寧XX 大學畢 業(yè) 設(shè) 計 (論 文 )無人機起飛結(jié)構(gòu)的設(shè)計所 在 學 院專 業(yè)班 級姓 名學 號指 導(dǎo) 老 師年 月 日I摘 要無人機的應(yīng)用越來越廣泛其安全起飛著陸也越來越受到人們的關(guān)注。為更好地研究無人機在起飛著陸階段的飛行特性控制規(guī)律以保證無人機在這一階段的飛行安全，我們以某型無人機為對象進行無人機的起飛著陸仿真系統(tǒng)研究此系統(tǒng)很復(fù)雜涉及系統(tǒng)建模仿真?zhèn)鞲衅骶W(wǎng)絡(luò)通信計算機動畫等內(nèi)容因此本課題，只做了整個仿真系統(tǒng)研制的一部分工作本文的主要內(nèi)容包括三個部分首先是起飛系統(tǒng)的整體設(shè)計確定了系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)組成系統(tǒng)的各個分系統(tǒng)的主要功能及各分系統(tǒng)之間的通信模式。關(guān)鍵詞：無人機；起飛系統(tǒng)；機械設(shè)計IIAbstractUAV more widely its security takeoff and landing more and more people's 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 錄摘 要 .IAbstract II第 1 章 緒論.1第 2 章 起飛結(jié)構(gòu)簡述.32.1 減震器 32.2 收放系統(tǒng) 32.3 機輪和剎車系統(tǒng) 32.4 前三點式起飛結(jié)構(gòu) 32.5 后三點式起飛結(jié)構(gòu) 42.6 自行車式起飛結(jié)構(gòu) 62.7 多支柱式起飛結(jié)構(gòu) 62.8 構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu) 72.9 支柱式起飛結(jié)構(gòu) 72.10 搖臂式起飛結(jié)構(gòu) 8第 3 章 起飛結(jié)構(gòu)系統(tǒng).103.1 概述 103.2 主起飛結(jié)構(gòu)及其艙門 103.2.1 結(jié)構(gòu) .103.2.2 保險接頭 .103.2.3 維護 .103.2.4 主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱 .103.2.5 主起飛結(jié)構(gòu)阻力桿 .113.2.6 主起飛結(jié)構(gòu)耳軸連桿 .123.3 前起飛結(jié)構(gòu)和艙門 123.4 擬解決的主要問題 12第 4 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)方案設(shè)計.134.1 概述起落裝置的分類 .134.2 起飛結(jié)構(gòu)的構(gòu)造形式 13IV第 5 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)連桿傳動裝置設(shè)計.175.1 四連桿機構(gòu)設(shè)計 175.1.1 確定設(shè)計變量 225.1.2 建立目標函數(shù) 235.1.3 確定約束條件 245.1.4 寫出優(yōu)化數(shù)學模型 255.2 機構(gòu)受力分析 265.3 輪胎軸的設(shè)計計算 275.3.1 按扭轉(zhuǎn)強度計算 275.3.2 按彎扭合成強度計算 275.3.3 軸的剛度計算概念 285.3.4 軸的設(shè)計步驟 285.5 各軸的計算 .295.5.1 高速軸計算 295.5.2 中間軸設(shè)計 315.5.3 低速軸設(shè)計 35總結(jié)與展望.38參 考 文 獻.39致 謝.401第 1 章 緒論無人機全稱為無人駕駛飛機，是利用無線電遙控程序和自備的程序進行控制裝置操縱的不載人飛機，具有有體積小、造價低、使用方便、作戰(zhàn)環(huán)境要求低、戰(zhàn)場生存能力較強等優(yōu)點。自從 1913 年世界第一臺自動駕駛儀問世以來，無人機發(fā)展受到許多國家的高度重視，目前世界上大約有 2 萬多架無人機在為各國的部隊服役。在諸多的無人機機型中，利用滑跑起飛和著陸的的固定翼無人機是最主要的機型之一，比較著名的機型有“全球鷹” 、 “翔龍” 、 “利劍”等，這些無人機都包含了實現(xiàn)其安全起飛和著陸的主要裝置——起飛結(jié)構(gòu)。 起飛結(jié)構(gòu)是飛機的重要組成部分，它的主要功能是支承飛機在地面停放、滑行、起飛、著陸、滑跑時飛機的重力；承受、消耗和吸收飛機在著陸與地面運動時的撞擊和顛簸能量；滑跑和滑行時的制動；以及在滑跑和滑行時操縱飛機。 起飛結(jié)構(gòu)使用條件通常比較惡劣，在起飛或者著陸過程中會承擔非常大的沖擊載荷。除此之外，起飛結(jié)構(gòu)使用過程中會受到很多非線性因素和偶然因素的相互影響，一旦破壞就會造成不可估計的損失。起飛結(jié)構(gòu)的使用安全會極大程度的影響飛行安全。根據(jù)統(tǒng)計結(jié)果表明，相比飛機的其它系統(tǒng)，起飛結(jié)構(gòu)發(fā)生故障的頻率相對較大，甚至在非常短的飛行間隔期內(nèi)都可能會連續(xù)發(fā)生問題。據(jù)統(tǒng)計，這些由起飛結(jié)構(gòu)問題造成的飛行事故中，超過 65%都與起飛結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)問題有關(guān)?？梢?，提高起飛結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)的安全性能是保障飛機飛行安全的重中之重，起飛結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)設(shè)計在飛機設(shè)計中占有重要位置。 因為起飛結(jié)構(gòu)極高的安全性要求，所以在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計人員需要優(yōu)秀的起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計和性能分析的工具來支撐，這些工具在結(jié)構(gòu)設(shè)計中占據(jù)非常重要的地位。設(shè)計過程中保證起飛結(jié)構(gòu)能夠正常收放是基本的功能性需求，更重要的是保證起飛結(jié)構(gòu)使用過程中所需的強度和剛度性能。足夠的強度和剛度才能保證起飛結(jié)構(gòu)所需的承載能力，它們直接影響著飛機飛行的安全。 在整個設(shè)計流程中，起飛結(jié)構(gòu)強度和剛度的滿足與否最終都需要實驗來驗證，通常有靜力實驗、收放實驗、落震實驗等。起飛結(jié)構(gòu)的實驗是一項極其復(fù)雜的系統(tǒng)工程，可以得到較為準確的分析結(jié)果。但是，實驗通常會過度消耗人力、物力和財力，最關(guān)鍵的是會浪費非常寶貴的設(shè)計時間，導(dǎo)致整個設(shè)計流程的效率極低。在實驗中，如果實驗結(jié)果不理想，那么就還需要重新反復(fù)的進行整個復(fù)雜的準備和實驗過程。虛擬樣機技術(shù)是使用計算機技術(shù)對物理實驗過程進行數(shù)字化2仿真分析的技術(shù)，它的出現(xiàn)可以代替設(shè)計前期不是非常成熟的設(shè)計方案的實驗分析，已被航空航天、機械、汽車、軍工等各行業(yè)所普遍實驗。虛擬試驗技術(shù)已經(jīng)越來越成熟，分析結(jié)果越來越真實可靠，虛擬實驗取代物理試驗已經(jīng)是一個大趨勢。目前設(shè)計人員對某起飛結(jié)構(gòu)進行強度試驗之前，通常會利用各種 CAD、有限元分析、動力學仿真分析軟件進行虛擬試驗，從而為真實物理試驗提供參考。 起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計中除了考慮強度和剛度這些必須滿足的性能指標外，還有個跟大多數(shù)航空結(jié)構(gòu)一樣都需要特別考慮的指標，即重量指標。一般而言，起飛結(jié)構(gòu)的質(zhì)量大約是 4%～6%的飛機質(zhì)量，大概是 10%~15%的飛機結(jié)構(gòu)質(zhì)量。3第 2 章 起飛結(jié)構(gòu)簡述2.1 減震器飛機在著陸接地瞬間或在不平的跑道上 高 速滑跑時，與地面發(fā)生劇烈的撞擊，除充氣輪胎可起小部分緩沖作用外，大部分撞擊能量要靠減震器吸收?，F(xiàn)代飛機上應(yīng)用最廣的是油液空氣減震器。當減震器受撞擊壓縮時，空氣的作用相當于彈簧，貯存能量。而油液以極高的速度穿過小孔，吸收大量撞擊能量，把它們轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，使飛機撞擊后很快平穩(wěn)下來，不致顛簸不止。 2.2 收放系統(tǒng)收放系統(tǒng)一般以液 壓 作為正常收放動力源，以冷氣、電力作為備用動力源。一般前起飛結(jié)構(gòu)向前收入前機身，而某些重型運 輸 機 的前起飛結(jié)構(gòu)是側(cè)向收起的。主起飛結(jié)構(gòu)收放形式大致可分為沿翼展方向收放和翼弦方向收放兩種。