CN218258785U - 一种飞行器地面检测设备 - Google Patents

Abstract

实用新型涉及一种飞行器地面检测设备，包括测试激振器组件；还包括半球壁受力件，其与安装架固定相连；所述的可转动式测试激振器组件，其一端与飞行器的振动点接触，其另一端设置在半球壁受力件的内壁处；所述的可转动式测试激振器组件，一端以飞行器的振动点为圆心，其另一端能位移地处于半球壁受力件不同的内壁处，形成不同方向的振动力。本实用新型达到的有益效果是：提高测试效果、增加振动力的复杂程度、操作简单方便、不易对飞行器造成损伤。

Description

一种飞行器地面检测设备

技术领域

本实用涉及飞行器检测技术领域，特别是一种飞行器地面检测设备。

背景技术

飞行器一般有六大可靠性测试，分别为高低温测试、跌落测试、GPS搜星测试、振动测试、案件测试，线路弯折测试等。

振动测试中，由于无人机内部有很多的传感器，比如IMU惯性测量单元，这些感知的数据如果因为振动受影响，结果就是飞行器可能会完全失去控制；其次，内部硬件结构复杂，机身的一体化强度要求较高，如果振动导致硬件连接异常，螺丝或者模块松懈等等，其实都是不能容忍的。同时，飞行器自身的振动会影响到飞行的稳定和航拍的效果，如果起飞和降落不流畅或者经常磕磕碰碰也会受到振动的影响。所以对飞行器抗振动的抵御能力不可忽略。

但是，现在的测试激振器与飞行器接触的方式上基本都较为死板，具体表现为测试激振器振动变化不大，一般是通过调节频率来实现不同程度的激振。可飞行器飞行时，受力是非常复杂的，测试激振器简单的频率变化，并不能对飞行器践行良好的测试。

基于此，本公司设计一提高振动复杂性的检测设备。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种提高测试效果、增加振动力的复杂程度、操作简单方便、不易对飞行器造成损伤的飞行器地面检测设备。

本实用新型的目的通过以下技术方案来实现：一种飞行器地面检测设备，包括：

测试激振器组件；

半球壁受力件，其与安装架固定相连；

所述的可转动式测试激振器组件，其一端与飞行器的振动点接触，其另一端设置在半球壁受力件的内壁处；

所述的可转动式测试激振器组件，一端以飞行器的振动点为圆心，其另一端能位移地处于半球壁受力件不同的内壁处，形成不同方向的振动力。

可选地，还包括吸附件、牵引磁体；

所述的吸附件，其上设有吸盘，其上开有凹坑；

所述的吸附件吸附在飞行器的振动点处，且振动点从凹坑漏出；

所述的牵引磁体，磁性吸附地固定在半球壁受力件的外壁处；

所述的测试激振器组件，其一端抵在凹坑处，其另一端具有导磁性；

通过牵引磁体的位移，在磁性吸附下带动可转动式测式激振器组件的一端沿半球壁受力件的内壁位移。

进一步地，所述的测试激振器组件，包括底座；所述的底座，其底面经滚珠沿半球壁受力件内壁位移。

进一步地，所述的半球壁受力件、测试激振器组件之间设置有锁紧结构；所述的锁紧结构，包括摩擦块、气缸A；所述的测试激振器组件，经气缸A安装有摩擦块；当气缸A伸出时，摩擦块抵在半球壁受力件的内壁处、抵在底座上，实现了两者的锁紧。

进一步地，所述的摩擦块包括中间凸起、边缘凸起；当摩擦块动作时，中间凸起与底座接触，边缘凸起与半球壁受力件内壁接触。

可选地，所述的测试激振器组件，还包括测试激振器、框架；所述的测试激振器，安装于框架内；所述的框架，其一端通过气缸B与底座相连，其另一端通过弹性结构与飞行器的振动点接触。

进一步地，所述的弹性结构，包括球冠壳、接触球、弹簧销；所述的球冠壳，其周向壁经多个弹簧销将接触球安装在其内；所述的接触球，一部分从球冠壳漏出，且漏出部分与飞行器的振动点接触。

进一步地，所述的接触球的表面设置有柔性耐磨层。

进一步地，所述的球冠壳，经多个支柱安装在框架上。

本实用新型具有以下优点：

通过设置半球壁受力件、测试激振器组件，让测试激振器组件的一端以振动接触点为球心，另一端在半球壁受力件内壁的不同位置调节，以实现不同振动方向的测试，提高了振动力的复杂性，从而更适合飞行器全方位的振动测试；

