CN204916211U - 飞行器载荷的挂载结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种飞行器载荷的挂载结构，包括连接机体载荷接口的第一连接件、连接载荷的第二连接件，还包括隔振器；所述第一连接件、第二连接件之间形成与所述隔振器相适应的空间，所述隔振器安装在所述空间内，且隔振器两端分别与所述第一连接件、第二连接件固定连接。本实用新型的飞行器载荷的挂载结构组成部件少，便于安装拆卸，能有效减小飞行产生的振动，能够为激光雷达等载荷的平稳运转提供良好的环境。

Description

飞行器载荷的挂载结构

技术领域

本实用新型涉及飞行器配件领域，特别是涉及一种飞行器载荷的挂载结构。

背景技术

飞机或者无人机等飞行器挂载载荷时需要考虑载荷的工作空间、载荷与机体的连接、载荷的减震问题、载荷安装的便利性以及挂载结构的安全性等问题。目前，飞机或者无人机挂装的载荷种类有很多，如相机、吊舱、云台、雷达等，不同载荷相应的机械挂载结构也不同。在选择挂载结构样式、材料时，需考虑的因素包括结构可靠、安装方便、质量轻、成本低等。例如激光雷达等高精载荷，其使用时还对稳定性、安全性以及相应的隔振措施有一定的要求。

由于飞行器的飞行状况比较复杂，飞行过程中的冲力和振动较大，传统挂载结构件由于减震效果差，无法有效减少冲力和振动对载荷工作的影响；此外，由于飞行过程中振动较强，也会导致挂载结构件中的部件脱落松动，可能导致载荷无法正常的工作，甚至造成载荷的损坏。

实用新型内容

基于此，有必要针对传统挂载结构件减振效果差、部件易松动的问题，提供一种新型的飞行器载荷的挂载结构。

本实用新型采用以下技术方案：

一种飞行器载荷的挂载结构，包括连接机体载荷接口的第一连接件、连接载荷的第二连接件，还包括隔振器；

所述第一连接件、第二连接件之间形成与所述隔振器相适应的空间，所述隔振器安装在所述空间内，且隔振器两端分别与所述第一连接件、第二连接件固定连接。

优选地，所述第一连接件、所述第二连接件均设置有加强筋和减重孔。以提高结构整体强度并控制结构整体质量。

优选地，所述第一连接件为平底U型结构，所述第一连接件的平底部开设所述减重孔，所述加强筋位于所述平底部的外侧面。以提高结构的稳固性。

优选地，所述第二连接件为直角阶梯形结构，所述第二连接件的中段连接部开设有所述减重孔，所述加强筋位于所述中段连接部的外侧面。以提高结构的稳固性。

优选地，所述第一连接件连接机体载荷接口的一端开设有直槽孔，另一端开设有连接所述隔振器的底座一端的光孔；所述第二连接件连接载荷的一端开设有直槽孔，另一端开设有连接所述隔振器的另一端安装孔。便于调节安装位置。

优选地，所述第一连接件的另一端与所述隔振器的底座一端通过螺栓、锁紧螺母连接；所述第二连接件的另一端与所述隔振器的另一端通过螺栓、弹簧垫圈以及平垫圈连接。防止飞行过程中出现松动。

优选地，所述第一连接件、第二连接件均为一体成型结构。简化部件的连接装配，进一步防止飞行过程中出现松动。

优选地，所述隔振器包括第一隔振器和第二隔振器，所述第一隔振器、第二隔振器并排安装在所述第一连接件、第二连接件形成的空间内，且所述第一隔振器的两端、第二隔振器的两端均分别与所述第一连接件、第二连接件固定连接。以保证减震效果。

优选地，所述第一连接件、第二连接件的材质均为7075航空铝材质，所述隔振器为等三维刚度隔振器。保证强度、质量和减振效果。

本实用新型上述飞行器载荷的挂载结构，组成构件少，便于安装拆卸，能有效减小飞行过程中产生的振动，能够为激光雷达等载荷的平稳运转提供良好的环境。

附图说明

图1为一实施例的飞行器载荷的挂载结构示意图；

图2为图1中第一连接件的结构示意图；

图3为图1中第二连接件的结构示意图；

图4为一实施例的激光雷达的挂载结构示意图。

图中：1-第一连接件，2-第二连接件，3-隔振器，4-激光雷达，5-第一连接件的加强筋，6-第一连接件的减重孔，7-第一连接件的直槽孔，8-第一连接件的光孔，9-第二连接件的加强筋，10-第二连接件的减重孔，11-第二连接件的直槽孔，12-第二连接件的安装孔，13-螺栓。

具体实施方式

为使得本实用新型的发明目的、特征、优点能够更加的明显和易懂，下面将结合附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

