚拟实验取代物理试验已经是一个大趋势。目前设计人员对某起飞结构进行强度试验之前，通常会利用各种 CAD、有限元分析、动力学仿真分析软件进行虚拟试验，从而为真实物理试验提供参考。 起飞结构设计中除了考虑强度和刚度这些必须满足的性能指标外，还有个跟大多数航空结构一样都需要特别考虑的指标，即重量指标。一般而言，起飞结构的质量大约是 4%6%的飞机质量，大概是 10%15%的飞机结构质量。3第 2 章 起飞结构简述2.1 减震器飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上 高 速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。 2.2 收放系统收放系统一般以液 压 作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起飞结构向前收入前机身，而某些重型运 输 机 的前起飞结构是侧向收起的。主起飞结构收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起飞结构锁定在收上和放下位置，以防止起飞结构在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 2.3 机轮和刹车系统机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起飞结构上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地面上具有良好的机动性。机轮主要由轮毂和轮胎组成。刹车装置主要有弯块式、胶囊式和圆盘式三种。应用最为广泛的是圆盘式，其主要特点是摩擦面积大，热容量大，容易维护。2.4 前三点式起飞结构图 2-1 起 飞 结 构4飞机上使用最多的是前三 点 式 起 飞 结 构 (图 1a起飞结构布置型式） 。前轮在机头下面远离飞机重心处，可避免飞机刹车时出现“拿大顶” 的危险。两个主轮左右对称地布置在重心稍后处，左右主轮有一定距离可保证飞机在地面滑行时不致倾倒。飞机在地面滑行和停放时，机身地板基本处于水平位置，便于旅客登机和货物装卸。重型飞机用增加机轮和支点数目的方法减低轮胎对跑道的压力，以改善飞机在前线土跑道上的起降滑行能力,例如美国军用运输机 C-5A，起飞重量达 348 吨，仅主轮就有 24 个,采用 4 个并列的多轮式车架（每个车架上有 6 个机轮） ，构成 4 个并列主支点。加上前支点共有 5 个支点,但仍然具有前三点式起飞结构的性质。优点：（1）着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后三点式起飞结构那样的“跳跃” 现象。 （2）具有良好的方向稳定性，侧 风 着 陆 时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。 （3）无倒立危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。 （4）因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。缺点：（1）前起飞结构的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。 （2）前起飞结构承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。 （3）着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行时，超 越 障 碍 (沟渠、土堆等)的能力也比较差。 （4）前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。图 2-2 F-35飞 机 后 起 飞 结 构尽管如此，由于现代飞机的着陆速度较大，并且保证着陆时的安全成为考虑确定起飞结构形式的首要决定因素，而前三点式在这方面与后三点式相比有着明显的优势，因而得到最广泛的应用。 2.5 后三点式起飞结构5早期在螺 旋 桨 飞 机 上广泛采用后三点式起飞结构（图 2-3b起飞结构布置型式） 。其特点是两个主轮在重心稍前处，尾轮在机身尾部离重心较远。后 三 点 起 飞 结 构 重量比前三点轻，但是地面转弯不够灵活，刹车过猛时飞机有“拿 大 顶 ”的危险，现代飞机已很少采用。优点：（1）一是在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾轮结构简单，尺寸、质量都较小；（2）二是正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段) 时的姿态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说，地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着陆时和滑跑距离。因此，早期的飞机大部分都是后三点式起飞结构布置形式。 缺点：（1）在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象(俗称拿大顶)。因此为了防止倒立，后三点式起飞结构不允许强烈制动，因而使着陆后的滑跑距离有所增加。 （2）如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象。因为在这种情况下，飞机接地时的实际迎角将小于规定值，使机尾抬起，只是主轮接地。接地瞬间，作用在主轮的撞击力将产生抬头力矩，使迎角增大，由于此时飞机的实际速度大于规定值，导致升力大于飞机重力而使飞机重新升起。以后由丁速度很快地减小而使飞机再次飘落。这种飞机不断升起飘落的现象，就称为“跳跃” 。如果飞机着陆时的实际速度远大于规定值，则跳跃高度可能很高，飞机从该高度下落，就有可能使飞机损坏。 （3）在起飞、降落滑跑时是不稳定的。