劉向堯，詹家禮

(1.貴州理工學院 航空航天工程學院，貴州 貴陽 550003；2.桂林航天工業(yè)學院 機械工程學院，廣西 桂林 541004)

0 引言

2018年1月，工業(yè)和信息化部發(fā)布了《無人駕駛航空器飛行管理暫行條例(征求意見稿)》，對幾種無人機的概念給予了明確。微型無人機，是指空機質(zhì)量小于0.25千克，設計性能同時滿足飛行真高不超過50米、最大飛行速度不超過40千米/小時、無線電發(fā)射設備符合微功率短距離無線電發(fā)射設備技術要求的遙控駕駛航空器。

輕型無人機，是指同時滿足空機質(zhì)量不超過4千克，最大起飛質(zhì)量不超過7千克，最大飛行速度不超過100千米/小時，具備符合空域管理要求的空域保持能力和可靠被監(jiān)視能力的遙控駕駛航空器，但不包括微型無人機。

小型無人機，是指空機質(zhì)量不超過15千克或者最大起飛質(zhì)量不超過25千克的無人機，但不包括微型、輕型無人機。

中型無人機，是指最大起飛質(zhì)量超過25千克不超過150千克，且空機質(zhì)量超過15千克的無人機。

大型無人機，是指最大起飛質(zhì)量超過150千克的無人機。

起落緩沖裝置，位于飛行器起落裝置(對飛機而言，一般稱為起落架)中。在大型無人機中，起落架的緩沖裝置為緩沖器，從緩沖吸能效率的角度考慮，普遍采用油氣式緩沖器。國內(nèi)學者對油氣式緩沖器的若干問題研究較多，比如結(jié)構(gòu)設計[1]、受力情況[2]、優(yōu)化設計[3]、受力影響因素[4]等問題。

受承力幅值、質(zhì)量或者緩沖效率等因素的影響，其他類型的起落緩沖裝置在大型無人機中應用較少；而輕型和微型無人機由于起飛質(zhì)量小，著陸時需要吸收耗散的能量小，較之其他幾種類型的無人機，起落裝置的支撐作用更明顯，緩沖吸能作用不明顯。

考慮到質(zhì)量、成本等因素的影響，中小型無人機的起落緩沖裝置沒有采用油液式緩沖器的方案，有其獨特的方案，比如通過扁簧或者滑橇自身的材料特性進行緩沖。而目前國內(nèi)對于此領域的綜述類文章較少見文獻報道。

綜上所述，結(jié)合已有的國內(nèi)文獻，主要對扁簧式和滑橇式起落架的技術問題進行介紹，然后談及其他類型的起落架，最后結(jié)合一些技術問題對未來的研究方向進行展望，希望對飛行器起落裝置的工程技術人員有所幫助。

1 扁簧式起落架

扁簧式起落架具有結(jié)構(gòu)簡單、安全可靠、成本低、易于工程師維護等優(yōu)點，已廣泛應用于中小型低速無人機中。

扁簧式起落架的起落緩沖裝置是扁簧。不同于液體彈簧，扁簧是起落架領域中常見的一種固體彈簧，扁簧作為一種連接機身與機輪的彈性支撐結(jié)構(gòu)通常使用金屬鋁(也可使用復合材料)制作，其通過自身結(jié)構(gòu)的彎曲變形來實現(xiàn)著陸過程中垂向能量的吸收和耗散，是中小型無人機的一種緩沖器。其缺點是不可收放，起飛后的阻力較大，因此不適用于航行速度大的無人機。

扁簧式起落架的代表性應用有美國RQ－7影子無人機，以色列的蒼鷲無人機等。以色列的蒼鷲無人機如圖1[5]所示。

圖1 以色列蒼鷲無人機

在此，從結(jié)構(gòu)設計和強度分析2個角度將已有文獻進行分類介紹。

1.1 結(jié)構(gòu)設計

起落架結(jié)構(gòu)設計的輸入條件是指起落架工程技術人員在進行起落架結(jié)構(gòu)設計之前應該獲得的起落架的外部信息，包括起落架和機體結(jié)構(gòu)的形狀協(xié)調(diào)、起落架需要承受的外載荷、起落架自身的受力特性、起落架的使用環(huán)境、起落架的生產(chǎn)條件等信息。