收放位置鎖用來把起飛結(jié)構(gòu)鎖定在收上和放下位置，以防止起飛結(jié)構(gòu)在飛行中自動放下和受到撞擊時自動收起。對于收放系統(tǒng)，一般都有位置指示和警告系統(tǒng)。 2.3 機輪和剎車系統(tǒng)機輪的主要作用是在地面支持收飛機的重量，減少飛機地面運動的阻力，吸收飛機著陸和地面運動時的一部分撞擊動能。主起飛結(jié)構(gòu)上裝有剎車裝置，可用來縮短飛機著陸的滑跑距離，并使飛機在地面上具有良好的機動性。機輪主要由輪轂和輪胎組成。剎車裝置主要有彎塊式、膠囊式和圓盤式三種。應(yīng)用最為廣泛的是圓盤式，其主要特點是摩擦面積大，熱容量大，容易維護。2.4 前三點式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-1 起 飛 結(jié) 構(gòu)4飛機上使用最多的是前三 點 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) (圖 1a[起飛結(jié)構(gòu)布置型式]） 。前輪在機頭下面遠離飛機重心處，可避免飛機剎車時出現(xiàn)“拿大頂” 的危險。兩個主輪左右對稱地布置在重心稍后處，左右主輪有一定距離可保證飛機在地面滑行時不致傾倒。飛機在地面滑行和停放時，機身地板基本處于水平位置，便于旅客登機和貨物裝卸。重型飛機用增加機輪和支點數(shù)目的方法減低輪胎對跑道的壓力，以改善飛機在前線土跑道上的起降滑行能力,例如美國軍用運輸機 C-5A，起飛重量達 348 噸，僅主輪就有 24 個,采用 4 個并列的多輪式車架（每個車架上有 6 個機輪） ，構(gòu)成 4 個并列主支點。加上前支點共有 5 個支點,但仍然具有前三點式起飛結(jié)構(gòu)的性質(zhì)。優(yōu)點：（1）著陸簡單，安全可靠。若著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時，作用在主輪的撞擊力使迎角急劇減小，因而不可能產(chǎn)生象后三點式起飛結(jié)構(gòu)那樣的“跳躍” 現(xiàn)象。 （2）具有良好的方向穩(wěn)定性，側(cè) 風 著 陸 時較安全。地面滑行時，操縱轉(zhuǎn)彎較靈活。 （3）無倒立危險，因而允許強烈制動，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。 （4）因在停機、起、落滑跑時，飛機機身處于水平或接近水平的狀態(tài)，因而向下的視界較好，同時噴氣式飛機上的發(fā)動機排出的燃氣不會直接噴向跑道，因而對跑道的影響較小。缺點：（1）前起飛結(jié)構(gòu)的安排較困難，尤其是對單發(fā)動機的飛機，機身前部剩余的空間很小。 （2）前起飛結(jié)構(gòu)承受的載荷大、尺寸大、構(gòu)造復(fù)雜，因而質(zhì)量大。 （3）著陸滑跑時處于小迎角狀態(tài)，因而不能充分利用空氣阻力進行制動。在不平坦的跑道上滑行時，超 越 障 礙 (溝渠、土堆等)的能力也比較差。 （4）前輪會產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，因此需要有防止擺震的設(shè)備和措施，這又增加了前輪的復(fù)雜程度和重量。圖 2-2 F-35飛 機 后 起 飛 結(jié) 構(gòu)盡管如此，由于現(xiàn)代飛機的著陸速度較大，并且保證著陸時的安全成為考慮確定起飛結(jié)構(gòu)形式的首要決定因素，而前三點式在這方面與后三點式相比有著明顯的優(yōu)勢，因而得到最廣泛的應(yīng)用。 2.5 后三點式起飛結(jié)構(gòu)5早期在螺 旋 槳 飛 機 上廣泛采用后三點式起飛結(jié)構(gòu)（圖 2-3b[起飛結(jié)構(gòu)布置型式]） 。其特點是兩個主輪在重心稍前處，尾輪在機身尾部離重心較遠。后 三 點 起 飛 結(jié) 構(gòu) 重量比前三點輕，但是地面轉(zhuǎn)彎不夠靈活，剎車過猛時飛機有“拿 大 頂 ”的危險，現(xiàn)代飛機已很少采用。優(yōu)點：（1）一是在飛機上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結(jié)構(gòu)簡單，尺寸、質(zhì)量都較?。唬?）二是正常著陸時，三個機輪同時觸地，這就意味著飛機在飄落(著陸過程的第四階段) 時的姿態(tài)與地面滑跑、停機時的姿態(tài)相同。也就是說，地面滑跑時具有較大的迎角，因此，可以利用較大的飛機阻力來進行減速，從而可以減小著陸時和滑跑距離。因此，早期的飛機大部分都是后三點式起飛結(jié)構(gòu)布置形式。 缺點：（1）在大速度滑跑時，遇到前方撞擊或強烈制動，容易發(fā)生倒立現(xiàn)象(俗稱拿大頂)。因此為了防止倒立，后三點式起飛結(jié)構(gòu)不允許強烈制動，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。 （2）如著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象。因為在這種情況下，飛機接地時的實際迎角將小于規(guī)定值，使機尾抬起，只是主輪接地。接地瞬間，作用在主輪的撞擊力將產(chǎn)生抬頭力矩，使迎角增大，由于此時飛機的實際速度大于規(guī)定值，導(dǎo)致升力大于飛機重力而使飛機重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機再次飄落。這種飛機不斷升起飄落的現(xiàn)象，就稱為“跳躍” 。如果飛機著陸時的實際速度遠大于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機從該高度下落，就有可能使飛機損壞。 （3）在起飛、降落滑跑時是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側(cè)風或由于 圖 2-3 飛 機 起 飛 結(jié) 構(gòu) 小 車路面不平，使兩邊機輪的阻力不相等)使飛機相對其軸線轉(zhuǎn)過一定角度，這時在支柱上6形成的摩擦力將產(chǎn)生相對于飛機質(zhì)心的力矩，它使飛機轉(zhuǎn)向更大的角度。 （4）在停機、起、落滑跑時，前機身仰起，因而向下的視界不佳?；谝陨先秉c，后三點式起飛結(jié)構(gòu)的主導(dǎo)地位便逐漸被前三點式起飛結(jié)構(gòu)所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機仍然采用后三點式起飛結(jié)構(gòu)。 2.6 自行車式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-4 一些自行車式起飛結(jié)構(gòu)還有一種用得不多的自 行 車 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) ，它的前輪和主輪前后布置在飛機對稱面內(nèi)（即在機身下部） ，重心距前輪與主輪幾乎相等。為防止轉(zhuǎn)彎時傾倒，在機翼下還布置有輔助小輪（圖 1c[起飛結(jié)構(gòu)布置型式 ]） 。這種布置型式由于起飛時抬頭困難而較少采用。 2.7 多支柱式起飛結(jié)構(gòu)這種起飛結(jié)構(gòu)的布置形式與前三點式起飛結(jié)構(gòu)類似，飛機的重心在主起飛結(jié)構(gòu)之前，但其有多個主起飛結(jié)構(gòu)支柱，一般用于大型飛機上。如美國的 波 音 747 旅客 機 、C-5A(軍用運輸機（起飛質(zhì)量均在 350 噸以上)以及 蘇 聯(lián) 的 伊 爾 86 旅客機( 起飛質(zhì)量206 噸)。顯然，采用多支柱、多機輪可以減小起飛結(jié)構(gòu)對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。 在這四種布置形式中，前三種是最基本的起飛結(jié)構(gòu)形式，多支柱式可以看作是前三點式的改進形式。目前，在現(xiàn)代飛機中應(yīng)用最為廣泛的起飛結(jié)構(gòu)布置形式就是前三點式。 7圖 2-5 多支柱式起飛結(jié)構(gòu)2.8 構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-6 多支柱式起飛結(jié)構(gòu)構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)的主要特點是：它通過承力構(gòu)架將機輪與機翼或機身相連。承力構(gòu)架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的。它們只承受軸向力(沿各自的軸線方向)而不承受彎矩。因此，這種結(jié)構(gòu)的起飛結(jié)構(gòu)構(gòu)造簡單，質(zhì)量也較小，在過去的輕型低速飛機上用得很廣泛。但由于難以收放，現(xiàn)代高速飛機基本上不采用。 2.9 支柱式起飛結(jié)構(gòu)8圖 2-7 支柱式起飛結(jié)構(gòu)支 柱 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) 的主要特點是：減震器與承力支柱合而為一，機輪直接固定在減震器的活塞桿上。減震支柱上端與機翼的連接形式取決于收放要求。