如过在滑跑过程中，某些干扰(侧风或由于 图 2-3 飞 机 起 飞 结 构 小 车路面不平，使两边机轮的阻力不相等)使飞机相对其轴线转过一定角度，这时在支柱上6形成的摩擦力将产生相对于飞机质心的力矩，它使飞机转向更大的角度。 （4）在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视界不佳。基于以上缺点，后三点式起飞结构的主导地位便逐渐被前三点式起飞结构所替代，目前只有一小部分小型和低速飞机仍然采用后三点式起飞结构。 2.6 自行车式起飞结构图 2-4 一些自行车式起飞结构还有一种用得不多的自 行 车 式 起 飞 结 构 ，它的前轮和主轮前后布置在飞机对称面内（即在机身下部） ，重心距前轮与主轮几乎相等。为防止转弯时倾倒，在机翼下还布置有辅助小轮（图 1c起飞结构布置型式 ） 。这种布置型式由于起飞时抬头困难而较少采用。 2.7 多支柱式起飞结构这种起飞结构的布置形式与前三点式起飞结构类似，飞机的重心在主起飞结构之前，但其有多个主起飞结构支柱，一般用于大型飞机上。如美国的 波 音 747 旅客 机 、C-5A(军用运输机（起飞质量均在 350 吨以上)以及 苏 联 的 伊 尔 86 旅客机( 起飞质量206 吨)。显然，采用多支柱、多机轮可以减小起飞结构对跑道的压力，增加起飞着陆的安全性。 在这四种布置形式中，前三种是最基本的起飞结构形式，多支柱式可以看作是前三点式的改进形式。目前，在现代飞机中应用最为广泛的起飞结构布置形式就是前三点式。 7图 2-5 多支柱式起飞结构2.8 构架式起飞结构图 2-6 多支柱式起飞结构构架式起飞结构的主要特点是：它通过承力构架将机轮与机翼或机身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。它们只承受轴向力(沿各自的轴线方向)而不承受弯矩。因此，这种结构的起飞结构构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得很广泛。但由于难以收放，现代高速飞机基本上不采用。 2.9 支柱式起飞结构8图 2-7 支柱式起飞结构支 柱 式 起 飞 结 构 的主要特点是：减震器与承力支柱合而为一，机轮直接固定在减震器的活塞杆上。减震支柱上端与机翼的连接形式取决于收放要求。对收 放 式 起 飞 结构 ，撑杆可兼作收放作动筒。扭矩通过扭力臂传递，亦可以通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁采用花键连接来传递。这种形式的起飞结构构造简单紧凑，易于放收，而且质量较小，是现代飞机上广泛采用的形式之一。支柱式起飞结构的缺点是：活塞杆不但承受轴向力，而且承受弯矩，因而容易磨损及出现卡滞现象，使减震器的密封性能变差，不能采用较大的初压力。 2.10 摇臂式起飞结构图 2-8 摇臂式起飞结构9摇 臂 式 起 飞 结 构 的主要特点是：机轮通过可转动的摇臂与减震器的活塞杆相连。减震器亦可以兼作承力支柱。这种形式的活塞只承受轴向力，不承受弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的初压力以减小减霞器的尺寸，克服了支柱式的缺点，在现代飞机上得到了广泛的应用。摇臂式起飞结构的缺点是构造较复杂，接头受力较大，因此它在使用过程中的磨损亦较大。10第 3 章 起飞结构系统3.1 概述起飞结构用于在地面停放及滑行时支撑飞机，使飞机在地面上灵活运动，并吸收飞机运动时产生的撞击载荷。3.2 主起飞结构及其舱门主起飞结构的作用是支撑机身后部。当起飞结构收起后，舱门关闭，可以减小阻力。采用油气式减震支柱来吸收、消耗着陆和滑行时的撞击能量，并消除滑行过程中所出现的震动。减摆器可以吸收摆动能量，消除机轮摆振。主起飞结构还将刹车力传送到飞机结构上3.2.1 结构主起飞结构结构包括减震支柱、阻力杆、侧撑杆、耳轴连杆、反作用连杆、防扭臂、轮轴和机轮。起飞结构减震支柱是起飞结构的主要支承件。包括外筒、内筒、节流孔支撑管、缓冲活门和计量油针。另外上部和下部支承提供滑动表面。一个密封组件（包括 O 型密封圈和 T 型密封圈）可提供内外筒之间的静、动密封。外筒后轴承联接外筒到后支撑梁，前轴承联接耳轴连杆到后翼梁。前后轴承提供主起飞结构收放转轴。内筒上有轮轴、刹车凸缘( 法兰盘) 、计量销和放油管。可更换的衬套装于轮轴上提供安装机轮轴承和保护轮轴。刹车凸缘用于安装刹车组件。3.2.2 保险接头每个主起飞结构有 1 个保险螺拴和 2 个保险紧固件。保险螺拴位于上阻力杆的上端，在承受过大载荷时会被剪断，从而减轻对主结构的破坏。阻力杆上部接头处的保险销被涂成黄色，以防止与阻力杆下部紧固件互换。2 个保险紧固件用来固定耳轴连杆的 2 个球形轴承，避免起飞结构在收放过程中出现卡阻。3.2.3 维护起飞结构上有许多润滑加注口。当润滑油压力超过 2500 PSI 时，可能会导致加注口错位。加油枪的压力最大应限制在 2500PSI。向主起飞结构转动轴承注油时，压力不能超过 400 PSI。3.2.4 主起飞结构减震支柱（1）工作原理11减震支柱内外筒之间有液压油，还充有高压氮气或干燥空气。当减震支柱压缩时，气体受到压缩，吸收能量，起到缓冲减震作用。同时节流孔下面的容积减小油液必须通过节流孔向上流动。当减震支柱伸长时，气体膨胀，节流孔上面的油液又要通过节流孔向下流动。油液高速流过节流孔时，产生大量的热，起到消耗能量的作用。（2）计量油针计量油针是锥形的。当减震支柱压缩时，油针向上运动，使得节流孔面积逐渐减小，油液的流量逐渐减小，减震支柱压缩速度逐渐减慢，可以防止内外筒之间发生刚性撞击。（3）缓冲活门缓冲活门位于上支承结构内，其运动部件是一个外圈有槽的青铜环，在环上有 3个小孔。当减震支柱伸缩时，上下支承间的容积也发生变化，油液要经过青铜环流动。当减震支柱压缩时，上下支承间的容积增大，油液要经过青铜环向下流动。此时，油液可以经过 3 个小孔，也可以经过外圈的槽，流动不受限制。当减震支柱伸长时，上下支承间的容积减小，油液要经过青铜环向上流动。