一种具有减振结构的机载光电载荷承载设备

技术领域

本发明涉及机载光电载荷领域，特别是涉及一种具有减振结构的机载光电载荷承载设备。

背景技术

机载光电载荷装备于固定翼飞机、直升机、无人机等平台，采用光电探测技术、激光测照技术、稳像搜索技术、图像处理技术、目标跟踪与定位技术，完成战场态势感知、目标检测定位、武器引导与打击效果评估等作战任务。其作为载机战场信息、态势感知和制导武器引导传感器，已成为实现载机“广域搜索、远程探测、准确定位、快速摧毁、实时评估”的重要装备。随着载机平台作战性能隐身、高空、高速和作战模式 全景感知、智能决策、协同作战的进步，机载光电载荷发展应该具有以下特性:精准化实现多频谱探测、高精度目标定位、引导与制导武器精确瞄准;小型化同装载光电传感器种类多、性能指标高、系统体积小;智能化为载机决策系统提供高价值、多维度的战场态势及目标情报信息;多任务综合化实现全景感知.光电对抗、空/空空/面目标搜索跟踪、目标定位瞄准等。因此，机载光电载荷已成载机系统的重要信息节点和武器节点，遂行“搜索 - 探测 - 锁定 跟踪- 打击 - 评估”全作战链任务。

机载光电载荷装置在无人机、直升机等平台执行不同任务前需要进行更换或维护，但是传统的机载光电载荷承载设备安装方式较为费时，且机载光电载荷内部设有多种传感器，其内部散热问题亟待解决。

发明内容

为了克服上述现有技术的不足，本发明提供一种具有减振结构的机载光电载荷承载设备，以解决背景技术中提出的传统的机载光电载荷承载设备安装方式较为费时，且内部散热问题亟待解决的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：一种具有减振结构的机载光电载荷承载设备，包括光电载荷模块，还包括安装架，所述安装架底部两侧垂直固定有镜像的固定板，镜像所述的固定板两侧设有卡接组件，并通过卡接组件卡接有承载外壳，所述承载外壳内部设有减振组件，并通过减振组件夹持光电载荷模块，所述安装架和承载外壳还设有散热组件。

优选的，所述承载外壳为横向设置的圆柱体，且顶部和底部的弧面分别设有平面。

优选的，所述卡接组件包括第一轴承和转盘，所述第一轴承镜像设置并分别贯穿固定在承载外壳两侧圆心处，所述转盘镜像设置，并分别与镜像的第一轴承转动连接，镜像所述的转盘相背一侧均开设有卡槽。

优选的，所述卡接组件还包括穿孔、凹槽、弹簧、连接板、第二轴承、转轴和拉板；所述穿孔镜像贯穿开设在镜像的固定板两侧，并分别与镜像的卡槽同轴；所述凹槽设有若干个，并分别镜像开设在镜像的固定板相背一侧，且位于穿孔的两侧；所述弹簧设有若干个，并分别通过一端固定在凹槽内部，另一端延伸至凹槽外部；所述连接板镜像设置并分别与镜像的固定板相背一侧的若干弹簧另一端固定；所述第二轴承镜像设置并分别贯穿固定镜像的连接板两侧，且第二轴承内径与穿孔直径一致；所述转轴镜像设置并分别通过一端与第二轴承转动连接，通过另一端贯穿穿孔与卡槽吻合卡接；所述拉板镜像设置并分别与镜像的连接板外侧固定。

优选的，所述卡槽与转轴均为正六边形，且穿孔的直径与正六边形的转轴最大直径吻合。

优选的，所述减振组件包括减振器、支撑板和硅胶筒；所述减振器设有四个并分别镜像固定在承载外壳的内顶部和内底部；所述支撑板为L型并设有四个，且四个L型支撑板构成矩形并分别通过内直角面支撑在光电载荷模块的四角处，分别通过外侧与四个减振器安装；所述硅胶筒镜像设置并分别固定在承载外壳的内部两侧，镜像所述的硅胶筒一端分别与卡接组件的转盘同轴，并通过另一端与光电载荷模块两侧抵接。