测试激振器组件的底座以及滚珠的设置，便于测试激振器组件的端头位移；同时通过牵引磁体对测试激振器组件的端头进行牵引；且锁紧结构能够良好地进行锁紧；这些结构都能通过进行相应的自动化控制；相比于传统的多个点测试时，需要拆卸后重新组装的方式，本方案更为简单方便，测试效率更高；

采用牵引磁体带动，通过吸附力带动测试激振器组件转动，而不是采用机械臂直接带动测试激振器组件转动，能够避免机械臂动作不当对飞行器造成损伤；安装架能与机械臂相连是因为在初步找振动接触点时气缸B是回缩的，不用担心对飞行器造成损伤；

测试激振器组件中，接触球、球冠壳、弹簧销的设置，使得通过接触球与飞行器接触，并且接触球由于受力不均在振动过程中，会发生转动，进一步增加了振动时的受力复杂度，有利于飞行器充分测试。

附图说明

图1为本实用新型竖直振动测试的结构示意图；

图2为实用新型倾斜振动测试的结构示意图；

图3为图1中的局部放大图；

图4为图3中加上吸附件的结构示意图；

图5为2中的局部放大图；

图6为图4中底部处的局部放大图；

图7为吸附件的结构示意图；

图中：1-吸附件，2-牵引磁体，3-吸盘，4-凹坑，5-摩擦块,501-中间凸起， 502-边缘凸起，6-气缸A；

测试激振器组件，11-底座，12-测试激振器，13-框架，14-气缸B，15-球冠壳，16-接触球，17-弹簧销，18-支柱；

20-半球壁受力件。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步的描述，但本实用新型的保护范围不局限于以下所述。

如图1～图5所示，一种飞行器地面检测设备，包括测试激振器组件10、半球壁受力件20；其中，半球壁受力件20与安装架固定相连；测试激振器组件 10，其一端设置在半球壁受力件20的内壁处，其另一端与飞行器的振动点接触，并且振动点为半球壁受力件20的球心处。

工作时，将可转动式测试激振器组件10的一端锁紧在半球壁受力件20的某一内壁处，可转动式测试激振器组件10的另一端与飞行器的振动点接触；然后进行振动测试。

然后，将可转动式测试激振器组件10端头，锁紧在半球壁受力件20的另一内壁位置处。于是，测试激振器组件10的振动力方向发生了改变。

即对某一接触点进行振动测试时，能够实现多方向的振动测试。而测试时，只需要一接触点为圆心，将测试激振器组件10的一个端头沿半球壁受力件20 的内壁移动即可，简单方便。

本实施例中，如图4、图6和图7所示，为了实现以振动接触点为圆心的移动，还包括吸附件1。其中，在吸附件1的底部设有多个吸盘3，其上开有凹坑4，并且振动点从凹坑4漏出；而测试激振器组件10，其一端抵在凹坑4处。

需要说明的是，吸附件1为两个对半的部件拼接而成，当需要实现测试激振器组件10端头的固定时，将两个对半的部件从两侧扣合在测试激振器组件 10端头上。

进一步地，还可以将吸附件1直接与测试激振器组件10端头固定相连，然后用吸盘3吸附在飞行器上，这就形成了连接式测量。但本方案中，一般情况下，吸附件1只是实现测试激振器组件10端头的定位的。

本实施例中，还包括牵引磁体2。牵引磁体2，磁性吸附地固定在半球壁受力件20的外壁处；同时测试激振器组件10，其与半球壁受力件20接触的端头具有导磁性。当牵引磁体2沿半球壁受力件20移动时，在磁性吸附下，带动可转动式测式激振器组件10的一端沿半球壁受力件20的内壁位移，于是实现了转动式测式激振器组件10的转动。

更进一步地，牵引磁体20与半球壁受力件20外壁适配。

本实施例中，测试激振器组件10包括底座11；底座11，其底面经滚珠沿半球壁受力件20内壁位移。

本实施例中，在半球壁受力件20上，设置有多个可视激光发射器，这些可视激光发生器的射线均经过半球壁受力件20的球心，利于让飞行接触受力点与半球壁受力件20的球心重合。

本实施例中，半球壁受力件20通过安装架固定在机械臂上，通过机械臂自动地调节整个飞行器地面检测设备的位置。同时牵引磁体2也可以通过另外的小机械臂调节位置。而其他相应的气缸、吸盘3等都与控制面板相连，从而实现自动化控制。