此时，环被压紧到上支承上，外圈的槽被堵上，油液只能通过 3 个小孔流动，这就限制了减震支柱的伸长速度，可以防止飞机接地之后出现反跳。（4）主起飞结构减震支柱密封一个密封组件位于下支承与隔块之间。密封组件上的 T 型密封圈在两个支撑环支撑下，与内筒接触，O 型密封圈在两个支撑环支撑下与外筒接触。提供内外筒之间的油气密封。备用密封圈装于下支承的环槽内。备用密封圈的存在，使得可以在不必分解整个减震支柱的情况下更换密封圈。当最后的备用 O 型密封圈和 T 型密封圈用坏后，必须分解减震支柱，以便更换每个密封圈。3.2.5 主起飞结构阻力杆主起飞结构阻力杆的作用是沿前后方向支撑起飞结构减震支柱。阻力杆包括上部阻力杆和下部阻力杆。上部阻力杆与耳轴连杆相联；下部阻力杆联接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一个保险销位于上部阻力杆上端，起飞结构受到猛烈撞击时，保险销先被剪断，可以减小对机翼结构的破坏。123.2.6 主起飞结构耳轴连杆耳轴连杆提供主起飞结构减震支柱的前部铰支点。主起飞结构减震支柱的载荷从阻力杆通过耳轴连杆传到飞机结构上。耳轴连杆后端和减震支柱铰接，前端铰支在机翼后梁上，可在球形轴承里转动。3.3 前起飞结构和舱门安装在驾驶舱后隔框上，提供机身前部的支持。前起飞结构包括阻力杆、减震支柱、防扭臂、前起飞结构液压收放作动筒和液压锁作动筒。前起飞结构正常情况下是使用液压作动收放(向前收起)的。当起飞结构收进时，阻力杆折迭。当操纵转弯时，减震支柱内筒可在外筒内转动。当起飞结构收上时，前起飞结构舱门机械作动关闭；当前起飞结构放下时，前起飞结构舱门机械作动打开。3.4 拟解决的主要问题在前期得做好各项准备，要查阅大量的文献了解无人机起飞结构的的结构，并在CAD，上画出这个零件，认真去了解它的结构，这当中就需要一些工具书比如机械手册，以及有关教材及参考资料，最后如果有需要还可以选择去工厂调研，以上条件具备完成本课题所需的工作条件。13第 4 章 无人机起飞结构方案设计4.1 概述起落装置的分类飞机起落装置的功用是：供飞机在地面或水面起飞、着陆、滑行和停放，吸收着陆时的撞击和改善起落的性能。起落装置分陆上和水上两大类，陆上和水上飞机的起落装置有很大差异，本节所介绍的主要是陆上飞机的起落装置。陆上起落装置一般包括飞机的起飞结构和改善飞机起落性能的装置两大类。飞机的起飞结构有主起飞结构及尾轮成前轮，按照它们在飞机上安装的位置，可以分为前点式、后三点式及自行车式三种基本型式：图 4-1 起落装置三种基本形式4.2 起飞结构的构造形式起飞结构的构造形式主要有三种：构架式、支柱式和摇臀式。1、构架式起飞结构14图 4-2 构架式起飞结构2、支柱式起飞结构图 4-3 支柱式起飞结构3、撑竿式起飞结构15图 4-4 撑竿式起飞结构4.全摇臂式起飞结构：图 4-4 全摇臂式起飞结构本课题的方案采用的是摆臂式的起飞结构设计，如图 4-5:16图 4-5 全摇臂式三维效果图17第 5 章 无人机起飞结构连杆传动装置设计5.1 四连杆机构设计连杆机构是最常用的机构，因此连杆机构优化设计在机构设计中十分重要，研究工作开展得也最为广泛。有大量的文献介绍有关平面四杆机构、平面五杆机构、柔性连杆机构、曲柄连杆机构、槽轮连杆机构、凸轮连杆组合机构和齿轮连杆等机构的优化。鉴于四连杆机构的典型性，本节结合四连杆机构的函数再现优化设计问题，阐述连杆机构优化问题的一般方法及流程。四连杆机构的优化设计就是对四连杆机构的参量进行优化调整，使得机构给定的运动和机构所实现的运动之间误差最小。因此四连杆机构的优化设计的过程，就是寻找使得四连杆机构运动误差最小的一组机构设计参量。四连杆机构设计参量确定后，就可认为实现了机构的优化设计。四连杆机构的优化设计包括四连杆机构优化模型建立和优化模型求解二个主要过程。通过对四连杆机构的分析确定优化方案，确定设计变量，给出目标函数，并将机构设计制约条件，如杆长条件、传动角条件等，写成相应的约束条件，即可建立机构优化设计模型。下面介绍四连杆机构函数再现优化设计模型的建立。连杆机构函数再现设计主要通过选取输人构件和输出构件相对应若干位置、采用机构图解法或分析法确定机构各参数。图 1 是典型的平面铰链四杆机构， 、 、 和 分别表示于四个构件的长度，杆 AB 是输入构件。假设图 1 所示的平面铰链四杆机构再现给定函数为 ，18即 ，则机构位置取决于 、 、 、 铰链 A 的位置 、AD 与机架 x 轴夹角 以及输人构件转角 等七个变量。为简化问题，可令 A 的位置为 ， ， 构件的长度为 1(参考构件)，由此可将问题维数降为四维，并不影响构件输入、输出的函数关系。由此可以得到输出构件转角 外与输入构件转角 之间的函数关系式：（1）机构优化设计目标就是使得输出构件转角与给定值在 ， 所有位置上的误差最小。因此机构优化设计的目标函数可用下式表示（2）当输入构件转角为 时，输出构件转角 外可由下式求得，（3）式中：所以（4）19将上式代入式（3），并令 代表设计变量 、 、 及 ，机构优化设计目标函数可写为：（5）机构优化设计的约束条件应根据机构设计的实际情况确定。例如曲柄摇杆式四连杆机构必须满足如下关系式：或（6）如果机构要求传动灵活可靠，则传动角 应满足：或其中从上式可知，传动角 随 的变化而变化，当 为最大值时， 为最小，为最小值时， 为最大。要满足上式条件，约束方程应为：曲柄摇杆机构有 ，因此，约束方程为20（7）当所选定的设计变量为构件长度时，则构件长度必须是正数，即约束方程为式中 是为了使构件长度不小于 而设的。此外，由于具体结构尺寸的限制，往往对某些构件的长度限定在某一范围内选取，例如连杆 BC 的长度 最短为 的 倍，最长为 的 倍，即则约束方程为（8）下面介绍再现函数为 的曲柄摇杆机构的优化设计。先变换给定函数为 ，并设输人构件初始角为 ，输出构件初始角为 ，选取输入构件的转角为 ,输出构件的转角为 。当输入构件从 转到 时，输出构件从 转到 ，输入构件从 转到 时，输出构件则从回到 。显然有 及 ，即 及 。