對收 放 式 起 飛 結(jié)構(gòu) ，撐桿可兼作收放作動筒。扭矩通過扭力臂傳遞，亦可以通過活塞桿與減震支柱的圓筒內(nèi)壁采用花鍵連接來傳遞。這種形式的起飛結(jié)構(gòu)構(gòu)造簡單緊湊，易于放收，而且質(zhì)量較小，是現(xiàn)代飛機上廣泛采用的形式之一。支柱式起飛結(jié)構(gòu)的缺點是：活塞桿不但承受軸向力，而且承受彎矩，因而容易磨損及出現(xiàn)卡滯現(xiàn)象，使減震器的密封性能變差，不能采用較大的初壓力。 2.10 搖臂式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-8 搖臂式起飛結(jié)構(gòu)9搖 臂 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) 的主要特點是：機輪通過可轉(zhuǎn)動的搖臂與減震器的活塞桿相連。減震器亦可以兼作承力支柱。這種形式的活塞只承受軸向力，不承受彎矩，因而密封性能好，可增大減震器的初壓力以減小減霞器的尺寸，克服了支柱式的缺點，在現(xiàn)代飛機上得到了廣泛的應(yīng)用。搖臂式起飛結(jié)構(gòu)的缺點是構(gòu)造較復(fù)雜，接頭受力較大，因此它在使用過程中的磨損亦較大。10第 3 章 起飛結(jié)構(gòu)系統(tǒng)3.1 概述起飛結(jié)構(gòu)用于在地面停放及滑行時支撐飛機，使飛機在地面上靈活運動，并吸收飛機運動時產(chǎn)生的撞擊載荷。3.2 主起飛結(jié)構(gòu)及其艙門主起飛結(jié)構(gòu)的作用是支撐機身后部。當起飛結(jié)構(gòu)收起后，艙門關(guān)閉，可以減小阻力。采用油氣式減震支柱來吸收、消耗著陸和滑行時的撞擊能量，并消除滑行過程中所出現(xiàn)的震動。減擺器可以吸收擺動能量，消除機輪擺振。主起飛結(jié)構(gòu)還將剎車力傳送到飛機結(jié)構(gòu)上3.2.1 結(jié)構(gòu)主起飛結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)包括減震支柱、阻力桿、側(cè)撐桿、耳軸連桿、反作用連桿、防扭臂、輪軸和機輪。起飛結(jié)構(gòu)減震支柱是起飛結(jié)構(gòu)的主要支承件。包括外筒、內(nèi)筒、節(jié)流孔支撐管、緩沖活門和計量油針。另外上部和下部支承提供滑動表面。一個密封組件（包括 O 型密封圈和 T 型密封圈）可提供內(nèi)外筒之間的靜、動密封。外筒后軸承聯(lián)接外筒到后支撐梁，前軸承聯(lián)接耳軸連桿到后翼梁。前后軸承提供主起飛結(jié)構(gòu)收放轉(zhuǎn)軸。內(nèi)筒上有輪軸、剎車凸緣( 法蘭盤) 、計量銷和放油管?？筛鼡Q的襯套裝于輪軸上提供安裝機輪軸承和保護輪軸。剎車凸緣用于安裝剎車組件。3.2.2 保險接頭每個主起飛結(jié)構(gòu)有 1 個保險螺拴和 2 個保險緊固件。保險螺拴位于上阻力桿的上端，在承受過大載荷時會被剪斷，從而減輕對主結(jié)構(gòu)的破壞。阻力桿上部接頭處的保險銷被涂成黃色，以防止與阻力桿下部緊固件互換。2 個保險緊固件用來固定耳軸連桿的 2 個球形軸承，避免起飛結(jié)構(gòu)在收放過程中出現(xiàn)卡阻。3.2.3 維護起飛結(jié)構(gòu)上有許多潤滑加注口。當潤滑油壓力超過 2500 PSI 時，可能會導(dǎo)致加注口錯位。加油槍的壓力最大應(yīng)限制在 2500PSI。向主起飛結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動軸承注油時，壓力不能超過 400 PSI。3.2.4 主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱（1）工作原理11減震支柱內(nèi)外筒之間有液壓油，還充有高壓氮氣或干燥空氣。當減震支柱壓縮時，氣體受到壓縮，吸收能量，起到緩沖減震作用。同時節(jié)流孔下面的容積減小油液必須通過節(jié)流孔向上流動。當減震支柱伸長時，氣體膨脹，節(jié)流孔上面的油液又要通過節(jié)流孔向下流動。油液高速流過節(jié)流孔時，產(chǎn)生大量的熱，起到消耗能量的作用。（2）計量油針計量油針是錐形的。當減震支柱壓縮時，油針向上運動，使得節(jié)流孔面積逐漸減小，油液的流量逐漸減小，減震支柱壓縮速度逐漸減慢，可以防止內(nèi)外筒之間發(fā)生剛性撞擊。（3）緩沖活門緩沖活門位于上支承結(jié)構(gòu)內(nèi)，其運動部件是一個外圈有槽的青銅環(huán)，在環(huán)上有 3個小孔。當減震支柱伸縮時，上下支承間的容積也發(fā)生變化，油液要經(jīng)過青銅環(huán)流動。當減震支柱壓縮時，上下支承間的容積增大，油液要經(jīng)過青銅環(huán)向下流動。此時，油液可以經(jīng)過 3 個小孔，也可以經(jīng)過外圈的槽，流動不受限制。當減震支柱伸長時，上下支承間的容積減小，油液要經(jīng)過青銅環(huán)向上流動。此時，環(huán)被壓緊到上支承上，外圈的槽被堵上，油液只能通過 3 個小孔流動，這就限制了減震支柱的伸長速度，可以防止飛機接地之后出現(xiàn)反跳。（4）主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱密封一個密封組件位于下支承與隔塊之間。密封組件上的 T 型密封圈在兩個支撐環(huán)支撐下，與內(nèi)筒接觸，O 型密封圈在兩個支撐環(huán)支撐下與外筒接觸。提供內(nèi)外筒之間的油氣密封。備用密封圈裝于下支承的環(huán)槽內(nèi)。備用密封圈的存在，使得可以在不必分解整個減震支柱的情況下更換密封圈。當最后的備用 O 型密封圈和 T 型密封圈用壞后，必須分解減震支柱，以便更換每個密封圈。3.2.5 主起飛結(jié)構(gòu)阻力桿主起飛結(jié)構(gòu)阻力桿的作用是沿前后方向支撐起飛結(jié)構(gòu)減震支柱。阻力桿包括上部阻力桿和下部阻力桿。上部阻力桿與耳軸連桿相聯(lián)；下部阻力桿聯(lián)接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一個保險銷位于上部阻力桿上端，起飛結(jié)構(gòu)受到猛烈撞擊時，保險銷先被剪斷，可以減小對機翼結(jié)構(gòu)的破壞。123.2.6 主起飛結(jié)構(gòu)耳軸連桿耳軸連桿提供主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱的前部鉸支點。主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱的載荷從阻力桿通過耳軸連桿傳到飛機結(jié)構(gòu)上。耳軸連桿后端和減震支柱鉸接，前端鉸支在機翼后梁上，可在球形軸承里轉(zhuǎn)動。3.3 前起飛結(jié)構(gòu)和艙門安裝在駕駛艙后隔框上，提供機身前部的支持。前起飛結(jié)構(gòu)包括阻力桿、減震支柱、防扭臂、前起飛結(jié)構(gòu)液壓收放作動筒和液壓鎖作動筒。前起飛結(jié)構(gòu)正常情況下是使用液壓作動收放(向前收起)的。當起飛結(jié)構(gòu)收進時，阻力桿折迭。當操縱轉(zhuǎn)彎時，減震支柱內(nèi)筒可在外筒內(nèi)轉(zhuǎn)動。當起飛結(jié)構(gòu)收上時，前起飛結(jié)構(gòu)艙門機械作動關(guān)閉；當前起飛結(jié)構(gòu)放下時，前起飛結(jié)構(gòu)艙門機械作動打開。3.4 擬解決的主要問題在前期得做好各項準備，要查閱大量的文獻了解無人機起飛結(jié)構(gòu)的的結(jié)構(gòu)，并在CAD，上畫出這個零件，認真去了解它的結(jié)構(gòu)，這當中就需要一些工具書比如機械手冊，以及有關(guān)教材及參考資料，最后如果有需要還可以選擇去工廠調(diào)研，以上條件具備完成本課題所需的工作條件。13第 4 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)方案設(shè)計4.1 概述起落裝置的分類飛機起落裝置的功用是：供飛機在地面或水面起飛、著陸、滑行和停放，吸收著陸時的撞擊和改善起落的性能。起落裝置分陸上和水上兩大類，陸上和水上飛機的起落裝置有很大差異，本節(jié)所介紹的主要是陸上飛機的起落裝置。陸上起落裝置一般包括飛機的起飛結(jié)構(gòu)和改善飛機起落性能的裝置兩大類。飛機的起飛結(jié)構(gòu)有主起飛結(jié)構(gòu)及尾輪成前輪，按照它們在飛機上安裝的位置，可以分為前點式、后三點式及自行車式三種基本型式：圖 4-1 起落裝置三種基本形式4.2 起飛結(jié)構(gòu)的構(gòu)造形式起飛結(jié)構(gòu)的構(gòu)造形式主要有三種：構(gòu)架式、支柱式和搖臀式。1、構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)14圖 4-2 構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)2、支柱式起飛結(jié)構(gòu)圖 4-3 支柱式起飛結(jié)構(gòu)3、撐竿式起飛結(jié)構(gòu)15圖 4-4 撐竿式起飛結(jié)構(gòu)4.