依據(jù)上述的輸入條件，起落架工程技術人員進行起落架結(jié)構(gòu)設計，將起落架從無到有地進行設計、制造與使用。

1.1.1 結(jié)構(gòu)尺寸

起落架采用復合材料板簧(扁簧)結(jié)構(gòu)形式，一端固定在機體上，另一端與輪胎相連接。在航空器著陸緩沖過程中，輪胎的受壓變形對著陸沖擊的緩沖有限，板簧緩沖件起主要的載荷承載作用。在局部詳細設計上，通過進一步選擇合理的結(jié)構(gòu)形式(如截面形式等)，可以更好地滿足強度等應用要求[6]。

無人機起落架尺寸主要參考機身與起落架連接部位的最大寬度，機身最大寬度為0.5 m，起落架機輪間距的確定取決于飛機側(cè)翻角的大小。陸基飛機側(cè)翻角不得大于63°，艦載機不得大于54°。參考《飛機設計手冊第14冊—起飛著陸系統(tǒng)設計》確定無人機機側(cè)翻角不得大于46°，從而確定前后起落架之間的水平距離、主起落架機輪間距以及起落架高度等參數(shù)。主起落架由泡沫夾芯碳纖維矩形管以及與機輪連接部位的鉛合金板件結(jié)構(gòu)組合而成[7]。

基于工程經(jīng)驗公式和數(shù)值仿真相結(jié)合的方法設計了某型號無人機主起落架，確定了復合材料泡沫夾芯結(jié)構(gòu)構(gòu)型及橫截面幾何尺寸、復合材料鋪層順序[8]。

1.1.2 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

結(jié)構(gòu)形式和尺寸初步確定后，進一步地開展優(yōu)化設計工作，提高起落架性能和減輕起落架質(zhì)量。比如弓形(扁簧)起落架的軸線形狀和橫截面直接影響無人飛機著陸時起落架的緩沖性能。為提高弓形起落架的緩沖性能，基于能量法構(gòu)建了弓形起落架的參數(shù)化模型，以某一無人機的起落架為對象采用遺傳算法進行優(yōu)化設計。結(jié)果證明優(yōu)化后的弓形起落架吸收沖擊能量的能力得到了提高，同時減小了起落架的質(zhì)量[9]。

由于提高扁簧的阻尼性能對飛機的平穩(wěn)性具有重要影響，研究了扁簧阻尼模型的建立方法以及約束阻尼層的拓撲優(yōu)化方法，為設計高阻尼性能扁簧提供了依據(jù)[10]。

1.2 強度分析

起落架結(jié)構(gòu)設計是個迭代的過程，其動、靜、疲勞強度等因素對結(jié)構(gòu)有重要影響，所以強度分析成為學者關注的重點。

1.2.1 設計方法

運用工程梁理論將板簧(扁簧)式起落架看做一個外伸梁，通過滿應力反向迭代設計來確定緩沖器的厚度分布。設計所得的緩沖器在最大受載狀態(tài)等價為等強度梁，從而使起落架設計實現(xiàn)用最小重量代價滿足緩沖吸能的設計目標[11]。

利用工程簡化算法和數(shù)值仿真計算2種方法對某小型無人機的降落過程中起落架受載進行分析計算，獲得了起落架載荷和變形量。通過計算結(jié)果對比分析，得出簡化算法能快捷的獲得起落架載荷，而數(shù)值仿真計算方法能直觀的顯示起落架變形時間歷程同時通過迭代計算能獲得相對更優(yōu)結(jié)果結(jié)論[12]。

1.2.2 仿真分析

設計了復合材料扁簧式起落架，并提出了一種可增加扁簧柔性變形的機構(gòu)。為確保設計的合理性，聯(lián)合有限元及動力學軟件對模型進行校核，采用剛?cè)峄旌辖５姆椒◤倪\動構(gòu)件中提取出沖擊載荷并施加到有限元模型中進行動強度分析[13]。