代入函数式 得：设将输入构件的转角 均分成 20 等分，则 ，取权因子，再令 代表设计变量 、 、 及 ，则由式（5）得曲柄连杆机构优化目标函数为21曲柄摇杆机构优化设计约束条件如下：由式（6）得：要求传动角满足 ，由式（7）得：根据机构结构尺寸，要求各构件长度相对机架的尺寸在给定的范围内，由式(8)得因此曲柄摇杆机构优化设计模型如下：Min. s.t.22采用内点惩罚函数法和 POWELL 法求解曲柄摇杆机构优化设计模型。选择初始惩罚参数 ，递减函数 e = 0.01，初始点 ，取惩罚函数法收敛精度 ，POWELL 法目标函数值收敛精度 ，一维搜索精度 。5.1.1 确定设计变量根据设计要求，由机械原理知识可知，设计变量有 L1、L2 、L3、L4 、 。将曲柄的长度取为一个单位长度 1，其余三杆长可表示为 L1 的倍数。由图 1 所示的几何关系可知 43221)(arcosL为杆长的函数。另外，根据机构在机器中的许可空间，可以适当预选机架 L4 的长度，取 L4=100，经以上分析，只剩下 L2、L3 两个独立变量，所以，该优化问题的设计变量为 TTLX321,因此。本优化设计为一个二维优化问题。5.1.2 建立目标函数按轨迹的优化设计，可以将连杆上 M 点 与预期轨迹点坐标偏差最小为寻miyx,优目标，其偏差为 和 ，如图 2。为此，把摇杆运iMixiiyn,21动区间 2 到 5 分成 S 等分， M 点坐标有相应分点与之对应。将各分点标号记作 ，根据i23均方根差可建立其目标函数，即 min2/12iMiyxXf sn3Lyicoiiix2，S 为运动区间的分段数)1(3si 43221(arcosL于是由以上表达式便构成了一个目标函数的数学表达式，对应于每一个机构设计方案（即给定 ） ，即可计算出均方根差 。21,XXf图 25.1.3 确定约束条件根据设计条件，该机构的约束条件有两个方面：一是传递运动过程中的最小传动角应大于 50 度；二是保证四杆机构满足曲柄存在的条件。以此为基础建立优化线束条件。保证传动角 5024图 3按传动条件，根据图 3 可能发生传动角最小值的位置图，由余弦定理6428.05cos（见图 3（a） ）6428.0arcos)(ar3221L所以（a）322324149.)(L（见图 3（b） ）648.0arcos)(arcos321L所以（b）32214239.)(L式（a） 、 （b）为两个约束条件，将 ， ， ， 代入式（a） 、 （b） ，L5412xL23得 069.121211 xg42x曲柄存在的条件按曲柄存在条件，由机械原理知识可知， ，12L13 324L，443把它们写成不等式约束条件（将 ， ， ， 代入上式） ，得1512x2303xg24615宁XX 大学毕 业 设 计 (论 文 )无人机起飞结构的设计所 在 学 院专 业班 级姓 名学 号指 导 老 师年 月 日I摘 要无人机的应用越来越广泛其安全起飞着陆也越来越受到人们的关注。为更好地研究无人机在起飞着陆阶段的飞行特性控制规律以保证无人机在这一阶段的飞行安全，我们以某型无人机为对象进行无人机的起飞着陆仿真系统研究此系统很复杂涉及系统建模仿真传感器网络通信计算机动画等内容因此本课题，只做了整个仿真系统研制的一部分工作本文的主要内容包括三个部分首先是起飞系统的整体设计确定了系统的整体结构组成系统的各个分系统的主要功能及各分系统之间的通信模式。关键词：无人机；起飞系统；机械设计IIAbstractUAV more widely its security takeoff and landing more and more peoples attention. To better study the flight of UAV characteristics of takeoff and landing phase control law to ensure that the UAV at this stage of flight safety, we object to a UAV takeoff and landing UAV simulation system for this system modeling and simulation of complex systems involving sensor network communication computer animations and so this issue, only the whole simulation system developed part of the work of this paper mainly includes three parts first take off the overall design of the system to determine the overall structure of the system the main function of the composition of the various subsystems and all system modes of communication between subsystems.Keywords: UAV; take-off system; mechanical designIII目 录摘 要 .IAbstract II第 1 章 绪论.1第 2 章 起飞结构简述.32.1 减震器 32.2 收放系统 32.3 机轮和刹车系统 32.4 前三点式起飞结构 32.5 后三点式起飞结构 42.6 自行车式起飞结构 62.7 多支柱式起飞结构 62.8 构架式起飞结构 72.9 支柱式起飞结构 72.10 摇臂式起飞结构 8第 3 章 起飞结构系统.103.1 概述 103.2 主起飞结构及其舱门 103.2.1 结构 .103.2.2 保险接头 .103.2.3 维护 .103.2.4 主起飞结构减震支柱 .103.2.5 主起飞结构阻力杆 .113.2.6 主起飞结构耳轴连杆 .123.3 前起飞结构和舱门 123.4 拟解决的主要问题 12第 4 章 无人机起飞结构方案设计.134.1 概述起落装置的分类 .134.2 起飞结构的构造形式 13IV第 5 章 无人机起飞结构连杆传动装置设计.175.1 四连杆机构设计 175.1.1 确定设计变量 225.1.2 建立目标函数 235.1.3 确定约束条件 245.1.4 写出优化数学模型 255.2 机构受力分析 265.3 轮胎轴的设计计算 275.3.1 按扭转强度计算 275.3.2 按弯扭合成强度计算 275.3.3 轴的刚度计算概念 285.3.4 轴的设计步骤 285.5 各轴的计算 .295.5.1 高速轴计算 295.5.2 中间轴设计 315.5.3 低速轴设计 35总结与展望.38参 考 文 献.39致 谢.401第 1 章 绪论无人机全称为无人驾驶飞机，是利用无线电遥控程序和自备的程序进行控制装置操纵的不载人飞机，具有有体积小、造价低、使用方便、作战环境要求低、战场生存能力较强等优点。