本实用新型属于飞行器设计与制造领域，具体涉及一种飞行器起落架。
背景技术：
目前航空器起落架大部分为气弹撑杆式金属起落架，通过压缩撑杆内的气体或改变内部液体分布吸收航空器着落时的冲击能量，减少机体结构和人员冲击，但气弹撑杆式金属起落架结构复杂、重量大、气密性要求高，维护困难，寿命短。而且过载时起落架外筒会发生刺穿机体结构的情况，存在一定的安全隐患。
技术实现要素：
实用新型目的：提供一种高安全性的飞行器起落架，以避免在过载时刺穿机体结构威胁安全。
技术方案：
第一方面，提供了一种飞行器起落架，包括：第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5，以及第一衬套1、第二衬套3和第三衬套6，其中，第一衬套1设置在第一柔性梁2的一端，第一柔性梁2的另一端与第三柔性梁5的一端连接，第三衬套6设置在第一柔性梁2与第三柔性梁5的连接处，第三柔性梁5的另一端与第二柔性梁4的一端连接，第二衬套3设置在第二柔性梁4的另一端，第一柔性梁2的一端和第二柔性梁4的另一端分别用于与机体连接，并且第一柔性梁2的一端与第二柔性梁4的另一端相比位于机体前方，第一柔性梁2与第三柔性梁5的连接处用于安装机轮，第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5均为弧形结构，第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5的材料为纤维增强复合材料。
进一步地，所述弧形结构为单段弧形结构，所述单段弧形结构包括弓形。
进一步地，所述弧形结构为多段弧形结构，所述多段弧形结构包括s形、z字形或多个弧度的类弹簧形状。
进一步地，第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5均为弓形，其中第一柔性梁2和第三柔性梁5的具体结构形式为弓形开口向前，第二柔性梁4的具体结构形式为弓形开口向上。
进一步地，第三柔性梁5的另一端与第二柔性梁4采用胶粘的方式连接，并且在连接处缠绕带胶纤维。
进一步地，第一柔性梁2、第二柔性梁4和第三柔性梁5一体成型。
进一步地，所述纤维增强复合材料包括但不限于：玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料、玻璃纤维增强聚醚醚酮热塑复合材料、碳纤维增强环氧树脂基复合材料。
第二方面，一种飞行器起落架，包括：第一连接端、过渡段和第二连接端，
其中，第一连接端用于与机体连接，过渡段为弧形结构用于承载应力，第二连接端用于安装机轮，第一连接端和第二连接端处均设置有衬套，过渡段的材料为纤维增强复合材料。
进一步地，所述过渡段为多段弧形结构。
进一步地，所述纤维增强复合材料包括但不限于：玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料、玻璃纤维增强聚醚醚酮热塑复合材料、碳纤维增强环氧树脂基复合材料。
有益效果：
本实用新型的起落架采用悬臂结构，利用弹性变形吸收航空器降落时冲击能量，该结构具有结构简洁、重量轻、无气密要求、维护简单、使用寿命长等优点。
附图说明
图1为根据本实用新型的第一实施例的起落架的结构示意图。
其中，第一衬套1、第一柔性梁2、第二衬套3、第二柔性梁4、第三柔性梁5、第三衬套6。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型进行详细描述。
第一实施例：
图1为根据本实用新型的第一实施例的起落架的结构示意图。本实施例中的起落架包括第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5，以及第一衬套1、第二衬套3和第三衬套6，其中第一衬套1设置在第一柔性梁2的一端，第一柔性梁2的另一端与第三柔性梁5的一端连接，第三衬套6设置在第一柔性梁2与第三柔性梁5的连接处，第三柔性梁5的另一端与第二柔性梁4的一端连接，第二衬套3设置在第二柔性梁4的另一端。第一柔性梁2的一端和第二柔性梁4的另一端分别用于与机体连接，并且第一柔性梁2的一端与第二柔性梁4的另一端相比位于机体前方。第一柔性梁2与第三柔性梁5的连接处用于安装机轮。第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5均为弧形结构。
所述弧形结构包括单段弧形结构和多段弧形结构。单段弧形结构包括弓形。多段弧形结构包括s形、z字形或多个弧度的类弹簧形状。优选地，第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5为弓形，其中第一柔性梁2和第三柔性梁5的具体结构形式为弓形开口向前，结构简单便于加工，同时重量轻维护方便。在大载荷的情况下，优选地将第一柔性梁2和第三柔性梁5替换为多段弧形结构。