优选的，所述硅胶筒的内径大于转盘的外径，且内部通过固定架固定有电机，所述电机的输出轴与转盘的一侧同轴固定。

优选的，所述散热组件包括第一进风口、出风口、通风腔、导流板、第二进风口和散热孔；所述第一进风口镜像开设在安装架的正面；所述出风口开设在安装架的底部；所述通风腔开设在安装架内部并分别与镜像的第一进风口和出风口贯通；所述导流板固定在通风腔的内部并位于出风口上方；所述第二进风口贯穿开设在承载外壳顶部并与出风口对应；所述散热孔设有若干个并贯穿开设在承载外壳的底部。

优选的，镜像所述的第一进风口以及第二进风口分别设有可转动的扇叶。

优选的，所述安装架的顶部固定有安装板，所述承载外壳的正面设有若干透明状观察口。

与现有技术相比，本发明能达到的有益效果是：本发明的机载光电载荷承载设备分别设有卡接组件、减振组件和散热组件，通过卡接组件可以实现一步拆/装机载光电载荷装置，其散热组件可以配合无人机、直升机等飞行平台，将飞行过程中的气流导流至机载光电载荷装置内部进行通风散热。

附图说明

图1为本发明正面剖视图；

图2为本发明正面示意图；

图3为本发明图1的A处放大图；

图4为本发明承载外壳侧视图；

图5为本发明拆卸承载外壳后示意图。

其中：1、安装架；2、固定板；3、承载外壳；4、光电载荷模块；5、卡接组件；6、第一轴承；7、转盘；8、穿孔；9、凹槽；10、弹簧；11、连接板；12、第二轴承；13、转轴；14、卡槽；15、拉板；16、减振组件；17、减振器；18、支撑板；19、硅胶筒；20、固定架；21、电机；22、散热组件；23、第一进风口；24、出风口；25、第二进风口；26、散热孔；27、通风腔；28、导流板；29、安装板；30、观察口。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施例，进一步阐述本发明，但下述实施例仅仅为本发明的优选实施例，并非全部。基于实施方式中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得其它实施例，都属于本发明的保护范围。下述实施例中的实验方法，如无特殊说明，均为常规方法，下述实施例中所用的材料、试剂等，如无特殊说明，均可从商业途径得到。

实施例

如图1-5所示，本发明提供一种具有减振结构的机载光电载荷承载设备，包括光电载荷模块4，还包括安装架1，所述安装架1底部两侧垂直固定有镜像的固定板2，镜像所述的固定板2两侧设有卡接组件5，并通过卡接组件5卡接有承载外壳3，所述承载外壳3内部设有减振组件16，并通过减振组件16夹持光电载荷模块4，所述安装架1和承载外壳3还设有散热组件22；

其中光电载荷模块4为现有的技术，包括封装的光学系统：该部分由望远镜、摄像机、红外摄像机、激光测距仪、高分辨率相机等组件组成，电子系统：该部分由信号处理器、图像处理器、存储器、电源等电子设备组成，数据链路：该部分由空间通信设备、遥测遥控设备等组成，机械结构：该部分由载荷自身的保护罩、支撑结构、稳定装置等组成。

本实施例中，具体的，所述承载外壳3为横向设置的圆柱体，且顶部和底部的弧面分别设有平面；

通过设置圆柱体的承载外壳3并在顶部和底部设置平面，可以减少飞行器飞行过程中外壳的阻力，且平面可以方便承载外壳3放置。

本实施例中，具体的，所述卡接组件5包括第一轴承6和转盘7，所述第一轴承6镜像设置并分别贯穿固定在承载外壳3两侧圆心处，所述转盘7镜像设置，并分别与镜像的第一轴承6转动连接，镜像所述的转盘7相背一侧均开设有卡槽14。