自从 1913 年世界第一台自动驾驶仪问世以来，无人机发展受到许多国家的高度重视，目前世界上大约有 2 万多架无人机在为各国的部队服役。在诸多的无人机机型中，利用滑跑起飞和着陆的的固定翼无人机是最主要的机型之一，比较著名的机型有“全球鹰” 、 “翔龙” 、 “利剑”等，这些无人机都包含了实现其安全起飞和着陆的主要装置起飞结构。 起飞结构是飞机的重要组成部分，它的主要功能是支承飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆、滑跑时飞机的重力；承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；滑跑和滑行时的制动；以及在滑跑和滑行时操纵飞机。 起飞结构使用条件通常比较恶劣，在起飞或者着陆过程中会承担非常大的冲击载荷。除此之外，起飞结构使用过程中会受到很多非线性因素和偶然因素的相互影响，一旦破坏就会造成不可估计的损失。起飞结构的使用安全会极大程度的影响飞行安全。根据统计结果表明，相比飞机的其它系统，起飞结构发生故障的频率相对较大，甚至在非常短的飞行间隔期内都可能会连续发生问题。据统计，这些由起飞结构问题造成的飞行事故中，超过 65%都与起飞结构的结构问题有关。可见，提高起飞结构结构的安全性能是保障飞机飞行安全的重中之重，起飞结构结构设计在飞机设计中占有重要位置。 因为起飞结构极高的安全性要求，所以在飞机结构设计中起飞结构设计人员需要优秀的起飞结构设计和性能分析的工具来支撑，这些工具在结构设计中占据非常重要的地位。设计过程中保证起飞结构能够正常收放是基本的功能性需求，更重要的是保证起飞结构使用过程中所需的强度和刚度性能。足够的强度和刚度才能保证起飞结构所需的承载能力，它们直接影响着飞机飞行的安全。 在整个设计流程中，起飞结构强度和刚度的满足与否最终都需要实验来验证，通常有静力实验、收放实验、落震实验等。起飞结构的实验是一项极其复杂的系统工程，可以得到较为准确的分析结果。但是，实验通常会过度消耗人力、物力和财力，最关键的是会浪费非常宝贵的设计时间，导致整个设计流程的效率极低。在实验中，如果实验结果不理想，那么就还需要重新反复的进行整个复杂的准备和实验过程。虚拟样机技术是使用计算机技术对物理实验过程进行数字化2仿真分析的技术，它的出现可以代替设计前期不是非常成熟的设计方案的实验分析，已被航空航天、机械、汽车、军工等各行业所普遍实验。虚拟试验技术已经越来越成熟，分析结果越来越真实可靠，虚拟实验取代物理试验已经是一个大趋势。目前设计人员对某起飞结构进行强度试验之前，通常会利用各种 CAD、有限元分析、动力学仿真分析软件进行虚拟试验，从而为真实物理试验提供参考。 起飞结构设计中除了考虑强度和刚度这些必须满足的性能指标外，还有个跟大多数航空结构一样都需要特别考虑的指标，即重量指标。一般而言，起飞结构的质量大约是 4%6%的飞机质量，大概是 10%15%的飞机结构质量。3第 2 章 起飞结构简述2.1 减震器飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上 高 速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。 2.2 收放系统收放系统一般以液 压 作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起飞结构向前收入前机身，而某些重型运 输 机 的前起飞结构是侧向收起的。主起飞结构收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起飞结构锁定在收上和放下位置，以防止起飞结构在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 2.3 机轮和刹车系统机轮的主要作用是在地面支持收飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起飞结构上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地面上具有良好的机动性。机轮主要由轮毂和轮胎组成。刹车装置主要有弯块式、胶囊式和圆盘式三种。应用最为广泛的是圆盘式，其主要特点是摩擦面积大，热容量大，容易维护。2.4 前三点式起飞结构图 2-1 起 飞 结 构4飞机上使用最多的是前三 点 式 起 飞 结 构 (图 1a起飞结构布置型式） 。前轮在机头下面远离飞机重心处，可避免飞机刹车时出现“拿大顶” 的危险。两个主轮左右对称地布置在重心稍后处，左右主轮有一定距离可保证飞机在地面滑行时不致倾倒。飞机在地面滑行和停放时，机身地板基本处于水平位置，便于旅客登机和货物装卸。重型飞机用增加机轮和支点数目的方法减低轮胎对跑道的压力，以改善飞机在前线土跑道上的起降滑行能力,例如美国军用运输机 C-5A，起飞重量达 348 吨，仅主轮就有 24 个,采用 4 个并列的多轮式车架（每个车架上有 6 个机轮） ，构成 4 个并列主支点。加上前支点共有 5 个支点,但仍然具有前三点式起飞结构的性质。