优选地，第三柔性梁5的另一端与第二柔性梁4采用胶粘的方式连接，并且在连接处缠绕带胶纤维以保证连接的安全性同时还能减重。
第一柔性梁2、第二柔性梁4和第三柔性梁5可以分体成型然后组装连接，也可以一体成型。
第一柔性梁2、第二柔性梁4、第三柔性梁5的材料为纤维增强复合材料，具体可以为玻璃纤维或碳纤维的增强复合材料，包括但不限于：玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料、玻璃纤维增强聚醚醚酮热塑复合材料(peek)、碳纤维增强环氧树脂基复合材料。使用上述材料可以增加弹性和提高高寿命。
具体实施过程为：1.计算分析飞行器起落架载荷；2.按照载荷计算柔性梁刚度和强度；3.选材；4.设计复合材料起落架柔性梁外形及复合材料铺层；5.分别共固化成型柔性梁组合体(第一衬套1、第一柔性梁2、第三柔性梁5、第三衬套6)和柔性梁(第二衬套3、第二柔性梁4)；6.胶接柔性梁组合体(第一衬套1、第一柔性梁2、第三柔性梁5、第三衬套6)与柔性梁(第二衬套3、第二柔性梁4)，并缠绕加强；7.安装到飞行器上。
原理为：当飞行器着陆时，通过机轮将冲击力传递到柔性梁上，第一柔性梁2、第三柔性梁5发生弯曲变形吸收冲击能量。当过载时，第三柔性梁5也会发生变形直至破坏，不会发生刺穿机体的情况。
第二实施例：
该实施例的起落架采用单悬臂的形式，具体包括第一连接端、过渡段和第二连接端。其中第一连接端用于与机体连接，过渡段为弧形结构用于承载应力，第二连接端用于安装机轮。第一连接端和第二连接端处均设置有衬套。
以上实施例中所述弧形结构包括单段弧形结构和多段弧形结构。单段弧形结构包括弓形。多段弧形结构包括s形、z字形或多个弧度的类弹簧形状。
优选地，过渡段为弓形，结构简单便于加工，同时重量轻维护方便。在大载荷的情况下，优选地多段弧形结构。
过渡段的材料为纤维增强复合材料，具体可以为玻璃纤维或碳纤维的增强复合材料，包括但不限于：玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料、玻璃纤维增强聚醚醚酮热塑复合材料(peek)、碳纤维增强环氧树脂基复合材料。使用上述材料可以增加弹性和提高高寿命。
原理为：当飞行器着陆时，通过机轮将冲击力传递到过渡段上，过渡段发生弯曲变形吸收冲击能量。不会发生刺穿机体的情况。
综上所述，所述实施例采用悬臂结构，利用弹性变形吸收航空器降落时的冲击能量，该结构具有结构简洁、重量轻、无气密要求、维护简单、使用寿命长等优点。
1.一种飞行器起落架，其特征在于，包括：第一柔性梁(2)、第二柔性梁(4)、第三柔性梁(5)，以及第一衬套(1)、第二衬套(3)和第三衬套(6)，
其中，第一衬套(1)设置在第一柔性梁(2)的一端，第一柔性梁(2)的另一端与第三柔性梁(5)的一端连接，第三衬套(6)设置在第一柔性梁(2)与第三柔性梁(5)的连接处，第三柔性梁(5)的另一端与第二柔性梁(4)的一端连接，第二衬套(3)设置在第二柔性梁(4)的另一端，第一柔性梁(2)的一端和第二柔性梁(4)的另一端分别用于与机体连接，并且第一柔性梁(2)的一端与第二柔性梁(4)的另一端相比位于机体前方，第一柔性梁(2)与第三柔性梁(5)的连接处用于安装机轮，第一柔性梁(2)、第二柔性梁(4)、第三柔性梁(5)均为弧形结构，第一柔性梁(2)、第二柔性梁(4)、第三柔性梁(5)的材料为纤维增强复合材料。
2.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，所述弧形结构为单段弧形结构，所述单段弧形结构包括弓形。
3.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，所述弧形结构为多段弧形结构，所述多段弧形结构包括s形、z字形或多个弧度的类弹簧形状。
4.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，第一柔性梁(2)、第二柔性梁(4)、第三柔性梁(5)均为弓形，其中第一柔性梁(2)和第三柔性梁(5)的具体结构形式为弓形开口向前，第二柔性梁(4)的具体结构形式为弓形开口向上。
5.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，第三柔性梁(5)的另一端与第二柔性梁(4)采用胶粘的方式连接，并且在连接处缠绕带胶纤维。
6.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，第一柔性梁(2)、第二柔性梁(4)和第三柔性梁(5)一体成型。
7.根据权利要求1所述的起落架，其特征在于，所述纤维增强复合材料包括但不限于：玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料、玻璃纤维增强聚醚醚酮热塑复合材料、碳纤维增强环氧树脂基复合材料。
技术总结