基于LS－DYNA非線性動力學平臺建立了復合材料扁簧式起落架落震過程的剛?cè)狁詈夏Ｐ?，并采用顯示積分法對落震模型進行求解，依據(jù)所建的落震試驗平臺，測試了扁簧落震的相關參數(shù)，并將試驗結(jié)果與非線性動力學仿真分析結(jié)果進行了對比分析[14]。

對沖擊載荷下復合材料板簧(扁簧)式起落架的動強度進行研究。首先用Nastran軟件輔助生成板簧的模態(tài)中性文件，將其導入ADAMS軟件中生成板簧的柔性體，并采用剛?cè)峄旌辖ζ鹇浼苈涞剡^程進行動力學仿真；然后從動力學仿真結(jié)果中提取出板簧所受的沖擊載荷，并將其施加到Nastran軟件中進行動強度分析；最后通過實驗測量這一過程板簧發(fā)生的沖擊應變[15]。

將扁簧剛－柔耦合建模方法進一步應用于無人機多體模型的建立，詳細的對無人機多體系統(tǒng)中的各主要組成部分進行了介紹，為在MATLAB/Simulink中實現(xiàn)飛行器的剛－柔多體動力學分析提供了參考。并與氣動系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等物理模型結(jié)合開發(fā)了無人機多學科仿真平臺，從而能夠在更為復雜、更為接近真實系統(tǒng)的仿真環(huán)境下對起落架系統(tǒng)或控制系統(tǒng)進行測試分析[16]。

設計了靜力學、動力學仿真測試以及扁簧落震實驗對所建扁簧狀態(tài)空間柔性模型進行驗證。結(jié)果表明:靜力條件下，狀態(tài)空間模型與有限元軟件靜力分析結(jié)果僅有0.07%的誤差，驗證了柔性模型計算的準確性；另外，包含柔性狀態(tài)空間模型的落震仿真模型的仿真步長為1 ms，與落震實驗結(jié)果的誤差小于5%，滿足飛行仿真的要求[17]。

1.2.3 試驗驗證

對起落架進行靜力學計算分析，得到起落架在不同載荷下的變形結(jié)果；對最大變形時刻的起落架進行強度初步校核，結(jié)果表明起落架強度符合靜力學設計需求并通過試驗研究驗證了計算分析結(jié)果的準確性[18]。

首先通過試驗測定了扁簧式起落架的剛度曲線，為后續(xù)分析和試驗奠定基礎；其次采用防滑剎車理論中的雙線性模型來模擬輪胎與地面間的結(jié)合系數(shù)，計算出無人機著陸時的最大起轉(zhuǎn)載荷；最后采用質(zhì)量縮減法進行了落震試驗[19]。

2 滑橇式起落架

滑橇式起落架結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量較輕，主要用于雪地和沙灘等松軟著陸地面，且不適合采用輪式起落架著陸的地面；或者無人機著陸時平飛速度較小而無需采用輪式起落架的情況。滑橇式起落架與地面的接觸面積很大，著陸時滑橇與地面的摩擦力可以使飛機在較短時間內(nèi)停止，而且它對著陸場地的要求不高。

滑橇式起落架多應用在輕型直升機上，主要構(gòu)件是2根滑筒和2根弓形梁，機身與弓形梁連接?；良仁秋w行器停機時的支撐部件，又是著陸時吸收著陸功量的緩沖裝置。

滑橇式起落架的代表性應用有中國直－11軍民兩用直升機，美國的貝爾429直升機等。美國貝爾429直升機如圖2所示。

圖2 美國貝爾429直升機

基于滑橇式起落架的使用原理，滑橇式起落架不僅應用在輕型直升機領域，還應用在中小型無人機領域。

2.1 結(jié)構(gòu)設計

根據(jù)一般起落架的基本任務和設計思路，提出了某型無人機滑橇式起落架的結(jié)構(gòu)設計，根據(jù)起落架的使用要求，確定了起落架的基本形式和結(jié)構(gòu)材料[20]。