优点：（1）着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后三点式起飞结构那样的“跳跃” 现象。 （2）具有良好的方向稳定性，侧 风 着 陆 时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。 （3）无倒立危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。 （4）因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。缺点：（1）前起飞结构的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。 （2）前起飞结构承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。 （3）着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行时，超 越 障 碍 (沟渠、土堆等)的能力也比较差。 （4）前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。图 2-2 F-35飞 机 后 起 飞 结 构尽管如此，由于现代飞机的着陆速度较大，并且保证着陆时的安全成为考虑确定起飞结构形式的首要决定因素，而前三点式在这方面与后三点式相比有着明显的优势，因而得到最广泛的应用。 2.5 后三点式起飞结构5早期在螺 旋 桨 飞 机 上广泛采用后三点式起飞结构（图 2-3b起飞结构布置型式） 。其特点是两个主轮在重心稍前处，尾轮在机身尾部离重心较远。后 三 点 起 飞 结 构 重量比前三点轻，但是地面转弯不够灵活，刹车过猛时飞机有“拿 大 顶 ”的危险，现代飞机已很少采用。优点：（1）一是在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾轮结构简单，尺寸、质量都较小；（2）二是正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段) 时的姿态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说，地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着陆时和滑跑距离。因此，早期的飞机大部分都是后三点式起飞结构布置形式。 缺点：（1）在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象(俗称拿大顶)。因此为了防止倒立，后三点式起飞结构不允许强烈制动，因而使着陆后的滑跑距离有所增加。 （2）如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象。因为在这种情况下，飞机接地时的实际迎角将小于规定值，使机尾抬起，只是主轮接地。接地瞬间，作用在主轮的撞击力将产生抬头力矩，使迎角增大，由于此时飞机的实际速度大于规定值，导致升力大于飞机重力而使飞机重新升起。以后由丁速度很快地减小而使飞机再次飘落。这种飞机不断升起飘落的现象，就称为“跳跃” 。如果飞机着陆时的实际速度远大于规定值，则跳跃高度可能很高，飞机从该高度下落，就有可能使飞机损坏。 （3）在起飞、降落滑跑时是不稳定的。如过在滑跑过程中，某些干扰(侧风或由于 图 2-3 飞 机 起 飞 结 构 小 车路面不平，使两边机轮的阻力不相等)使飞机相对其轴线转过一定角度，这时在支柱上6形成的摩擦力将产生相对于飞机质心的力矩，它使飞机转向更大的角度。 （4）在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视界不佳。基于以上缺点，后三点式起飞结构的主导地位便逐渐被前三点式起飞结构所替代，目前只有一小部分小型和低速飞机仍然采用后三点式起飞结构。 2.6 自行车式起飞结构图 2-4 一些自行车式起飞结构还有一种用得不多的自 行 车 式 起 飞 结 构 ，它的前轮和主轮前后布置在飞机对称面内（即在机身下部） ，重心距前轮与主轮几乎相等。为防止转弯时倾倒，在机翼下还布置有辅助小轮（图 1c起飞结构布置型式 ） 。这种布置型式由于起飞时抬头困难而较少采用。 2.7 多支柱式起飞结构这种起飞结构的布置形式与前三点式起飞结构类似，飞机的重心在主起飞结构之前，但其有多个主起飞结构支柱，一般用于大型飞机上。如美国的 波 音 747 旅客 机 、C-5A(军用运输机（起飞质量均在 350 吨以上)以及 苏 联 的 伊 尔 86 旅客机( 起飞质量206 吨)。显然，采用多支柱、多机轮可以减小起飞结构对跑道的压力，增加起飞着陆的安全性。 在这四种布置形式中，前三种是最基本的起飞结构形式，多支柱式可以看作是前三点式的改进形式。目前，在现代飞机中应用最为广泛的起飞结构布置形式就是前三点式。 7图 2-5 多支柱式起飞结构2.8 构架式起飞结构图 2-6 多支柱式起飞结构构架式起飞结构的主要特点是：它通过承力构架将机轮与机翼或机身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。它们只承受轴向力(沿各自的轴线方向)而不承受弯矩。因此，这种结构的起飞结构构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得很广泛。但由于难以收放，现代高速飞机基本上不采用。 2.9 支柱式起飞结构8图 2-7 支柱式起飞结构支 柱 式 起 飞 结 构 的主要特点是：减震器与承力支柱合而为一，机轮直接固定在减震器的活塞杆上。减震支柱上端与机翼的连接形式取决于收放要求。对收 放 式 起 飞 结构 ，撑杆可兼作收放作动筒。扭矩通过扭力臂传递，亦可以通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁采用花键连接来传递。这种形式的起飞结构构造简单紧凑，易于放收，而且质量较小，是现代飞机上广泛采用的形式之一。