图1为一实施例的飞行器载荷的挂载结构示意图，如图1所示，本实施例的飞行器载荷的挂载结构主要包括：第一连接件1、第二连接件2以及隔振器3；所述第一连接件1的一端可连接机体(飞机、无人机等)载荷接口，所述第二连接件2的一端可连接载荷(例如激光雷达4)，并且所述第一连接件1、第二连接件2之间形成一个与所述隔振器3相适应的空间，所述隔振器3安装在所述空间内，并所述隔振器3的两端分别与所述第一连接件1、第二连接件2固定连接。

该种挂载结构组成部件少，连接可靠，便于安装拆卸，能有效减小飞行器飞行过程中产生的振动，为激光雷达等载荷的平稳运转提供良好的环境。

此外，通常无人机等飞行器对载荷的重量有严格限制，传统挂载结构件在满足重量的同时，难免牺牲结构的强度，造成挂载结构件强度低的问题。

针对此，如图2、图3所示，作为一优选实施方式，本实施例的第一连接件1设置有加强筋5和减重孔6，所述第二连接件2设置有加强筋9和减重孔10。通过设置加强筋5、加强筋9提高挂载结构整体的强度，通过设置减重孔6、减重孔10控制挂载结构整体的质量。

如图2所示，上述第一连接件1的连接机体载荷接口的一端开设有直槽孔7，通过直槽孔7可用于调节第一连接件1相对于机体的安装位置，所述第一连接件1的另一端开设有连接所述隔振器3的底座的光孔8，用于连接2个隔振器3的底座。

作为一优选实施方式，所述第一连接件1为平底U型结构，所述第一连接件1的平底部开设所述减重孔6，所述加强筋5位于所述平底部的外侧面。

作为一优选实施方式，所述第一连接件1的壁厚最薄处不小于10mm，也可以设置为均匀的壁厚，壁厚可为10mm，所述第一连接件1的直槽孔7的宽度可为8.5mm，所述第一连接件1的光孔8直径可为5.5mm，所述第一连接件1的加强筋5的厚度可与第一连接件1的壁厚相等，可为10mm，所述第一连接件1的减重孔6的直径可为50mm。经过大量力学分析，上述的尺寸设计足以满足使用所需的强度要求。

上述结构的第一连接件1，既符合控制第一连接件整体质量的要求，又能保证第一连接件的强度。

如图3所示，所述第二连接件2连接载荷的一端开设有直槽孔11，通过直槽孔11可调整激光雷达等载荷的安装位置；所述第二连接件2的另一端开设有连接所述隔振器3的安装孔12。

通过第一连接件1的直槽孔7、第二连接件2的直槽孔11可以实现安装位置的微调，使得载荷重心尽可能在直升机等飞行器的轴线上，以保持飞行平衡。

作为一优选实施方式，所述第二连接件2可为直角阶梯形结构，所述第二连接件2的中段连接部开设有减重孔10，所述加强筋9位于所述中段连接部的外侧面。

作为一优选实施方式，所述第二连接件2的壁厚最薄处不小于10mm，也可以设置为均匀的壁厚，壁厚可为10mm，所述第二连接件2的直槽孔11的宽度为8.5mm，所述第二连接件2的安装孔12的直径为6mm，所述第二连接件2的加强筋9的厚度可与第二连接件2的壁厚相等，例如可为为10mm，所述第二连接件2的减重孔10的直径为50mm。经过大量力学分析，上述的尺寸设计足以满足使用所需的强度要求。

作为一优选实施方式，所述第一连接件1、第二连接件2均采用7075航空铝材质制成，7075航空铝性能优良(质量轻、强度大、耐腐蚀)；且所述第一连接件1、第二连接件2均为一体成型结构，不使用螺纹连接以及焊接等工艺连接，装配方便，且减小了部件松动的问题，有利于提高安全系数。

作为一优选实施方式，所述隔振器3包括第一隔振器和第二隔振器，所述第一隔振器和第二隔振器并排安装在所述第一连接件1、第二连接件2之间的空间内，且所述第一隔振器、第二隔振器的两端均分别与所述第一连接件1、第二连接件2固定连接。优选地，所述第一隔振器和第二隔振器均为等三维刚度隔振器，可隔离任意方向上的冲击和振动，且体积小，重量轻，结构紧凑。

使用时，所述第一连接件1的上端可通过螺栓13、锁紧螺母连接机体载荷接口，所述第一连接件1的下端与所述隔振器3的底座可通过螺栓13、锁紧螺母连接；所述第二连接件2的上端与所述隔振器3上端可通过螺栓13、弹簧垫圈以及平垫圈连接，所述第二连接件2的下端可通过螺栓13、弹簧垫圈以及平垫圈连接载荷。