根據(jù)GJB720—2012的有關要求，完成了某型直升機滑橇式起落架的方案設計，確定了弓形梁和滑管總體尺寸、鋪層方案等關鍵參數(shù)，計算了復合材料滑橇式起落架在不同著陸速度下的吸能特性[21]。

2.2 強度分析

與扁簧式起落架類似，起落架的動力學特性，尤其是著陸緩沖性能成為學者關注的重點。

2.2.1 設計方法

輕型直升機的滑橇式起落架結(jié)構(gòu)簡單，有著廣泛的實際應用。針對某項目直升機的設計需要，用機械能守恒定律和材料力學的方法對該型起落架的著陸載荷做出定量分析，并校核了起落架的垂直過載和強度[22]。

直升機與固定翼飛機在起落裝置研究方向中的一個差異就是直升機存在“地面共振”問題。

直升機的“地面共振”問題是指直升機在地面起飛降落時旋翼與機體耦合產(chǎn)生的自激動不穩(wěn)定運動現(xiàn)象。主要原因是旋翼引起機身振動頻率和起落架的固有頻率相接近時，使振動振幅不斷增加，從而導致直升機毀壞。

為了使設計出來的直升機型號避免出現(xiàn)“地面共振”不穩(wěn)定運動現(xiàn)象，一般較有把握計算準確的方法是等研制出第一架首飛機之后，進行該機的地面振動特性試驗，再根據(jù)其振動特性的測試結(jié)果進行“地面共振”計算。但這往往增加了研制返工的風險。為避免出現(xiàn)這種研制的風險，針對滑橇式起落架直升機的特點，探索性地提供了一種基于ANSYS軟件的直升機“地面共振”計算的方法，使新研滑橇式起落架直升機還處在圖紙設計的初期階段就著手進行“地面共振”計算分析成為可能。在動力學設計過程中，主要是關注于起落架的剛度和阻尼，通過對材料參數(shù)和結(jié)構(gòu)參數(shù)的選擇，合理分配滑橇式起落架的整體阻尼和剛度[23]。

針對滑橇式起落架直升機，提供了一種“地面共振”動力穩(wěn)定性分析的方法。首先，針對滑橇式起落架在承受直升機重量與旋翼升力時產(chǎn)生大變形的特點，逐級用有限元法計算其剛度和變形，并通過與地面庫倫摩擦系數(shù)的比較，判斷滑橇式起落架與地面接觸的橇筒所受摩擦力的大小以及與地面產(chǎn)生的相對運動；其次，考慮滑橇式起落架與直升機相連阻尼器的作用，將有限元計算彈性剛度的方法拓展到適用于復剛度的計算；最后，根據(jù)直升機旋翼槳轂不同的結(jié)構(gòu)形式，用槳葉振動模態(tài)法對滑橇式起落架的直升機進行“地面共振”動力穩(wěn)定性分析，并通過算例得到驗證[24]。

2.2.2 仿真分析

基于顯式動力學和接觸算法，在考慮旋翼升力的影響和機身與弓形梁連接點處的彎矩傳遞問題的基礎上，建立滑橇起落架落震分析模型。為提高仿真分析效率，搭建由二次開發(fā)軟件、ANSYS和LS－DYNA組成的落震分析系統(tǒng)[25]。

根據(jù)起落架初步設計參數(shù)，利用MSC.Patran建立了無人機和滑橇式起落架非線性有限元著陸仿真模型，模型中無人機機身簡化成重心位置適當?shù)膱A筒，同時根據(jù)鋁蜂窩材料的壓縮性質(zhì)利用非線性彈簧代替正式的鋁蜂窩模型，大大提高了計算效率。利用MSC.Dytran進行無人機著陸仿真分析，綜合多方面影響因素提出了16種著陸仿真工況，根據(jù)仿真結(jié)果計算得到各種著陸條件下機身過載和緩沖器行程等起落架性能參數(shù)，根據(jù)這些參數(shù)修正緩沖器承載力并進行下一輪仿真，直到這些參數(shù)滿足設計要求。此后整理滿足設計要求的仿真結(jié)果，得到滑橇式起落架前后支柱與緩沖器上最大彎矩、滑橇上的最大彎矩和軸力等，根據(jù)這些載荷情況修正結(jié)構(gòu)尺寸[26－27]。