支柱式起飞结构的缺点是：活塞杆不但承受轴向力，而且承受弯矩，因而容易磨损及出现卡滞现象，使减震器的密封性能变差，不能采用较大的初压力。 2.10 摇臂式起飞结构图 2-8 摇臂式起飞结构9摇 臂 式 起 飞 结 构 的主要特点是：机轮通过可转动的摇臂与减震器的活塞杆相连。减震器亦可以兼作承力支柱。这种形式的活塞只承受轴向力，不承受弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的初压力以减小减霞器的尺寸，克服了支柱式的缺点，在现代飞机上得到了广泛的应用。摇臂式起飞结构的缺点是构造较复杂，接头受力较大，因此它在使用过程中的磨损亦较大。10第 3 章 起飞结构系统3.1 概述起飞结构用于在地面停放及滑行时支撑飞机，使飞机在地面上灵活运动，并吸收飞机运动时产生的撞击载荷。3.2 主起飞结构及其舱门主起飞结构的作用是支撑机身后部。当起飞结构收起后，舱门关闭，可以减小阻力。采用油气式减震支柱来吸收、消耗着陆和滑行时的撞击能量，并消除滑行过程中所出现的震动。减摆器可以吸收摆动能量，消除机轮摆振。主起飞结构还将刹车力传送到飞机结构上3.2.1 结构主起飞结构结构包括减震支柱、阻力杆、侧撑杆、耳轴连杆、反作用连杆、防扭臂、轮轴和机轮。起飞结构减震支柱是起飞结构的主要支承件。包括外筒、内筒、节流孔支撑管、缓冲活门和计量油针。另外上部和下部支承提供滑动表面。一个密封组件（包括 O 型密封圈和 T 型密封圈）可提供内外筒之间的静、动密封。外筒后轴承联接外筒到后支撑梁，前轴承联接耳轴连杆到后翼梁。前后轴承提供主起飞结构收放转轴。内筒上有轮轴、刹车凸缘( 法兰盘) 、计量销和放油管。可更换的衬套装于轮轴上提供安装机轮轴承和保护轮轴。刹车凸缘用于安装刹车组件。3.2.2 保险接头每个主起飞结构有 1 个保险螺拴和 2 个保险紧固件。保险螺拴位于上阻力杆的上端，在承受过大载荷时会被剪断，从而减轻对主结构的破坏。阻力杆上部接头处的保险销被涂成黄色，以防止与阻力杆下部紧固件互换。2 个保险紧固件用来固定耳轴连杆的 2 个球形轴承，避免起飞结构在收放过程中出现卡阻。3.2.3 维护起飞结构上有许多润滑加注口。当润滑油压力超过 2500 PSI 时，可能会导致加注口错位。加油枪的压力最大应限制在 2500PSI。向主起飞结构转动轴承注油时，压力不能超过 400 PSI。3.2.4 主起飞结构减震支柱（1）工作原理11减震支柱内外筒之间有液压油，还充有高压氮气或干燥空气。当减震支柱压缩时，气体受到压缩，吸收能量，起到缓冲减震作用。同时节流孔下面的容积减小油液必须通过节流孔向上流动。当减震支柱伸长时，气体膨胀，节流孔上面的油液又要通过节流孔向下流动。油液高速流过节流孔时，产生大量的热，起到消耗能量的作用。（2）计量油针计量油针是锥形的。当减震支柱压缩时，油针向上运动，使得节流孔面积逐渐减小，油液的流量逐渐减小，减震支柱压缩速度逐渐减慢，可以防止内外筒之间发生刚性撞击。（3）缓冲活门缓冲活门位于上支承结构内，其运动部件是一个外圈有槽的青铜环，在环上有 3个小孔。当减震支柱伸缩时，上下支承间的容积也发生变化，油液要经过青铜环流动。当减震支柱压缩时，上下支承间的容积增大，油液要经过青铜环向下流动。此时，油液可以经过 3 个小孔，也可以经过外圈的槽，流动不受限制。当减震支柱伸长时，上下支承间的容积减小，油液要经过青铜环向上流动。此时，环被压紧到上支承上，外圈的槽被堵上，油液只能通过 3 个小孔流动，这就限制了减震支柱的伸长速度，可以防止飞机接地之后出现反跳。（4）主起飞结构减震支柱密封一个密封组件位于下支承与隔块之间。密封组件上的 T 型密封圈在两个支撑环支撑下，与内筒接触，O 型密封圈在两个支撑环支撑下与外筒接触。提供内外筒之间的油气密封。备用密封圈装于下支承的环槽内。备用密封圈的存在，使得可以在不必分解整个减震支柱的情况下更换密封圈。当最后的备用 O 型密封圈和 T 型密封圈用坏后，必须分解减震支柱，以便更换每个密封圈。3.2.5 主起飞结构阻力杆主起飞结构阻力杆的作用是沿前后方向支撑起飞结构减震支柱。阻力杆包括上部阻力杆和下部阻力杆。上部阻力杆与耳轴连杆相联；下部阻力杆联接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一个保险销位于上部阻力杆上端，起飞结构受到猛烈撞击时，保险销先被剪断，可以减小对机翼结构的破坏。123.2.6 主起飞结构耳轴连杆耳轴连杆提供主起飞结构减震支柱的前部铰支点。主起飞结构减震支柱的载荷从阻力杆通过耳轴连杆传到飞机结构上。耳轴连杆后端和减震支柱铰接，前端铰支在机翼后梁上，可在球形轴承里转动。3.3 前起飞结构和舱门安装在驾驶舱后隔框上，提供机身前部的支持。前起飞结构包括阻力杆、减震支柱、防扭臂、前起飞结构液压收放作动筒和液压锁作动筒。前起飞结构正常情况下是使用液压作动收放(向前收起)的。当起飞结构收进时，阻力杆折迭。当操纵转弯时，减震支柱内筒可在外筒内转动。当起飞结构收上时，前起飞结构舱门机械作动关闭；当前起飞结构放下时，前起飞结构舱门机械作动打开。3.4 拟解决的主要问题在前期得做好各项准备，要查阅大量的文献了解无人机起飞结构的的结构，并在CAD，上画出这个零件，认真去了解它的结构，这当中就需要一些工具书比如机械手册，以及有关教材及参考资料，最后如果有需要还可以选择去工厂调研，以上条件具备完成本课题所需的工作条件。13第 4 章 无人机起飞结构方案设计4.1 概述起落装置的分类飞机起落装置的功用是：供飞机在地面或水面起飞、着陆、滑行和停放，吸收着陆时的撞击和改善起落的性能。起落装置分陆上和水上两大类，陆上和水上飞机的起落装置有很大差异，本节所介绍的主要是陆上飞机的起落装置。陆上起落装置一般包括飞机的起飞结构和改善飞机起落性能的装置两大类。飞机的起飞结构有主起飞结构及尾轮成前轮，按照它们在飞机上安装的位置，可以分为前点式、后三点式及自行车式三种基本型式：图 4-1 起落装置三种基本形式4.2 起飞结构的构造形式起飞结构的构造形式主要有三种：构架式、支柱式和摇臀式。