优选地，所述第一连接件1可通过M8螺栓、锁紧螺母连接机体载荷接口，所述第二连接件2的下端可通过M10螺栓、弹簧垫圈以及平垫圈连接载荷。

上述实施例所述的飞行器载荷的挂载结构涉及的连接较少，连接可靠性高，能够有效的减少振动带来的螺栓脱落、部件松动等情况的发生。

下面以用于贝尔206直升机上激光雷达的挂载结构为例对本实用新型的挂载结构进行说明，图4为一实施例的激光雷达的挂载结构示意图，如图4所示，其整体挂载结构分为前后两组，前后两组的挂载结构包含的部件相同，均包括第一连接件1、第二连接件2、隔振器3三部分，各部分相互之间的位置关系和连接关系参考上述实施例所述，且前后两组的挂载结构背对彼此与机体载荷接口连接。

其中，所述第一连接件1为平底U型结构，安装时所述第一连接件1为横放的平底U型结构，包括水平上端、水平下端和平底部，中段连接部与水平上端、水平下端均垂直连接，壁厚为10mm。上端加工的直槽孔宽度为8.5mm，可调节载荷安装螺栓13的空间。下端加工8个直径5.5mm的光孔，用于连接2个隔振器3的底座。平底部分增加加强筋，以提高构件的强度，并开设若干工直径50mm的减重孔，以减轻构件的质量。所述第二连接件2设计为直角阶梯形，包括水平上端、水平下端和中段连接部，中段连接部与水平上端、水平下端均垂直连接，且水平上端、水平下端位于中段连接部的同一侧，所述第二连接件2壁厚10mm。上端加工直径6mm的隔振器安装孔。下端加工直槽孔，用于调节加工和装配误差。中间部分增加加强筋厚度10mm，提高结构件的整体强度，并加若干工直径50mm的减重孔。

由于飞机在起降以及飞行作业时，会伴随较大的冲力和振动，通过本实施例的激光雷达的挂载结构可保证一定的强度与刚度，能够安全可靠的支撑载荷的使用；另外由于激光雷达属于高精设备，所述第一连接件1、第二连接件2之间的两个隔振器3可减少飞机对激光雷达的影响；并且，本实用新型上述实施例的激光雷达的挂载结构整体构件简单，且所有所述第一连接件1、第二连接件2可为一体成型，能很好的减低部件松动的故障，以保证设备和结构件以及机体能够稳固连接，确保激光雷达的安全和正常工作。

需要说明的是，根据飞机的飞行性能和载荷的具体工作情况，可对所述第一连接件1、第二连接件2以及隔振器3的具体参数选择进行适应性调整，以保证载荷在机载情况下安全平稳运行。

以上所述实施例仅表达了本实用新型的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。因此，本实用新型专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (9)

1.一种飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，包括连接机体载荷接口的第一连接件和连接载荷的第二连接件，还包括隔振器；

所述第一连接件、第二连接件之间形成与所述隔振器相适应的空间，所述隔振器安装在所述空间内，且隔振器两端分别与所述第一连接件、第二连接件固定连接。

2.根据权利要求1所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述第一连接件、所述第二连接件均设置有加强筋和减重孔。

3.根据权利要求2所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述第一连接件为平底U型结构，所述第一连接件的平底部开设所述减重孔，于所述平底部的外侧面设所述加强筋位。

4.根据权利要求2所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述第二连接件为直角阶梯形结构，所述第二连接件的中段连接部开设有所述减重孔，所述中段连接部的外侧面设有所述加强筋。

5.根据权利要求1所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述第一连接件连接机体载荷接口的一端开设有直槽孔，另一端开设有连接所述隔振器的底座一端的光孔；

所述第二连接件连接载荷的一端开设有直槽孔，另一端开设有连接所述隔振器的另一端安装孔。

6.根据权利要求5所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述第一连接件的另一端与所述隔振器的底座一端通过螺栓、锁紧螺母连接；

所述第二连接件的另一端与所述隔振器的另一端通过螺栓、弹簧垫圈以及平垫圈连接。

7.根据权利要求1所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述第一连接件、第二连接件均为一体成型结构。

8.根据权利要求1所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述隔振器包括第一隔振器和第二隔振器，所述第一隔振器、第二隔振器并排安装在所述第一连接件、第二连接件形成的空间内，且所述第一隔振器的两端、第二隔振器的两端均分别与所述第一连接件、第二连接件固定连接。

9.根据权利要求1所述的飞行器载荷的挂载结构，其特征在于，所述第一连接件、第二连接件的材质均为7075航空铝材质，所述隔振器为等三维刚度隔振器。