一种飞机尾部调平和称重装置的制作方法

1.本实用新型涉及飞机调平和称重技术领域，尤其涉及一种飞机尾部调平和称重装置。


背景技术：

2.飞机的重量和重心是影响飞机飞行安全的重要指标。小型飞机主要采用三点测量的方式进行整机的称重。目前，主流的调平和称重设备是液压千斤顶和电子秤。千斤顶实现高度调节以实现纵向调平，千斤顶放在台秤上面与飞机测量点连接，台秤称出数值，去除千斤顶的重量后即为测量点飞机的分重量。上述的测量设备在操作时，操作不方便工作效率较低。


技术实现要素：

3.本实用新型针对上述问题，克服至少一个不足，提出了一种飞机尾部调平和称重装置。
4.本实用新型采取的技术方案如下：
5.本技术提供一种飞机尾部调平和称重装置，包括底座、安装在底座上的高度调节机构以及设置在高度调节机构上的测量机构，所述高度调节机构包括：
6.千斤顶，安装在所述底座上，所述千斤顶具有可升降的升降座；
7.支撑柱，固定在所述升降座上；
8.套筒，滑动套接在所述支撑柱上，所述套筒与支撑柱之间具有定位结构；
9.所述测量机构包括：
10.力传感器，安装在所述套筒的上端；
11.连接件，固定在所述力传感器的上端，用于连接飞机尾部。
12.实际使用时，通过套筒和支撑柱的滑动配合，能够快速实现连接件上下位置的粗调，通过千斤顶能够实现精细调节，操作较为方便。本技术力传感器直接通过连接件与飞机机尾配合，可以直接得到机尾的分重量，测量的结果精确度高。
13.进一步的，还包括显示终端，所述力传感器与所述显示终端信号连接。
14.通过显示终端能够直接读取力传感器的数据，显示终端在一定范围可以任意移动，使数据读取更为方便。
15.进一步的，所述定位结构包括：
16.多个第一定位孔，上下间隔设置在所述套筒上；
17.至少一个第二定位孔，设置在所述支撑柱上；
18.定位件，用于穿设在所述第一定位孔和第二定位孔上，使套筒和支撑柱上下限定住。
19.这样设置能够快速实现套筒上下位置的调节。
20.实际运用时，为了防止套筒相对支撑柱转动，支撑柱的横截面不为圆，优选的，支
撑柱的横截面为矩形，套筒内侧壁横截面的大小和形状略大于支撑柱。
21.进一步的，所述千斤顶为手摇千斤顶。
22.实际运用时，千斤顶还可以为非手摇式，能够自动控制，来实现升降座的升降。
23.进一步的，所述力传感器的下端通过紧固件与所述套筒的上端固定，上端通过紧固件与所述连接件固定。
24.进一步的，所述连接件包括连接部以及设置在连接部上的两个相对设置的凸耳部，所述连接部与所述力传感器固定。
25.进一步的，所述套筒的上端具有端盖，所述力传感器的下端通过紧固件与端盖连接。
26.进一步的，所述千斤顶和底座的连接方式为焊接。
27.进一步的，所述支撑柱与所述升降座的固定方式为焊接。
28.本实用新型的有益效果是实际使用时，通过套筒和支撑柱的滑动配合，能够快速实现连接件上下位置的粗调，通过千斤顶能够实现精细调节，操作较为方便。本技术力传感器直接通过连接件与飞机机尾配合，可以直接得到机尾的分重量，再通过可移动的显示终端，能够直接读取分重量的数值，便于操作。
附图说明
29.图1是飞机尾部调平和称重装置示意图；
30.图2是套筒轴测图；
31.图3是实施例一连接件轴测图；
32.图4是实施例二连接件轴测图；
33.图5是实施例三连接件轴测图；
34.图6是实施例三调节套的示意图。
35.图中各附图标记为：
36.1、连接件；2、力传感器；3、端盖；4、套筒；5、定位件；6、千斤顶；7、手摇柄；8、底座；10、显示终端；11、支撑柱；12、第一限位孔；13、连接孔；14、凸耳部；17、连接部；18、定位孔。
具体实施方式
37.下面结合各附图，对本实用新型做详细描述。
38.实施例1
39.如图1～3所示，一种飞机尾部调平和称重装置，包括底座8、安装在底座8上的高度调节机构以及设置在高度调节机构上的测量机构，高度调节机构包括：
