具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本实施例的主要结构，如图1，图2所示，包括支座1与伸缩套筒12，所述支座1与伸缩套筒12之间通过转接部转动连接，所述转接部包括安装在支座1端部的外爪盘9和安装在伸缩套筒12端部的内爪盘10，所述内爪盘10与外爪盘9嵌装在一起，并安装有一颗转轴螺钉4和至少一颗拧脱螺钉5；所述伸缩套筒12的自由端安装有矢量传感器13，支座1的自由端安装在飞机机体；支座1与伸缩套筒12内均为中空结构，所述矢量传感器13的电缆线伸入伸缩套筒12并经过支座1内部接入飞机机体。

具体实施方式为，将矢量传感器13安装在伸缩套筒12的自由端，支座1的自由端固定在飞机机体，矢量传感器13的电缆线完全隐藏在支座1和伸缩套筒12内部，并接入飞机机体。安装架正常使用时，通过转轴螺钉4、拧脱螺钉5紧固外爪盘9和内爪盘10，提高安装架的刚度；在飞机降落需要入库或运输时，拧松转轴螺钉4，取下转接部中的拧脱螺钉5，以转轴螺钉4为轴，使支座1与伸缩套筒12发生转动，令安装架折叠后平行于飞机机体，减少了占用空间，便飞机入库和运输。

实施例2：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步增设了转接管15，如图1，图2所示，所述支座1与伸缩套筒12的连接处还设置有转接管15，所述转接管15两端均通过接引座14分别与支座1、伸缩套筒12内部连通，所述矢量传感器13的电缆线从伸缩套筒12伸入并通过接引座14进入转接管15，经转接管15进入支座1内部，经支座1最终接入飞机机体。增设转接管15，主要是由于转接部处外爪盘9和内爪盘10嵌合，没有通道安置矢量传感器13的电缆线，在转接部的电缆线存在暴露在外的风险，因此特别设置转接管15，使矢量传感器13的电缆线在转接部也能够完全隐藏，避免电缆线暴露在外的风险，而接引座14的设置则是为了在电缆线弯曲处，对电缆线进行保护，避免在弯折处对电缆造成磨损。本实施例其他部分与上述实施例相同，这里不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了转接部的结构，如图2所示，所述转接部由外爪盘9和内爪盘10构成，所述外爪盘9一端为凸销，嵌插在支座1端部，另一端为多层片式结构，所述内爪盘10一端焊接在伸缩套筒12端部，另一端为与外爪盘9匹配的多层片式结构，内爪盘10的多层片式结构比外爪盘9的多层片式结构少一层，外爪盘9的多层片式结构嵌装在外爪盘9的多层片式结构内。外爪盘9与内爪盘10的结构设计是安装架能够正常折叠和稳定的重要保证，嵌装在一起的结构，相较于一般的枢轴结构更为稳固。本实施例其他部分与上述实施例相同，这里不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了转接部的结构，如图2，图4所示，所述外爪盘9与内爪盘10的多层片式结构均呈扇形，其嵌装在一起后，其顶点和两边靠近圆弧处分别设置有锥形通孔，顶点处的锥形通孔内扦插有转轴螺钉4，两边靠近圆弧处的通孔内均分别扦插有一个拧脱螺钉5，所述转轴螺钉4与拧脱螺钉5下部均延伸出嵌装在一起外爪盘9与内爪盘10的多层片式结构，并通过螺套18固定，所述螺套18固定设置在外爪盘10多层片式结构的底部。转轴螺钉4主要是起到转轴和固定的作用，拧脱螺钉5主要是起到固定的作用，内爪盘10下部设置与转轴螺钉4和拧脱螺钉5匹配的螺套18，主要是方便转轴螺钉4与拧脱螺钉5的安装，螺套18与外爪盘10下部呈一体结构，也可以通过螺钉固定在外爪盘10下部。本实施例其他部分与上述实施例相同，这里不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了转接部的结构，如图2，图4所示，所述转轴螺钉4与拧脱螺钉5上还分别嵌套有锥形衬套7，锥形衬套7的锥角与外爪盘9和内爪盘10的锥形通孔锥角相同，转轴螺钉4上锥形衬套7的下部还安装有限位环8，转轴螺钉4的螺柱底面设置有螺纹孔，所述螺纹孔内螺纹连接有固定螺钉16，所述固定螺钉16上嵌套有挡圈17；所述拧脱螺钉5上锥形衬套7的上部均还设置有固定条6。锥形衬套7的设置主要是消除外爪盘9和内爪盘10锥形通孔的纵向间隙，防止外爪盘9和内爪盘10发生纵向摆动，提高外爪盘9和内爪盘10的复位精度，限位环8的设置是为了转轴螺钉4与拧脱螺钉5在拧松过程中，迫使锥形衬套7向上脱离外爪盘9和内爪盘10的锥形通孔，另外由于，转轴螺钉4需起到转轴和紧固双重作用，其不能从嵌合的外爪盘9和内爪盘10上脱离，因此特别设计了转轴螺钉4的结构，令其螺柱底部螺纹连接固定螺钉16，避免转轴螺钉4脱离，另外增设挡圈17也是为了避免固定螺钉16的螺头太小，起不到阻止转轴螺钉4脱离的效果。另外，为了跟好的保证外爪盘9与内爪盘10的转动，特别在拧脱螺钉5上设置固定条6，进一步提高固定效果。本实施例其他部分与上述实施例相同，这里不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了转接部的结构，如图2所示，所述外爪盘9一端的凸销嵌插在支座1端部通过定位销2定位，并通过若干紧固螺钉3与支座1端部固定。本实施例其他部分与上述实施例相同，这里不再赘述。

实施例7：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了伸缩套筒12的结构，如图1，图2，图3所示，所述伸缩套筒12包括一端固定有内爪盘10的内筒，以及一端安装矢量传感器13的外筒，所述内筒嵌套在外筒内，并通过设置在外筒外壁的限位螺钉11进行伸缩长度的限定。本实施例其他部分与上述实施例相同，这里不再赘述。

实施例8：

本实施例在上述实施例的基础上，进一步限定了支座1的结构，如图1，图2，图3所示，所述支座1的自由端设置有与飞机机体固定连接的底座。本实施例其他部分与上述实施例相同，这里不再赘述。

可以理解的是，根据本发明一个实施例的矢量传感器的安装架结构，例如限位环8与锥形衬套7的工作原理和工作过程都是现有技术，且为本领域的技术人员所熟知，这里就不再进行详细描述。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。