本实施例中，具体的，所述卡接组件5还包括穿孔8、凹槽9、弹簧10、连接板11、第二轴承12、转轴13和拉板15；所述穿孔8镜像贯穿开设在镜像的固定板2两侧，并分别与镜像的卡槽14同轴；所述凹槽9设有若干个，并分别镜像开设在镜像的固定板2相背一侧，且位于穿孔8的两侧；所述弹簧10设有若干个，并分别通过一端固定在凹槽9内部，另一端延伸至凹槽9外部；所述连接板11镜像设置并分别与镜像的固定板2相背一侧的若干弹簧10另一端固定；所述第二轴承12镜像设置并分别贯穿固定镜像的连接板11两侧，且第二轴承12内径与穿孔8直径一致；所述转轴13镜像设置并分别通过一端与第二轴承12转动连接，通过另一端贯穿穿孔8与卡槽14吻合卡接；所述拉板15镜像设置并分别与镜像的连接板11外侧固定；

通过卡接组件5的安装在固定板2上的转轴13与安装在承载外壳3的转盘7进行卡接，从而安装承载外壳3，本发明的承载设备的主体包括安装架1、固定板2和承载外壳3。

本实施例中，具体的，所述卡槽14与转轴13均为正六边形，且穿孔8的直径与正六边形的转轴13最大直径吻合。

本实施例中，具体的，所述减振组件16包括减振器17、支撑板18和硅胶筒19；所述减振器17设有四个并分别镜像固定在承载外壳3的内顶部和内底部；所述支撑板18为L型并设有四个，且四个L型支撑板18构成矩形并分别通过内直角面支撑在光电载荷模块4的四角处，分别通过外侧与四个减振器17安装；所述硅胶筒19镜像设置并分别固定在承载外壳3的内部两侧，镜像所述的硅胶筒19一端分别与卡接组件5的转盘7同轴，并通过另一端与光电载荷模块4两侧抵接；

本发明的减振结构为减振组件16，其中减振器17为现有技术，通过减振器17和支撑板18对封装的光电载荷模块4顶部和底部进行减振支撑，通过硅胶筒19对封装的光电载荷模块4两侧进行减振支撑。

本实施例中，具体的，所述硅胶筒19的内径大于转盘7的外径，且内部通过固定架20固定有电机21，所述电机21的输出轴与转盘7的一侧同轴固定。

本实施例中，具体的，所述散热组件22包括第一进风口23、出风口24、通风腔27、导流板28、第二进风口25和散热孔26；所述第一进风口23镜像开设在安装架1的正面；所述出风口24开设在安装架1的底部；所述通风腔27开设在安装架1内部并分别与镜像的第一进风口23和出风口24贯通；所述导流板28固定在通风腔27的内部并位于出风口24上方；所述第二进风口25贯穿开设在承载外壳3顶部并与出风口24对应；所述散热孔26设有若干个并贯穿开设在承载外壳3的底部；

当本发明的设备安装在飞行器上时，飞行时的气流进入两个第一进风口23后进入通风腔27经过导流板28的导流进入第二进风口25，气流进入承载外壳3后带动内部热量流向散热孔26处排出。

本实施例中，具体的，镜像所述的第一进风口23以及第二进风口25分别设有可转动的扇叶。

本实施例中，具体的，所述安装架1的顶部固定有安装板29，所述承载外壳3的正面设有若干透明状观察口30。

工作原理：使用时，通过配合卡接组件5对承载外壳3进行拆卸和安装，安装时，向两侧拉动两个拉板15，带动连接板11和转轴13位移并拉伸弹簧10，将承载外壳3放置在两个固定板2之间，再松开两个拉板15使弹簧10复位并带动连接板11和转轴13复位，使转轴13一端抵接承载外壳3的转盘7，由于转轴13与转盘7的卡槽14为正六边形，并不是百分百正好卡接，通过电机21传动转盘7转动，直至转盘7的六边形卡槽14与六边形的转轴13吻合，自动卡接并完成安装，拆卸时，拉动两个拉板15即可同理将承载外壳3失去限位；

通过安装板29安装在飞行器上时，飞行时的气流进入两个第一进风口23后进入通风腔27经过导流板28的导流进入第二进风口25，气流进入承载外壳3后带动内部热量流向散热孔26处排出，完成散热；

承载外壳3内部的减振器17和硅胶筒19对封装的光电载荷模块4进行减振支撑。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。