40.千斤顶6，安装在底座8上，千斤顶6具有可升降的升降座(图中省略未示出)；
41.支撑柱11，固定在升降座上；
42.套筒4，滑动套接在支撑柱11上，套筒4与支撑柱11之间具有定位结构；
43.测量机构包括：
44.力传感器2，安装在套筒4的上端；
45.连接件1，固定在力传感器2的上端，用于连接飞机尾部。
46.实际使用时，通过套筒4和支撑柱11的滑动配合，能够快速实现连接件1上下位置
的粗调，通过千斤顶6能够实现精细调节，操作较为方便。本技术力传感器2直接通过连接件1与飞机机尾配合，可以直接得到机尾的分重量，测量的结果精确度高。
47.如图1所示，于本实施例中，还包括显示终端10，力传感器2与显示终端10信号连接。本技术所说的信号连接既可以为有线连接传递信号，也可以为无线连接来传递信号，于本实施例中，通过连接线连接。
48.通过显示终端10能够直接读取力传感器2的数据，显示终端10在一定范围可以任意移动，使数据读取更为方便。
49.如图1和2所示，于本实施例中，定位结构包括：
50.多个第一定位孔12，上下间隔设置在套筒4上；
51.至少一个第二定位孔(图中省略未示出)，设置在支撑柱11上；
52.定位件5，用于穿设在第一定位孔12和第二定位孔上，使套筒4和支撑柱11上下限定住。
53.与本实施例中，定位件5为销钉。于其他实施例中，定位结构5还可以为其他现有的用于定位和锁紧的结构。
54.这样设置能够快速实现套筒4上下位置的调节。
55.于本实施例中，为了防止套筒4相对支撑柱11转动，支撑柱11的横截面不为圆，优选的，支撑柱11的横截面为矩形，套筒4内侧壁横截面与支撑柱11相适配。
56.如图1所示，于本实施例中，千斤顶6为手摇千斤顶，具有手摇柄7。
57.实际运用时，千斤顶6还可以为非手摇式，能够自动控制，来实现升降座的升降。
58.如图1所示，于本实施例中，力传感器2的下端通过紧固件与套筒4的上端固定，上端通过紧固件与连接件1固定。
59.如图3所示，于本实施例中，连接件1包括连接部17以及设置在连接部17上的两个相对设置的凸耳部14，连接部和凸耳部上分别设置连接孔13，连接部17与力传感器2固定。
60.如图3所示，于本实施例中，套筒4的上端具有端盖3，端盖上设置连接孔13，力传感器2的下端通过紧固件与端盖3连接(紧固件穿过连接部的连接孔13和端盖的连接孔13)。
61.于本实施例中，支撑柱11与升降座的固定方式为焊接。
62.实施例2
63.如图4所示，本实施例与实施例1的区别在于连接件1不同，本实施例的连接件1加长了连接部17(即连接部17为长条形)，将连接件1相对于飞机机长方向横向放置，连接件1与飞机上对应测量位置通过紧固件连接。
64.实施例3
65.如图5和6所示，本实施例与实施例1的区别在于，本实施例的连接件1加长了连接部17(即连接部17为长条形)，连接部的两个端部具有凸耳部14，凸耳部14上具有多个上下间隔设置的定位孔18，本实施例还包括两个外套在对应凸耳部14上的调节套，调节套上具有多个上下间隔设置的定位孔18，调节套和凸耳部14通过穿过相对应的两个定位孔18固定住。
66.本实施例通过设置定位孔能够单个调节调节套相对连接件1的高度，从而在测试时通过调节两个调节套的高度来保证飞机处于水平位置(机翼相对一竖直平面对称)。
67.以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并非因此即限制本实用新型的专利保护
范围，凡是运用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构变换，直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本实用新型的保护范围内。