用MSC.Nastran分析軟件對某直升機滑橇式起落架進行了彈塑性、大變形非線性分析，并與靜力試驗進行對比，理論計算與試驗實測結(jié)果相當吻合，驗證了理論分析的可靠性[28]。

根據(jù)無人機的使用要求，設計一種適用于傘降回收的滑橇緩沖方案；運用緩沖器靜壓試驗及緩沖器落震試驗數(shù)據(jù)曲線建立緩沖器動力學模型；基于緩沖器動力學模型研究全機多剛體落震模型，對無人機著陸緩沖過程的動態(tài)特性進行仿真分析；應用有限元技術對滑橇結(jié)構(gòu)動態(tài)響應進行非線性動力學仿真分析，并根據(jù)仿真結(jié)果優(yōu)化滑橇緩沖裝置設計參數(shù)[29]。

Jindivik無人機的滑橇著陸裝置結(jié)構(gòu)緊湊、簡潔，在同類系統(tǒng)中具有一定的代表性及其獨特之處。對該裝置運動機構(gòu)進行運動及動力學分析。通過構(gòu)造該裝置的動力學模型，對其著陸緩沖過程進行數(shù)學模擬，得出該裝置運動關系及著陸緩沖過程的動態(tài)特性[30]。

采用MSC.Dytran軟件對某型直升機滑橇起落架結(jié)構(gòu)土壤墜毀進行仿真分析，研究起落架在土壤墜毀過程中變形及吸能情況，并與剛性地面墜毀仿真情況進行了比較。在土壤表面發(fā)生墜毀時，土壤具有一定的吸能作用。所以在抗墜毀結(jié)構(gòu)設計時應充分考慮不同墜撞面的影響[31]。

2.2.3 試驗驗證

為驗證無人機傘降回收系統(tǒng)的直降式滑橇著陸裝置的動力學性能，對其著陸緩沖過程進行數(shù)學模擬構(gòu)造了該裝置的動力學模型，通過數(shù)值求解得出了該裝置緩沖過程的動態(tài)特性。對其著陸壓縮過程的動力學模型進行了簡化，計算結(jié)果可用于減震器參數(shù)的確定。落震試驗結(jié)果表明:動力學模型能準確模擬著陸裝置的緩沖過程[32]。

以直X型機為例，對滑橇起落裝置直升機在系留狀態(tài)下的“地面共振”問題進行了分析。在系留狀態(tài)下，系留裝置改變了機體和起落架系統(tǒng)的動力特性，為了保證直X型機在系留狀態(tài)下不發(fā)生“地面共振”，采用了系留狀態(tài)和自由狀態(tài)全機動力特性對比試驗和“地面共振”對比計算的方法分析系留狀態(tài)的“地面共振”問題。介紹了直X型機系留方案的確定，全機動力特性試驗和“地面共振”計算的方法及結(jié)果，最后得出明確結(jié)論[33]。

3 其他類型起落架

在中小型無人機領域，扁簧式和滑橇式起落架是常見方案，滿足常規(guī)工況下對起落架的緩沖性能的要求。而在一些使用場景下，其他類型的起落架有其獨特的應用特點。下面從磁流變式、氣墊式和組合式起落架進行介紹。

3.1 磁流變式起落架

磁流變緩沖器緩沖介質(zhì)不是固體，而是液體－磁流變液。其是一種新型智能材料，其流變特性在磁場作用下是瞬時可逆的，而且流變之后的剪切屈服強度與磁感應強度具有穩(wěn)定的對應關系。以磁流變液為填充介質(zhì)的磁流變緩沖器具有實時控制能力、連續(xù)可逆變化的緩沖阻尼力、低電壓與功耗以及耐久性能。因此，磁流變緩沖器是一種典型的可控流體緩沖器，在起落裝置半主動控制方面具有應用前景。而常見的緩沖裝置是不控制的，即設計安裝后，用同一套參數(shù)滿足不同的工況，而磁流變緩沖器可以加入控制單元。