全搖臂式起飛結(jié)構(gòu)：圖 4-4 全搖臂式起飛結(jié)構(gòu)本課題的方案采用的是擺臂式的起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計，如圖 4-5:16圖 4-5 全搖臂式三維效果圖17第 5 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)連桿傳動裝置設(shè)計5.1 四連桿機構(gòu)設(shè)計連桿機構(gòu)是最常用的機構(gòu)，因此連桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計在機構(gòu)設(shè)計中十分重要，研究工作開展得也最為廣泛。有大量的文獻介紹有關(guān)平面四桿機構(gòu)、平面五桿機構(gòu)、柔性連桿機構(gòu)、曲柄連桿機構(gòu)、槽輪連桿機構(gòu)、凸輪連桿組合機構(gòu)和齒輪連桿等機構(gòu)的優(yōu)化。鑒于四連桿機構(gòu)的典型性，本節(jié)結(jié)合四連桿機構(gòu)的函數(shù)再現(xiàn)優(yōu)化設(shè)計問題，闡述連桿機構(gòu)優(yōu)化問題的一般方法及流程。四連桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計就是對四連桿機構(gòu)的參量進行優(yōu)化調(diào)整，使得機構(gòu)給定的運動和機構(gòu)所實現(xiàn)的運動之間誤差最小。因此四連桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計的過程，就是尋找使得四連桿機構(gòu)運動誤差最小的一組機構(gòu)設(shè)計參量。四連桿機構(gòu)設(shè)計參量確定后，就可認為實現(xiàn)了機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計。四連桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計包括四連桿機構(gòu)優(yōu)化模型建立和優(yōu)化模型求解二個主要過程。通過對四連桿機構(gòu)的分析確定優(yōu)化方案，確定設(shè)計變量，給出目標函數(shù)，并將機構(gòu)設(shè)計制約條件，如桿長條件、傳動角條件等，寫成相應(yīng)的約束條件，即可建立機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計模型。下面介紹四連桿機構(gòu)函數(shù)再現(xiàn)優(yōu)化設(shè)計模型的建立。連桿機構(gòu)函數(shù)再現(xiàn)設(shè)計主要通過選取輸人構(gòu)件和輸出構(gòu)件相對應(yīng)若干位置、采用機構(gòu)圖解法或分析法確定機構(gòu)各參數(shù)。圖 1 是典型的平面鉸鏈四桿機構(gòu)， 、 、 和 分別表示于四個構(gòu)件的長度，桿 AB 是輸入構(gòu)件。假設(shè)圖 1 所示的平面鉸鏈四桿機構(gòu)再現(xiàn)給定函數(shù)為 ，18即 ，則機構(gòu)位置取決于 、 、 、 鉸鏈 A 的位置 、AD 與機架 x 軸夾角 以及輸人構(gòu)件轉(zhuǎn)角 等七個變量。為簡化問題，可令 A 的位置為 ， ， 構(gòu)件的長度為 1(參考構(gòu)件)，由此可將問題維數(shù)降為四維，并不影響構(gòu)件輸入、輸出的函數(shù)關(guān)系。由此可以得到輸出構(gòu)件轉(zhuǎn)角 外與輸入構(gòu)件轉(zhuǎn)角 之間的函數(shù)關(guān)系式：（1）機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計目標就是使得輸出構(gòu)件轉(zhuǎn)角與給定值在 ， 所有位置上的誤差最小。因此機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計的目標函數(shù)可用下式表示（2）當輸入構(gòu)件轉(zhuǎn)角為 時，輸出構(gòu)件轉(zhuǎn)角 外可由下式求得，（3）式中：所以（4）19將上式代入式（3），并令 代表設(shè)計變量 、 、 及 ，機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計目標函數(shù)可寫為：（5）機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計的約束條件應(yīng)根據(jù)機構(gòu)設(shè)計的實際情況確定。例如曲柄搖桿式四連桿機構(gòu)必須滿足如下關(guān)系式：或（6）如果機構(gòu)要求傳動靈活可靠，則傳動角 應(yīng)滿足：或其中從上式可知，傳動角 隨 的變化而變化，當 為最大值時， 為最小，為最小值時， 為最大。要滿足上式條件，約束方程應(yīng)為：曲柄搖桿機構(gòu)有 ，因此，約束方程為20（7）當所選定的設(shè)計變量為構(gòu)件長度時，則構(gòu)件長度必須是正數(shù)，即約束方程為式中 是為了使構(gòu)件長度不小于 而設(shè)的。此外，由于具體結(jié)構(gòu)尺寸的限制，往往對某些構(gòu)件的長度限定在某一范圍內(nèi)選取，例如連桿 BC 的長度 最短為 的 倍，最長為 的 倍，即則約束方程為（8）下面介紹再現(xiàn)函數(shù)為 的曲柄搖桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計。先變換給定函數(shù)為 ，并設(shè)輸人構(gòu)件初始角為 ，輸出構(gòu)件初始角為 ，選取輸入構(gòu)件的轉(zhuǎn)角為 ,輸出構(gòu)件的轉(zhuǎn)角為 。當輸入構(gòu)件從 轉(zhuǎn)到 時，輸出構(gòu)件從 轉(zhuǎn)到 ，輸入構(gòu)件從 轉(zhuǎn)到 時，輸出構(gòu)件則從回到 。顯然有 及 ，即 及 。代入函數(shù)式 得：設(shè)將輸入構(gòu)件的轉(zhuǎn)角 均分成 20 等分，則 ，取權(quán)因子，再令 代表設(shè)計變量 、 、 及 ，則由式（5）得曲柄連桿機構(gòu)優(yōu)化目標函數(shù)為21曲柄搖桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計約束條件如下：由式（6）得：要求傳動角滿足 ，由式（7）得：根據(jù)機構(gòu)結(jié)構(gòu)尺寸，要求各構(gòu)件長度相對機架的尺寸在給定的范圍內(nèi)，由式(8)得因此曲柄搖桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計模型如下：Min. s.t.22采用內(nèi)點懲罰函數(shù)法和 POWELL 法求解曲柄搖桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計模型。選擇初始懲罰參數(shù) ，遞減函數(shù) e = 0.01，初始點 ，取懲罰函數(shù)法收斂精度 ，POWELL 法目標函數(shù)值收斂精度 ，一維搜索精度 。5.1.1 確定設(shè)計變量根據(jù)設(shè)計要求，由機械原理知識可知，設(shè)計變量有 L1、L2 、L3、L4 、 。將曲柄?的長度取為一個單位長度 1，其余三桿長可表示為 L1 的倍數(shù)。由圖 1 所示的幾何關(guān)系可知 ??????????43221)(arcosL?為桿長的函數(shù)。另外，根據(jù)機構(gòu)在機器中的許可空間，可以適當預(yù)選機架 L4 的長度，?取 L4=100，經(jīng)以上分析，只剩下 L2、L3 兩個獨立變量，所以，該優(yōu)化問題的設(shè)計變量為 ??TTLX321,,?因此。本優(yōu)化設(shè)計為一個二維優(yōu)化問題。5.1.2 建立目標函數(shù)按軌跡的優(yōu)化設(shè)計，可以將連桿上 M 點 與預(yù)期軌跡點坐標偏差最小為尋??miyx,優(yōu)目標，其偏差為 和 ，如圖 2。為此，把搖桿運iMix???iiy??n,21?動區(qū)間 2 到 5 分成 S 等分， M 點坐標有相應(yīng)分點與之對應(yīng)。將各分點標號記作 ，根據(jù)i23均方根差可建立其目標函數(shù)，即 ???????min2/12?????iMiyxXf ?sn3Lyico?iiix?2，S 為運動區(qū)間的分段數(shù))1(3??si ????????43221(arcosL?于是由以上表達式便構(gòu)成了一個目標函數(shù)的數(shù)學表達式，對應(yīng)于每一個機構(gòu)設(shè)計方案（即給定 ） ，即可計算出均方根差 。21,X??Xf圖 25.1.3 確定約束條件根據(jù)設(shè)計條件，該機構(gòu)的約束條件有兩個方面：一是傳遞運動過程中的最小傳動角應(yīng)大于 50 度；二是保證四桿機構(gòu)滿足曲柄存在的條件。以此為基礎(chǔ)建立優(yōu)化線束條?件。①保證傳動角 ?50??24圖 3按傳動條件，根據(jù)圖 3 可能發(fā)生傳動角最小值的位置圖，由余弦定理6428.05cos??（見圖 3（a） ）6428.0arcos)(ar3221????L?