可选地，一种飞行器地面检测设备，在半球壁受力件20、测试激振器组件 10之间设置有锁紧结构，如图3～图5所示。

具体地，锁紧结构包括摩擦块5、气缸A6；测试激振器组件10，经气缸 A6安装有摩擦块5。当气缸A6伸出时，摩擦块5抵在半球壁受力件20的内壁处。

本实施例中，摩擦块5包括中间凸起501、边缘凸起502。当摩擦块5在气缸A6作用下伸出时，中间凸起501与底座11接触，边缘凸起502与半球壁受力件20内壁接触，实现了两者的锁紧。

可选地，一种飞行器地面检测设备，还对测试激振器组件10进行了设计，如图3～图5所示。

具体地，测试激振器组件10，包括底座、测试激振器12、框架13；其中测试激振器12，安装于框架13内；而框架13，其一端通过气缸B14与底座11 相连，其另一端通过弹性结构与飞行器的振动点接触。

本实施例中，弹性结构，包括球冠壳15、接触球16、弹簧销17；球冠壳 15，其周向壁经多个弹簧销17将接触球16安装在其内；接触球16，一部分从球冠壳15漏出，且漏出部分与飞行器的振动点接触。

如果测试激振器组件10施加倾斜方向的振动力时，接触球16由于受力不均，会发生转动，其产生的振动力，相比于传统的振动力，力更为复杂，更有利于强度测试。

进一步地，接触球16的表面设置有柔性耐磨层。能够避免对飞机接触振动点造成损伤。

更进一步地，球冠壳15，经多个支柱18安装在框架13上。

需要说明的是，虽然本申请只画了一个接触振动点的振动测试，但是可以根据实际情况，同时选择多个飞行器地面检测设备，同时多多个接触振动点进行测试。

上述实施例仅表达了较为优选的实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对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。

Claims (9)

1.一种飞行器地面检测设备，其特征在于：包括：

测试激振器组件(10)；

半球壁受力件(20)，其与安装架固定相连；

所述的测试激振器组件(10)为可转动式，其一端与飞行器的振动点接触，其另一端设置在半球壁受力件(20)的内壁处；

所述的可转动式测试激振器组件(10)，一端以飞行器的振动点为圆心，其另一端能位移地处于半球壁受力件(20)不同的内壁处，形成不同方向的振动力。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：还包括吸附件(1)、牵引磁体(2)；

所述的吸附件(1)，其上设有吸盘(3)，其上开有凹坑(4)；

所述的吸附件(1)吸附在飞行器的振动点处，且振动点从凹坑(4)漏出；

所述的牵引磁体(2)，磁性吸附地固定在半球壁受力件(20)的外壁处；

所述的测试激振器组件(10)，其一端抵在凹坑(4)处，其另一端具有导磁性；

通过牵引磁体(2)的位移，在磁性吸附下带动可转动式测式激振器组件(10)的一端沿半球壁受力件(20)的内壁位移。

3.根据权利要求2所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：所述的测试激振器组件(10)，包括底座(11)；

所述的底座(11)，其底面经滚珠沿半球壁受力件(20)内壁位移。

4.根据权利要求3所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：所述的半球壁受力件(20)、测试激振器组件(10)之间设置有锁紧结构；

所述的锁紧结构，包括摩擦块(5)、气缸A(6)；

所述的测试激振器组件(10)，经气缸A(6)安装有摩擦块(5)；

当气缸A(6)伸出时，摩擦块(5)抵在半球壁受力件(20)的内壁处、抵在底座(11)上，实现了两者的锁紧。

5.根据权利要求4所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：所述的摩擦块(5)包括中间凸起(501)、边缘凸起(502)；

当摩擦块(5)动作时，中间凸起(501)与底座(11)接触，边缘凸起(502)与半球壁受力件(20)内壁接触。

6.根据权利要求3所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：所述的测试激振器组件(10)，还包括测试激振器(12)、框架(13)；

所述的测试激振器(12)，安装于框架(13)内；

所述的框架(13)，其一端通过气缸B(14)与底座(11)相连，其另一端通过弹性结构与飞行器的振动点接触。

7.根据权利要求6所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：所述的弹性结构，包括球冠壳(15)、接触球(16)、弹簧销(17)；

所述的球冠壳(15)，其周向壁经多个弹簧销(17)将接触球(16)安装在其内；

所述的接触球(16)，一部分从球冠壳(15)漏出，且漏出部分与飞行器的振动点接触。

8.根据权利要求7所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：所述的接触球(16)的表面设置有柔性耐磨层。

9.根据权利要求7所述的一种飞行器地面检测设备，其特征在于：所述的球冠壳(15)，经多个支柱(18)安装在框架(13)上。

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