提出了一種單出桿混合模式的磁流變液緩沖器。本磁流變緩沖器內(nèi)部結(jié)構(gòu)采用非導磁缸筒與導磁缸筒交替固定銜接方式，實現(xiàn)庫倫阻尼力階梯狀替增的方式，從而實現(xiàn)沖擊作用下，磁流變緩沖器粘性阻尼力與庫倫阻尼力的阻尼互補，且根據(jù)“等功恒力”的設計思想，保證恒定阻尼力的輸出。且該磁流變緩沖器縮比原理樣機采用恒定直流源直接供電模式，刪減了繁瑣的控制模塊，具有結(jié)構(gòu)簡單、穩(wěn)定性高等優(yōu)點[34]。

根據(jù)流變力學的特點，并結(jié)合飛機起落架的實際工作情況，簡化了起落架緩沖器的受力情況，建立了應用在起落架上的磁流變緩沖器模型。該緩沖器采用環(huán)形縫隙結(jié)構(gòu)，無需改變截流面積便能達到改變阻尼的目的，具有結(jié)構(gòu)簡單、尺寸較小、易于控制等優(yōu)點。建立并分析了起落架的系統(tǒng)動力學模型，在控制方法上采用了模糊控制，通過控制電流以控制由磁場產(chǎn)生的力[35]。

根據(jù)已確定的起落架整體形式及過載系數(shù)等條件，設計了基于磁流變阻尼特性的起落架減震(緩沖)器部件。設定了減震器的最大行程及最大阻尼力，確定了減震器采用混合工作模式，并采用與氣體彈簧相結(jié)合的單出桿結(jié)構(gòu)型式，分析計算了氣體彈簧的壓強值和體積值，并推導出了磁流變阻尼力及減震器總阻尼力理論計算公式。運用軟件對多種減震器結(jié)構(gòu)進行了電磁學分析，確定了減震器結(jié)構(gòu)方案，并得到了減震器受活塞與外筒之間間隙影響的磁場強度與電流的特性關系，確定了減震器的力學模型及其參數(shù)[36]。

結(jié)合飛機起落架減震(緩沖)器的實際結(jié)構(gòu)，設計了一種環(huán)形間隙節(jié)流與油針共同作用的磁流變減震器。利用流體力學理論、磁流變液理論和磁流變減震器設計的基本知識，對該磁流變減震器的結(jié)構(gòu)進行了磁路、油針、氣室等結(jié)構(gòu)的設計，最后通過 ANSYS的APDL語言對磁路進行了優(yōu)化分析，通過線性插值理論對油針截面進行優(yōu)化設計，從而使結(jié)構(gòu)更加合理[37]。

3.2 氣墊式起落架

水陸兩棲飛行器是各國爭相研究的熱點，比如在2016年，中國總裝下線的蛟龍600大型水陸兩用飛機。在中小型無人機領域，氣墊式起落架是實現(xiàn)無人機水陸兩棲起降的一種方案。

氣墊式起落架的緩沖介質(zhì)是氣體。著陸時，氣墊體受到?jīng)_擊產(chǎn)生壓縮變形，氣墊體內(nèi)部壓力不斷增大，氣體通過排氣口向外排氣卸壓以消耗著陸功量。

以某型地效飛行器為背景，對氣墊式起落系統(tǒng)進行了概念設計及氣墊體系統(tǒng)的初步設計。在方案設計的基礎上，基于非線性有限元理論和LS－DYNA仿真平臺，建立了氣墊式起落系統(tǒng)落震有限元模型以及全機著陸有限元模型，分別進行了氣墊式起落系統(tǒng)落震仿真分析和全機著陸仿真分析，通過仿真結(jié)果分析氣墊式起落系統(tǒng)應力水平，得到質(zhì)心位移變化曲線、速度變化曲線和加速度變化曲線，綜合評估氣墊體的體積變化、囊壓變化和整個氣墊式起落系統(tǒng)的緩沖性能[38]。