所以（a）322324149.)(L?（見圖 3（b） ）648.0arcos)(arcos321?????L?所以（b）32214239.)(L?式（a） 、 （b）為兩個約束條件，將 ， ， ， 代入式（a） 、 （b） ，?L5412xL?23得 ??069.121211 ????xg42??x②曲柄存在的條件按曲柄存在條件，由機械原理知識可知， ，12L?13 324L??，4??43把它們寫成不等式約束條件（將 ， ， ， 代入上式） ，得1?512x?23??03?xg24?615?寧XX 大學畢 業(yè) 設(shè) 計 (論 文 )無人機起飛結(jié)構(gòu)的設(shè)計所 在 學 院專 業(yè)班 級姓 名學 號指 導(dǎo) 老 師年 月 日I摘 要無人機的應(yīng)用越來越廣泛其安全起飛著陸也越來越受到人們的關(guān)注。為更好地研究無人機在起飛著陸階段的飛行特性控制規(guī)律以保證無人機在這一階段的飛行安全，我們以某型無人機為對象進行無人機的起飛著陸仿真系統(tǒng)研究此系統(tǒng)很復(fù)雜涉及系統(tǒng)建模仿真?zhèn)鞲衅骶W(wǎng)絡(luò)通信計算機動畫等內(nèi)容因此本課題，只做了整個仿真系統(tǒng)研制的一部分工作本文的主要內(nèi)容包括三個部分首先是起飛系統(tǒng)的整體設(shè)計確定了系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)組成系統(tǒng)的各個分系統(tǒng)的主要功能及各分系統(tǒng)之間的通信模式。關(guān)鍵詞：無人機；起飛系統(tǒng)；機械設(shè)計IIAbstractUAV more widely its security takeoff and landing more and more people's 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 錄摘 要 .IAbstract II第 1 章 緒論.1第 2 章 起飛結(jié)構(gòu)簡述.32.1 減震器 32.2 收放系統(tǒng) 32.3 機輪和剎車系統(tǒng) 32.4 前三點式起飛結(jié)構(gòu) 32.5 后三點式起飛結(jié)構(gòu) 42.6 自行車式起飛結(jié)構(gòu) 62.7 多支柱式起飛結(jié)構(gòu) 62.8 構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu) 72.9 支柱式起飛結(jié)構(gòu) 72.10 搖臂式起飛結(jié)構(gòu) 8第 3 章 起飛結(jié)構(gòu)系統(tǒng).103.1 概述 103.2 主起飛結(jié)構(gòu)及其艙門 103.2.1 結(jié)構(gòu) .103.2.2 保險接頭 .103.2.3 維護 .103.2.4 主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱 .103.2.5 主起飛結(jié)構(gòu)阻力桿 .113.2.6 主起飛結(jié)構(gòu)耳軸連桿 .123.3 前起飛結(jié)構(gòu)和艙門 123.4 擬解決的主要問題 12第 4 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)方案設(shè)計.134.1 概述起落裝置的分類 .134.2 起飛結(jié)構(gòu)的構(gòu)造形式 13IV第 5 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)連桿傳動裝置設(shè)計.175.1 四連桿機構(gòu)設(shè)計 175.1.1 確定設(shè)計變量 225.1.2 建立目標函數(shù) 235.1.3 確定約束條件 245.1.4 寫出優(yōu)化數(shù)學模型 255.2 機構(gòu)受力分析 265.3 輪胎軸的設(shè)計計算 275.3.1 按扭轉(zhuǎn)強度計算 275.3.2 按彎扭合成強度計算 275.3.3 軸的剛度計算概念 285.3.4 軸的設(shè)計步驟 285.5 各軸的計算 .295.5.1 高速軸計算 295.5.2 中間軸設(shè)計 315.5.3 低速軸設(shè)計 35總結(jié)與展望.38參 考 文 獻.39致 謝.401第 1 章 緒論無人機全稱為無人駕駛飛機，是利用無線電遙控程序和自備的程序進行控制裝置操縱的不載人飛機，具有有體積小、造價低、使用方便、作戰(zhàn)環(huán)境要求低、戰(zhàn)場生存能力較強等優(yōu)點。自從 1913 年世界第一臺自動駕駛儀問世以來，無人機發(fā)展受到許多國家的高度重視，目前世界上大約有 2 萬多架無人機在為各國的部隊服役。在諸多的無人機機型中，利用滑跑起飛和著陸的的固定翼無人機是最主要的機型之一，比較著名的機型有“全球鷹” 、 “翔龍” 、 “利劍”等，這些無人機都包含了實現(xiàn)其安全起飛和著陸的主要裝置——起飛結(jié)構(gòu)。 起飛結(jié)構(gòu)是飛機的重要組成部分，它的主要功能是支承飛機在地面停放、滑行、起飛、著陸、滑跑時飛機的重力；承受、消耗和吸收飛機在著陸與地面運動時的撞擊和顛簸能量；滑跑和滑行時的制動；以及在滑跑和滑行時操縱飛機。 起飛結(jié)構(gòu)使用條件通常比較惡劣，在起飛或者著陸過程中會承擔非常大的沖擊載荷。除此之外，起飛結(jié)構(gòu)使用過程中會受到很多非線性因素和偶然因素的相互影響，一旦破壞就會造成不可估計的損失。起飛結(jié)構(gòu)的使用安全會極大程度的影響飛行安全。根據(jù)統(tǒng)計結(jié)果表明，相比飛機的其它系統(tǒng)，起飛結(jié)構(gòu)發(fā)生故障的頻率相對較大，甚至在非常短的飛行間隔期內(nèi)都可能會連續(xù)發(fā)生問題。據(jù)統(tǒng)計，這些由起飛結(jié)構(gòu)問題造成的飛行事故中，超過 65%都與起飛結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)問題有關(guān)?？梢姡岣咂痫w結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)的安全性能是保障飛機飛行安全的重中之重，起飛結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)設(shè)計在飛機設(shè)計中占有重要位置。 因為起飛結(jié)構(gòu)極高的安全性要求，所以在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計人員需要優(yōu)秀的起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計和性能分析的工具來支撐，這些工具在結(jié)構(gòu)設(shè)計中占據(jù)非常重要的地位。設(shè)計過程中保證起飛結(jié)構(gòu)能夠正常收放是基本的功能性需求，更重要的是保證起飛結(jié)構(gòu)使用過程中所需的強度和剛度性能。足夠的強度和剛度才能保證起飛結(jié)構(gòu)所需的承載能力，它們直接影響著飛機飛行的安全。 在整個設(shè)計流程中，起飛結(jié)構(gòu)強度和剛度的滿足與否最終都需要實驗來驗證，通常有靜力實驗、收放實驗、落震實驗等。起飛結(jié)構(gòu)的實驗是一項極其復(fù)雜的系統(tǒng)工程，可以得到較為準確的分析結(jié)果。但是，實驗通常會過度消耗人力、物力和財力，最關(guān)鍵的是會浪費非常寶貴的設(shè)計時間，導(dǎo)致整個設(shè)計流程的效率極低。在實驗中，如果實驗結(jié)果不理想，那么就還需要重新反復(fù)的進行整個復(fù)雜的準備和實驗過程。虛擬樣機技術(shù)是使用計算機技術(shù)對物理實驗過程進行數(shù)字化2仿真分析的技術(shù)，它的出現(xiàn)可以代替設(shè)計前期不是非常成熟的設(shè)計方案的實驗分析，已被航空航天、機械、汽車、軍工等各行業(yè)所普遍實驗。虛擬試驗技術(shù)已經(jīng)越來越成熟，分析結(jié)果越來越真實可靠，虛擬實驗取代物理試驗已經(jīng)是一個大趨勢。目前設(shè)計人員對某起飛結(jié)構(gòu)進行強度試驗之前，通常會利用各種 CAD、有限元分析、動力學仿真分析軟件進行虛擬試驗，從而為真實物理試驗提供參考。 起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計中除了考慮強度和剛度這些必須滿足的性能指標外，還有個跟大多數(shù)航空結(jié)構(gòu)一樣都需要特別考慮的指標，即重量指標。一般而言，起飛結(jié)構(gòu)的質(zhì)量大約是 4%～6%的飛機質(zhì)量，大概是 10%~15%的飛機結(jié)構(gòu)質(zhì)量。3第 2 章 起飛結(jié)構(gòu)簡述2.1 減震器飛機在著陸接地瞬間或在不平的跑道上 高 速滑跑時，與地面發(fā)生劇烈的撞擊，除充氣輪胎可起小部分緩沖作用外，大部分撞擊能量要靠減震器吸收?，F(xiàn)代飛機上應(yīng)用最廣的是油液空氣減震器。當減震器受撞擊壓縮時，空氣的作用相當于彈簧，貯存能量。