1、构架式起飞结构14图 4-2 构架式起飞结构2、支柱式起飞结构图 4-3 支柱式起飞结构3、撑竿式起飞结构15图 4-4 撑竿式起飞结构4.全摇臂式起飞结构：图 4-4 全摇臂式起飞结构本课题的方案采用的是摆臂式的起飞结构设计，如图 4-5:16图 4-5 全摇臂式三维效果图17第 5 章 无人机起飞结构连杆传动装置设计5.1 四连杆机构设计连杆机构是最常用的机构，因此连杆机构优化设计在机构设计中十分重要，研究工作开展得也最为广泛。有大量的文献介绍有关平面四杆机构、平面五杆机构、柔性连杆机构、曲柄连杆机构、槽轮连杆机构、凸轮连杆组合机构和齿轮连杆等机构的优化。鉴于四连杆机构的典型性，本节结合四连杆机构的函数再现优化设计问题，阐述连杆机构优化问题的一般方法及流程。四连杆机构的优化设计就是对四连杆机构的参量进行优化调整，使得机构给定的运动和机构所实现的运动之间误差最小。因此四连杆机构的优化设计的过程，就是寻找使得四连杆机构运动误差最小的一组机构设计参量。四连杆机构设计参量确定后，就可认为实现了机构的优化设计。四连杆机构的优化设计包括四连杆机构优化模型建立和优化模型求解二个主要过程。通过对四连杆机构的分析确定优化方案，确定设计变量，给出目标函数，并将机构设计制约条件，如杆长条件、传动角条件等，写成相应的约束条件，即可建立机构优化设计模型。下面介绍四连杆机构函数再现优化设计模型的建立。连杆机构函数再现设计主要通过选取输人构件和输出构件相对应若干位置、采用机构图解法或分析法确定机构各参数。图 1 是典型的平面铰链四杆机构， 、 、 和 分别表示于四个构件的长度，杆 AB 是输入构件。假设图 1 所示的平面铰链四杆机构再现给定函数为 ，18即 ，则机构位置取决于 、 、 、 铰链 A 的位置 、AD 与机架 x 轴夹角 以及输人构件转角 等七个变量。为简化问题，可令 A 的位置为 ， ， 构件的长度为 1(参考构件)，由此可将问题维数降为四维，并不影响构件输入、输出的函数关系。由此可以得到输出构件转角 外与输入构件转角 之间的函数关系式：（1）机构优化设计目标就是使得输出构件转角与给定值在 ， 所有位置上的误差最小。因此机构优化设计的目标函数可用下式表示（2）当输入构件转角为 时，输出构件转角 外可由下式求得，（3）式中：所以（4）19将上式代入式（3），并令 代表设计变量 、 、 及 ，机构优化设计目标函数可写为：（5）机构优化设计的约束条件应根据机构设计的实际情况确定。例如曲柄摇杆式四连杆机构必须满足如下关系式：或（6）如果机构要求传动灵活可靠，则传动角 应满足：或其中从上式可知，传动角 随 的变化而变化，当 为最大值时， 为最小，为最小值时， 为最大。要满足上式条件，约束方程应为：曲柄摇杆机构有 ，因此，约束方程为20（7）当所选定的设计变量为构件长度时，则构件长度必须是正数，即约束方程为式中 是为了使构件长度不小于 而设的。此外，由于具体结构尺寸的限制，往往对某些构件的长度限定在某一范围内选取，例如连杆 BC 的长度 最短为 的 倍，最长为 的 倍，即则约束方程为（8）下面介绍再现函数为 的曲柄摇杆机构的优化设计。先变换给定函数为 ，并设输人构件初始角为 ，输出构件初始角为 ，选取输入构件的转角为 ,输出构件的转角为 。当输入构件从 转到 时，输出构件从 转到 ，输入构件从 转到 时，输出构件则从回到 。显然有 及 ，即 及 。代入函数式 得：设将输入构件的转角 均分成 20 等分，则 ，取权因子，再令 代表设计变量 、 、 及 ，则由式（5）得曲柄连杆机构优化目标函数为21曲柄摇杆机构优化设计约束条件如下：由式（6）得：要求传动角满足 ，由式（7）得：根据机构结构尺寸，要求各构件长度相对机架的尺寸在给定的范围内，由式(8)得因此曲柄摇杆机构优化设计模型如下：Min. s.t.22采用内点惩罚函数法和 POWELL 法求解曲柄摇杆机构优化设计模型。选择初始惩罚参数 ，递减函数 e = 0.01，初始点 ，取惩罚函数法收敛精度 ，POWELL 法目标函数值收敛精度 ，一维搜索精度 。5.1.1 确定设计变量根据设计要求，由机械原理知识可知，设计变量有 L1、L2 、L3、L4 、 。将曲柄的长度取为一个单位长度 1，其余三杆长可表示为 L1 的倍数。由图 1 所示的几何关系可知 43221)(arcosL为杆长的函数。另外，根据机构在机器中的许可空间，可以适当预选机架 L4 的长度，取 L4=100，经以上分析，只剩下 L2、L3 两个独立变量，所以，该优化问题的设计变量为 TTLX321,因此。本优化设计为一个二维优化问题。5.1.2 建立目标函数按轨迹的优化设计，可以将连杆上 M 点 与预期轨迹点坐标偏差最小为寻miyx,优目标，其偏差为 和 ，如图 2。为此，把摇杆运iMixiiyn,21动区间 2 到 5 分成 S 等分， M 点坐标有相应分点与之对应。将各分点标号记作 ，根据i23均方根差可建立其目标函数，即 min2/12iMiyxXf sn3Lyicoiiix2，S 为运动区间的分段数)1(3si 43221(arcosL于是由以上表达式便构成了一个目标函数的数学表达式，对应于每一个机构设计方案（即给定 ） ，即可计算出均方根差 。21,XXf图 25.1.3 确定约束条件根据设计条件，该机构的约束条件有两个方面：一是传递运动过程中的最小传动角应大于 50 度；二是保证四杆机构满足曲柄存在的条件。以此为基础建立优化线束条件。保证传动角 5024图 3按传动条件，根据图 3 可能发生传动角最小值的位置图，由余弦定理6428.05cos（见图 3（a） ）6428.0arcos)(ar3221L所以（a）322324149.)(L（见图 3（b） ）648.0arcos)(arcos321L所以（b）32214239.)(L式（a） 、 （b）为两个约束条件，将 ， ， ， 代入式（a） 、 （b） ，L5412xL23得 069.121211 xg42x曲柄存在的条件按曲柄存在条件，由机械原理知识可知， ，12L13 324L，443把它们写成不等式约束条件（将 ， ， ， 代入上式） ，得1512x2303xg24615