3.3 組合式起落架

在航天領域也有一些起落緩沖裝置，比如金屬材料緩沖裝置。通常是將沖擊能量轉(zhuǎn)化為金屬材料的塑性變形，在緩沖裝置中應用非常廣泛。一般有金屬切削、薄壁金屬管脹環(huán)擴徑、金屬多孔材料壓潰等變形方式。

以金屬切削法為例，通過刀具切削金屬管來吸收沖擊能量。其工作原理是:金屬切削過程中，切削刀具對金屬管進行切削，產(chǎn)生相互作用力，用刀具與金屬管的摩擦熱能、金屬管的塑性變形以及金屬管的撕裂來吸收外部的沖擊能量，以此來達到緩沖吸能的目的[39]。

金屬多孔材料是近年來迅速發(fā)展應用起來的一種新型工程材料，目前常用的金屬多孔緩沖材料主要有鋁蜂窩和泡沫鋁，具有密度小、比強度大、耐腐蝕性能好、耐熱性能好等優(yōu)點，是理想可靠的減震(緩沖)吸能材料[40]。

基于各自的工作原理，將不同類型的起落緩沖裝置進行組合，就構(gòu)成組合式起落架，可以應用到中小型無人機中。

4 未來展望

從技術的角度看，學者們對中小型無人機起落裝置的功能問題研究較多，即著陸緩沖問題、結(jié)構(gòu)設計問題、動靜強度分析問題等。由于研究對象是中小型無人機，其與軍機，大型客機等研究對象有些差別，這就構(gòu)成了本領域新的研究方向，值得學者和工程技術人員思考和研究。

4.1 設計準則

由于常規(guī)起落架安裝在客機或者軍機上，其產(chǎn)生的增重問題與經(jīng)濟性相比并不突出，所以目前的起落架結(jié)構(gòu)設計準則普遍是安全性設計準則。

而對于中小型無人機，尤其是民用的中小型無人機來說，增重意味著有效載荷的減少，全壽命周期成本的增加。

在機翼結(jié)構(gòu)中，損傷容限的設計準則已經(jīng)應用到設計中，可以借鑒其思想，對無人機起落架設計準則及具體方法進行研究。

4.2 維修性

由于無人機飛手的誤操作，無人機很可能在起降時損壞，出現(xiàn)的位置可能就在起落裝置上。目前這種情況需要返廠維修，這就出現(xiàn)了2個問題:無人機返廠的周期比較長，可能引發(fā)用戶的誤工問題，影響用戶體驗；返廠后更換整個起落架，還是更換部分零部件?損壞的零部件能否維修后再次使用?

這些問題都需要在起落裝置的方案設計階段加以考慮，需要學者和工程技術人員進行研究，解決用戶的痛點，提升用戶的體驗。

4.3 經(jīng)濟性

中小型民用無人機的售價在幾千到十幾萬不等，而面向的用戶往往是價格敏感者，如何在設計和制造階段節(jié)約成本，從而降低售價和用戶使用周期成本是值得學者和工程技術人員研究的問題。對于起落裝置來說，開展總體布局、氣動問題和優(yōu)化設計等方面的研究對降低成本有幫助。

5 結(jié)語

從已有的國內(nèi)中小型無人機起落緩沖裝置的文獻入手，重點介紹了扁簧式和滑橇式起落架，簡要介紹了磁流變式、氣墊式和組合式起落架。結(jié)合實際，對一些技術研究的方向進行了展望。

通航利好政策與低空空域管理改革刺激了通航領域投資和應用的快速增長，這對中小型無人機的技術提出了更高的要求。有充分地理由相信，隨著技術的不斷積累，飛行器起落裝置領域的學者和工程技術人員能夠迎接挑戰(zhàn)，為無人機，乃至通航事業(yè)貢獻自己的一份力量。