而油液以極高的速度穿過小孔，吸收大量撞擊能量，把它們轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，使飛機撞擊后很快平穩(wěn)下來，不致顛簸不止。 2.2 收放系統(tǒng)收放系統(tǒng)一般以液 壓 作為正常收放動力源，以冷氣、電力作為備用動力源。一般前起飛結(jié)構(gòu)向前收入前機身，而某些重型運 輸 機 的前起飛結(jié)構(gòu)是側(cè)向收起的。主起飛結(jié)構(gòu)收放形式大致可分為沿翼展方向收放和翼弦方向收放兩種。收放位置鎖用來把起飛結(jié)構(gòu)鎖定在收上和放下位置，以防止起飛結(jié)構(gòu)在飛行中自動放下和受到撞擊時自動收起。對于收放系統(tǒng)，一般都有位置指示和警告系統(tǒng)。 2.3 機輪和剎車系統(tǒng)機輪的主要作用是在地面支持收飛機的重量，減少飛機地面運動的阻力，吸收飛機著陸和地面運動時的一部分撞擊動能。主起飛結(jié)構(gòu)上裝有剎車裝置，可用來縮短飛機著陸的滑跑距離，并使飛機在地面上具有良好的機動性。機輪主要由輪轂和輪胎組成。剎車裝置主要有彎塊式、膠囊式和圓盤式三種。應(yīng)用最為廣泛的是圓盤式，其主要特點是摩擦面積大，熱容量大，容易維護。2.4 前三點式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-1 起 飛 結(jié) 構(gòu)4飛機上使用最多的是前三 點 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) (圖 1a[起飛結(jié)構(gòu)布置型式]） 。前輪在機頭下面遠離飛機重心處，可避免飛機剎車時出現(xiàn)“拿大頂” 的危險。兩個主輪左右對稱地布置在重心稍后處，左右主輪有一定距離可保證飛機在地面滑行時不致傾倒。飛機在地面滑行和停放時，機身地板基本處于水平位置，便于旅客登機和貨物裝卸。重型飛機用增加機輪和支點數(shù)目的方法減低輪胎對跑道的壓力，以改善飛機在前線土跑道上的起降滑行能力,例如美國軍用運輸機 C-5A，起飛重量達 348 噸，僅主輪就有 24 個,采用 4 個并列的多輪式車架（每個車架上有 6 個機輪） ，構(gòu)成 4 個并列主支點。加上前支點共有 5 個支點,但仍然具有前三點式起飛結(jié)構(gòu)的性質(zhì)。優(yōu)點：（1）著陸簡單，安全可靠。若著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則在主輪接地時，作用在主輪的撞擊力使迎角急劇減小，因而不可能產(chǎn)生象后三點式起飛結(jié)構(gòu)那樣的“跳躍” 現(xiàn)象。 （2）具有良好的方向穩(wěn)定性，側(cè) 風 著 陸 時較安全。地面滑行時，操縱轉(zhuǎn)彎較靈活。 （3）無倒立危險，因而允許強烈制動，因此，可以減小著陸后的滑跑距離。 （4）因在停機、起、落滑跑時，飛機機身處于水平或接近水平的狀態(tài)，因而向下的視界較好，同時噴氣式飛機上的發(fā)動機排出的燃氣不會直接噴向跑道，因而對跑道的影響較小。缺點：（1）前起飛結(jié)構(gòu)的安排較困難，尤其是對單發(fā)動機的飛機，機身前部剩余的空間很小。 （2）前起飛結(jié)構(gòu)承受的載荷大、尺寸大、構(gòu)造復(fù)雜，因而質(zhì)量大。 （3）著陸滑跑時處于小迎角狀態(tài)，因而不能充分利用空氣阻力進行制動。在不平坦的跑道上滑行時，超 越 障 礙 (溝渠、土堆等)的能力也比較差。 （4）前輪會產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，因此需要有防止擺震的設(shè)備和措施，這又增加了前輪的復(fù)雜程度和重量。圖 2-2 F-35飛 機 后 起 飛 結(jié) 構(gòu)盡管如此，由于現(xiàn)代飛機的著陸速度較大，并且保證著陸時的安全成為考慮確定起飛結(jié)構(gòu)形式的首要決定因素，而前三點式在這方面與后三點式相比有著明顯的優(yōu)勢，因而得到最廣泛的應(yīng)用。 2.5 后三點式起飛結(jié)構(gòu)5早期在螺 旋 槳 飛 機 上廣泛采用后三點式起飛結(jié)構(gòu)（圖 2-3b[起飛結(jié)構(gòu)布置型式]） 。其特點是兩個主輪在重心稍前處，尾輪在機身尾部離重心較遠。后 三 點 起 飛 結(jié) 構(gòu) 重量比前三點輕，但是地面轉(zhuǎn)彎不夠靈活，剎車過猛時飛機有“拿 大 頂 ”的危險，現(xiàn)代飛機已很少采用。優(yōu)點：（1）一是在飛機上易于裝置尾輪。與前輪相比，尾輪結(jié)構(gòu)簡單，尺寸、質(zhì)量都較?。唬?）二是正常著陸時，三個機輪同時觸地，這就意味著飛機在飄落(著陸過程的第四階段) 時的姿態(tài)與地面滑跑、停機時的姿態(tài)相同。也就是說，地面滑跑時具有較大的迎角，因此，可以利用較大的飛機阻力來進行減速，從而可以減小著陸時和滑跑距離。因此，早期的飛機大部分都是后三點式起飛結(jié)構(gòu)布置形式。 缺點：（1）在大速度滑跑時，遇到前方撞擊或強烈制動，容易發(fā)生倒立現(xiàn)象(俗稱拿大頂)。因此為了防止倒立，后三點式起飛結(jié)構(gòu)不允許強烈制動，因而使著陸后的滑跑距離有所增加。 （2）如著陸時的實際速度大于規(guī)定值，則容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象。因為在這種情況下，飛機接地時的實際迎角將小于規(guī)定值，使機尾抬起，只是主輪接地。接地瞬間，作用在主輪的撞擊力將產(chǎn)生抬頭力矩，使迎角增大，由于此時飛機的實際速度大于規(guī)定值，導(dǎo)致升力大于飛機重力而使飛機重新升起。以后由丁速度很快地減小而使飛機再次飄落。這種飛機不斷升起飄落的現(xiàn)象，就稱為“跳躍” 。如果飛機著陸時的實際速度遠大于規(guī)定值，則跳躍高度可能很高，飛機從該高度下落，就有可能使飛機損壞。 （3）在起飛、降落滑跑時是不穩(wěn)定的。如過在滑跑過程中，某些干擾(側(cè)風或由于 圖 2-3 飛 機 起 飛 結(jié) 構(gòu) 小 車路面不平，使兩邊機輪的阻力不相等)使飛機相對其軸線轉(zhuǎn)過一定角度，這時在支柱上6形成的摩擦力將產(chǎn)生相對于飛機質(zhì)心的力矩，它使飛機轉(zhuǎn)向更大的角度。 （4）在停機、起、落滑跑時，前機身仰起，因而向下的視界不佳?；谝陨先秉c，后三點式起飛結(jié)構(gòu)的主導(dǎo)地位便逐漸被前三點式起飛結(jié)構(gòu)所替代，目前只有一小部分小型和低速飛機仍然采用后三點式起飛結(jié)構(gòu)。 2.6 自行車式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-4 一些自行車式起飛結(jié)構(gòu)還有一種用得不多的自 行 車 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) ，它的前輪和主輪前后布置在飛機對稱面內(nèi)（即在機身下部） ，重心距前輪與主輪幾乎相等。為防止轉(zhuǎn)彎時傾倒，在機翼下還布置有輔助小輪（圖 1c[起飛結(jié)構(gòu)布置型式 ]） 。這種布置型式由于起飛時抬頭困難而較少采用。 2.7 多支柱式起飛結(jié)構(gòu)這種起飛結(jié)構(gòu)的布置形式與前三點式起飛結(jié)構(gòu)類似，飛機的重心在主起飛結(jié)構(gòu)之前，但其有多個主起飛結(jié)構(gòu)支柱，一般用于大型飛機上。如美國的 波 音 747 旅客 機 、C-5A(軍用運輸機（起飛質(zhì)量均在 350 噸以上)以及 蘇 聯(lián) 的 伊 爾 86 旅客機( 起飛質(zhì)量206 噸)。顯然，采用多支柱、多機輪可以減小起飛結(jié)構(gòu)對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。 在這四種布置形式中，前三種是最基本的起飛結(jié)構(gòu)形式，多支柱式可以看作是前三點式的改進形式。目前，在現(xiàn)代飛機中應(yīng)用最為廣泛的起飛結(jié)構(gòu)布置形式就是前三點式。 7圖 2-5 多支柱式起飛結(jié)構(gòu)2.8 構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-6 多支柱式起飛結(jié)構(gòu)構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)的主要特點是：它通過承力構(gòu)架將機輪與機翼或機身相連。承力構(gòu)架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的。它們只承受軸向力(沿各自的軸線方向)而不承受彎矩。因此，這種結(jié)構(gòu)的起飛結(jié)構(gòu)構(gòu)造簡單，質(zhì)量也較小，在過去的輕型低速飛機上用得很廣泛。但由于難以收放，現(xiàn)代高速飛機基本上不采用。 2.9 支柱式起飛結(jié)構(gòu)8圖 2-7 支柱式起飛結(jié)構(gòu)支 柱 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) 的主要特點是：減震器與承力支柱合而為一，機輪直接固定在減震器的活塞桿上。減震支柱上端與機翼的連接形式取決于收放要求。對收 放 式 起 飛 結(jié)構(gòu) ，撐桿可兼作收放作動筒。扭矩通過扭力臂傳遞，亦可以通過活塞桿與減震支柱的圓筒內(nèi)壁采用花鍵連接來傳遞。這種形式的起飛結(jié)構(gòu)構(gòu)造簡單緊湊，易于放收，而且質(zhì)量較小，是現(xiàn)代飛機上廣泛采用的形式之一。支柱式起飛結(jié)構(gòu)的缺點是：活塞桿不但承受軸向力，而且承受彎矩，因而容易磨損及出現(xiàn)卡滯現(xiàn)象，使減震器的密封性能變差，不能采用較大的初壓力。 2.10 搖臂式起飛結(jié)構(gòu)圖 2-8 搖臂式起飛結(jié)構(gòu)9搖 臂 式 起 飛 結(jié) 構(gòu) 的主要特點是：機輪通過可轉(zhuǎn)動的搖臂與減震器的活塞桿相連。減震器亦可以兼作承力支柱。這種形式的活塞只承受軸向力，不承受彎矩，因而密封性能好，可增大減震器的初壓力以減小減霞器的尺寸，克服了支柱式的缺點，在現(xiàn)代飛機上得到了廣泛的應(yīng)用。搖臂式起飛結(jié)構(gòu)的缺點是構(gòu)造較復(fù)雜，接頭受力較大，因此它在使用過程中的磨損亦較大。10第 3 章 起飛結(jié)構(gòu)系統(tǒng)3.1 概述起飛結(jié)構(gòu)用于在地面停放及滑行時支撐飛機，使飛機在地面上靈活運動，并吸收飛機運動時產(chǎn)生的撞擊載荷。3.2 主起飛結(jié)構(gòu)及其艙門主起飛結(jié)構(gòu)的作用是支撐機身后部。當起飛結(jié)構(gòu)收起后，艙門關(guān)閉，可以減小阻力。采用油氣式減震支柱來吸收、消耗著陸和滑行時的撞擊能量，并消除滑行過程中所出現(xiàn)的震動。減擺器可以吸收擺動能量，消除機輪擺振。主起飛結(jié)構(gòu)還將剎車力傳送到飛機結(jié)構(gòu)上3.2.1 結(jié)構(gòu)主起飛結(jié)構(gòu)結(jié)構(gòu)包括減震支柱、阻力桿、側(cè)撐桿、耳軸連桿、反作用連桿、防扭臂、輪軸和機輪。起飛結(jié)構(gòu)減震支柱是起飛結(jié)構(gòu)的主要支承件。包括外筒、內(nèi)筒、節(jié)流孔支撐管、緩沖活門和計量油針。另外上部和下部支承提供滑動表面。一個密封組件（包括 O 型密封圈和 T 型密封圈）可提供內(nèi)外筒之間的靜、動密封。外筒后軸承聯(lián)接外筒到后支撐梁，前軸承聯(lián)接耳軸連桿到后翼梁。前后軸承提供主起飛結(jié)構(gòu)收放轉(zhuǎn)軸。內(nèi)筒上有輪軸、剎車凸緣( 法蘭盤) 、計量銷和放油管?？筛鼡Q的襯套裝于輪軸上提供安裝機輪軸承和保護輪軸。剎車凸緣用于安裝剎車組件。3.2.2 保險接頭每個主起飛結(jié)構(gòu)有 1 個保險螺拴和 2 個保險緊固件。保險螺拴位于上阻力桿的上端，在承受過大載荷時會被剪斷，從而減輕對主結(jié)構(gòu)的破壞。阻力桿上部接頭處的保險銷被涂成黃色，以防止與阻力桿下部緊固件互換。2 個保險緊固件用來固定耳軸連桿的 2 個球形軸承，避免起飛結(jié)構(gòu)在收放過程中出現(xiàn)卡阻。3.2.3 維護起飛結(jié)構(gòu)上有許多潤滑加注口。當潤滑油壓力超過 2500 PSI 時，可能會導(dǎo)致加注口錯位。加油槍的壓力最大應(yīng)限制在 2500PSI。向主起飛結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動軸承注油時，壓力不能超過 400 PSI。3.2.4 主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱（1）工作原理11減震支柱內(nèi)外筒之間有液壓油，還充有高壓氮氣或干燥空氣。當減震支柱壓縮時，氣體受到壓縮，吸收能量，起到緩沖減震作用。同時節(jié)流孔下面的容積減小油液必須通過節(jié)流孔向上流動。當減震支柱伸長時，氣體膨脹，節(jié)流孔上面的油液又要通過節(jié)流孔向下流動。油液高速流過節(jié)流孔時，產(chǎn)生大量的熱，起到消耗能量的作用。（2）計量油針計量油針是錐形的。當減震支柱壓縮時，油針向上運動，使得節(jié)流孔面積逐漸減小，油液的流量逐漸減小，減震支柱壓縮速度逐漸減慢，可以防止內(nèi)外筒之間發(fā)生剛性撞擊。（3）緩沖活門緩沖活門位于上支承結(jié)構(gòu)內(nèi)，其運動部件是一個外圈有槽的青銅環(huán)，在環(huán)上有 3個小孔。當減震支柱伸縮時，上下支承間的容積也發(fā)生變化，油液要經(jīng)過青銅環(huán)流動。當減震支柱壓縮時，上下支承間的容積增大，油液要經(jīng)過青銅環(huán)向下流動。此時，油液可以經(jīng)過 3 個小孔，也可以經(jīng)過外圈的槽，流動不受限制。當減震支柱伸長時，上下支承間的容積減小，油液要經(jīng)過青銅環(huán)向上流動。此時，環(huán)被壓緊到上支承上，外圈的槽被堵上，油液只能通過 3 個小孔流動，這就限制了減震支柱的伸長速度，可以防止飛機接地之后出現(xiàn)反跳。（4）主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱密封一個密封組件位于下支承與隔塊之間。密封組件上的 T 型密封圈在兩個支撐環(huán)支撐下，與內(nèi)筒接觸，O 型密封圈在兩個支撐環(huán)支撐下與外筒接觸。提供內(nèi)外筒之間的油氣密封。備用密封圈裝于下支承的環(huán)槽內(nèi)。備用密封圈的存在，使得可以在不必分解整個減震支柱的情況下更換密封圈。當最后的備用 O 型密封圈和 T 型密封圈用壞后，必須分解減震支柱，以便更換每個密封圈。3.2.5 主起飛結(jié)構(gòu)阻力桿主起飛結(jié)構(gòu)阻力桿的作用是沿前后方向支撐起飛結(jié)構(gòu)減震支柱。阻力桿包括上部阻力桿和下部阻力桿。上部阻力桿與耳軸連桿相聯(lián)；下部阻力桿聯(lián)接到外筒上的上扭力臂的凸耳上。一個保險銷位于上部阻力桿上端，起飛結(jié)構(gòu)受到猛烈撞擊時，保險銷先被剪斷，可以減小對機翼結(jié)構(gòu)的破壞。123.2.6 主起飛結(jié)構(gòu)耳軸連桿耳軸連桿提供主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱的前部鉸支點。主起飛結(jié)構(gòu)減震支柱的載荷從阻力桿通過耳軸連桿傳到飛機結(jié)構(gòu)上。耳軸連桿后端和減震支柱鉸接，前端鉸支在機翼后梁上，可在球形軸承里轉(zhuǎn)動。3.3 前起飛結(jié)構(gòu)和艙門安裝在駕駛艙后隔框上，提供機身前部的支持。前起飛結(jié)構(gòu)包括阻力桿、減震支柱、防扭臂、前起飛結(jié)構(gòu)液壓收放作動筒和液壓鎖作動筒。前起飛結(jié)構(gòu)正常情況下是使用液壓作動收放(向前收起)的。當起飛結(jié)構(gòu)收進時，阻力桿折迭。當操縱轉(zhuǎn)彎時，減震支柱內(nèi)筒可在外筒內(nèi)轉(zhuǎn)動。當起飛結(jié)構(gòu)收上時，前起飛結(jié)構(gòu)艙門機械作動關(guān)閉；當前起飛結(jié)構(gòu)放下時，前起飛結(jié)構(gòu)艙門機械作動打開。3.4 擬解決的主要問題在前期得做好各項準備，要查閱大量的文獻了解無人機起飛結(jié)構(gòu)的的結(jié)構(gòu)，并在CAD，上畫出這個零件，認真去了解它的結(jié)構(gòu)，這當中就需要一些工具書比如機械手冊，以及有關(guān)教材及參考資料，最后如果有需要還可以選擇去工廠調(diào)研，以上條件具備完成本課題所需的工作條件。13第 4 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)方案設(shè)計4.1 概述起落裝置的分類飛機起落裝置的功用是：供飛機在地面或水面起飛、著陸、滑行和停放，吸收著陸時的撞擊和改善起落的性能。起落裝置分陸上和水上兩大類，陸上和水上飛機的起落裝置有很大差異，本節(jié)所介紹的主要是陸上飛機的起落裝置。陸上起落裝置一般包括飛機的起飛結(jié)構(gòu)和改善飛機起落性能的裝置兩大類。飛機的起飛結(jié)構(gòu)有主起飛結(jié)構(gòu)及尾輪成前輪，按照它們在飛機上安裝的位置，可以分為前點式、后三點式及自行車式三種基本型式：圖 4-1 起落裝置三種基本形式4.2 起飛結(jié)構(gòu)的構(gòu)造形式起飛結(jié)構(gòu)的構(gòu)造形式主要有三種：構(gòu)架式、支柱式和搖臀式。1、構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)14圖 4-2 構(gòu)架式起飛結(jié)構(gòu)2、支柱式起飛結(jié)構(gòu)圖 4-3 支柱式起飛結(jié)構(gòu)3、撐竿式起飛結(jié)構(gòu)15圖 4-4 撐竿式起飛結(jié)構(gòu)4.全搖臂式起飛結(jié)構(gòu)：圖 4-4 全搖臂式起飛結(jié)構(gòu)本課題的方案采用的是擺臂式的起飛結(jié)構(gòu)設(shè)計，如圖 4-5:16圖 4-5 全搖臂式三維效果圖17第 5 章 無人機起飛結(jié)構(gòu)連桿傳動裝置設(shè)計5.1 四連桿機構(gòu)設(shè)計連桿機構(gòu)是最常用的機構(gòu)，因此連桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計在機構(gòu)設(shè)計中十分重要，研究工作開展得也最為廣泛。有大量的文獻介紹有關(guān)平面四桿機構(gòu)、平面五桿機構(gòu)、柔性連桿機構(gòu)、曲柄連桿機構(gòu)、槽輪連桿機構(gòu)、凸輪連桿組合機構(gòu)和齒輪連桿等機構(gòu)的優(yōu)化。鑒于四連桿機構(gòu)的典型性，本節(jié)結(jié)合四連桿機構(gòu)的函數(shù)再現(xiàn)優(yōu)化設(shè)計問題，闡述連桿機構(gòu)優(yōu)化問題的一般方法及流程。四連桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計就是對四連桿機構(gòu)的參量進行優(yōu)化調(diào)整，使得機構(gòu)給定的運動和機構(gòu)所實現(xiàn)的運動之間誤差最小。因此四連桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計的過程，就是尋找使得四連桿機構(gòu)運動誤差最小的一組機構(gòu)設(shè)計參量。四連桿機構(gòu)設(shè)計參量確定后，就可認為實現(xiàn)了機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計。四連桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計包括四連桿機構(gòu)優(yōu)化模型建立和優(yōu)化模型求解二個主要過程。通過對四連桿機構(gòu)的分析確定優(yōu)化方案，確定設(shè)計變量，給出目標函數(shù)，并將機構(gòu)設(shè)計制約條件，如桿長條件、傳動角條件等，寫成相應(yīng)的約束條件，即可建立機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計模型。下面介紹四連桿機構(gòu)函數(shù)再現(xiàn)優(yōu)化設(shè)計模型的建立。連桿機構(gòu)函數(shù)再現(xiàn)設(shè)計主要通過選取輸人構(gòu)件和輸出構(gòu)件相對應(yīng)若干位置、采用機構(gòu)圖解法或分析法確定機構(gòu)各參數(shù)。圖 1 是典型的平面鉸鏈四桿機構(gòu)， 、 、 和 分別表示于四個構(gòu)件的長度，桿 AB 是輸入構(gòu)件。假設(shè)圖 1 所示的平面鉸鏈四桿機構(gòu)再現(xiàn)給定函數(shù)為 ，18即 ，則機構(gòu)位置取決于 、 、 、 鉸鏈 A 的位置 、AD 與機架 x 軸夾角 以及輸人構(gòu)件轉(zhuǎn)角 等七個變量。為簡化問題，可令 A 的位置為 ， ， 構(gòu)件的長度為 1(參考構(gòu)件)，由此可將問題維數(shù)降為四維，并不影響構(gòu)件輸入、輸出的函數(shù)關(guān)系。由此可以得到輸出構(gòu)件轉(zhuǎn)角 外與輸入構(gòu)件轉(zhuǎn)角 之間的函數(shù)關(guān)系式：（1）機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計目標就是使得輸出構(gòu)件轉(zhuǎn)角與給定值在 ， 所有位置上的誤差最小。因此機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計的目標函數(shù)可用下式表示（2）當輸入構(gòu)件轉(zhuǎn)角為 時，輸出構(gòu)件轉(zhuǎn)角 外可由下式求得，（3）式中：所以（4）19將上式代入式（3），并令 代表設(shè)計變量 、 、 及 ，機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計目標函數(shù)可寫為：（5）機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計的約束條件應(yīng)根據(jù)機構(gòu)設(shè)計的實際情況確定。例如曲柄搖桿式四連桿機構(gòu)必須滿足如下關(guān)系式：或（6）如果機構(gòu)要求傳動靈活可靠，則傳動角 應(yīng)滿足：或其中從上式可知，傳動角 隨 的變化而變化，當 為最大值時， 為最小，為最小值時， 為最大。要滿足上式條件，約束方程應(yīng)為：曲柄搖桿機構(gòu)有 ，因此，約束方程為20（7）當所選定的設(shè)計變量為構(gòu)件長度時，則構(gòu)件長度必須是正數(shù)，即約束方程為式中 是為了使構(gòu)件長度不小于 而設(shè)的。此外，由于具體結(jié)構(gòu)尺寸的限制，往往對某些構(gòu)件的長度限定在某一范圍內(nèi)選取，例如連桿 BC 的長度 最短為 的 倍，最長為 的 倍，即則約束方程為（8）下面介紹再現(xiàn)函數(shù)為 的曲柄搖桿機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計。先變換給定函數(shù)為 ，并設(shè)輸人構(gòu)件初始角為 ，輸出構(gòu)件初始角為 ，選取輸入構(gòu)件的轉(zhuǎn)角為 ,輸出構(gòu)件的轉(zhuǎn)角為 。當輸入構(gòu)件從 轉(zhuǎn)到 時，輸出構(gòu)件從 轉(zhuǎn)到 ，輸入構(gòu)件從 轉(zhuǎn)到 時，輸出構(gòu)件則從回到 。顯然有 及 ，即 及 。代入函數(shù)式 得：設(shè)將輸入構(gòu)件的轉(zhuǎn)角 均分成 20 等分，則 ，取權(quán)因子，再令 代表設(shè)計變量 、 、 及 ，則由式（5）得曲柄連桿機構(gòu)優(yōu)化目標函數(shù)為21曲柄搖桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計約束條件如下：由式（6）得：要求傳動角滿足 ，由式（7）得：根據(jù)機構(gòu)結(jié)構(gòu)尺寸，要求各構(gòu)件長度相對機架的尺寸在給定的范圍內(nèi)，由式(8)得因此曲柄搖桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計模型如下：Min. s.t.22采用內(nèi)點懲罰函數(shù)法和 POWELL 法求解曲柄搖桿機構(gòu)優(yōu)化設(shè)計模型。選擇初始懲罰參數(shù) ，遞減函數(shù) e = 0.01，初始點 ，取懲罰函數(shù)法收斂精度 ，POWELL 法目標函數(shù)值收斂精度 ，一維搜索精度 。5.1.1 確定設(shè)計變量根據(jù)設(shè)計要求，由機械原理知識可知，設(shè)計變量有 L1、L2 、L3、L4 、 。將曲柄?的長度取為一個單位長度 1，其余三桿長可表示為 L1 的倍數(shù)。由圖 1 所示的幾何關(guān)系可知 ??????????43221)(arcosL?為桿長的函數(shù)。另外，根據(jù)機構(gòu)在機器中的許可空間，可以適當預(yù)選機架 L4 的長度，?取 L4=100，經(jīng)以上分析，只剩下 L2、L3 兩個獨立變量，所以，該優(yōu)化問題的設(shè)計變量為 ??TTLX321,,?因此。本優(yōu)化設(shè)計為一個二維優(yōu)化問題。5.1.2 建立目標函數(shù)按軌跡的優(yōu)化設(shè)計，可以將連桿上 M 點 與預(yù)期軌跡點坐標偏差最小為尋??miyx,優(yōu)目標，其偏差為 和 ，如圖 2。為此，把搖桿運iMix???iiy??n,21?動區(qū)間 2 到 5 分成 S 等分， M 點坐標有相應(yīng)分點與之對應(yīng)。將各分點標號記作 ，根據(jù)i23均方根差可建立其目標函數(shù)，即 ???????min2/12?????iMiyxXf ?sn3Lyico?iiix?2，S 為運動區(qū)間的分段數(shù))1(3??si ????????43221(arcosL?于是由以上表達式便構(gòu)成了一個目標函數(shù)的數(shù)學表達式，對應(yīng)于每一個機構(gòu)設(shè)計方案（即給定 ） ，即可計算出均方根差 。21,X??Xf圖 25.1.3 確定約束條件根據(jù)設(shè)計條件，該機構(gòu)的約束條件有兩個方面：一是傳遞運動過程中的最小傳動角應(yīng)大于 50 度；二是保證四桿機構(gòu)滿足曲柄存在的條件。以此為基礎(chǔ)建立優(yōu)化線束條?件。①保證傳動角 ?50??24圖 3按傳動條件，根據(jù)圖 3 可能發(fā)生傳動角最小值的位置圖，由余弦定理6428.05cos??（見圖 3（a） ）6428.0arcos)(ar3221????L?所以（a）322324149.)(L?（見圖 3（b） ）648.0arcos)(arcos321?????L?所以（b）32214239.)(L?式（a） 、 （b）為兩個約束條件，將 ， ， ， 代入式（a） 、 （b） ，?L5412xL?23得 ??069.121211 ????xg42??x②曲柄存在的條件按曲柄存在條件，由機械原理知識可知， ，12L?13 324L??，4??43把它們寫成不等式約束條件（將 ， ， ， 代入上式） ，得1?512x?23??03?xg24?615?