飞行器、航空、宇宙航行

本发明提供了一种栅格舵运输锁定装置，涉及航空航天技术领域，本发明提供的栅格舵运输锁定装置包括：支撑件和固定件，支撑件设置于栅格舵和箭体之间，且支撑件的一端与箭体抵接；固定件的一端与栅格舵连接，另一端与支撑件远离箭体的一端连接，使栅格舵可相对于箭体的位置锁定。本发明栅格舵运输锁定装置可将栅格舵牢固的固定在箭体上，提高栅格舵运输的稳定性，从而提高栅格舵的重复利用性。

本发明提供了一种无人机机巢的自动调平装置及自动调平方法，属于无人机配套设备技术领域。无人机机巢的自动调平装置包括设置在箱体底部的四个地脚，地脚通过垂直升降机构与箱体相连，垂直升降机构包括设置在箱体内的丝杆升降机和丝杆升降机驱动电机，丝杆升降机的升降丝杆下端穿设箱体与地脚相连，丝杆升降机上端与丝杆防自转组件相连，箱体上设有至少一个陀螺仪，陀螺仪和丝杆升降机驱动电机连接在控制器上。能够适应不同平整度的地面，无人机机巢可以自动进行调平，使得无人机平稳降落换电，适用性更可靠，配备陀螺仪使得调平精度高，便于实时监控及调整，防止意外的发生，通过防水组件，能够避免水汽从底部进入机巢内。

本发明涉及一种推拉式机载武器发控手柄，主要由手柄主体、主轴、底座、球头柱塞和限位机构组成。手柄主体与主轴固定连接，主轴可以在底座内滑动，球头柱塞、限位机构与底座固定连接，球头柱塞位于底座下部，限定主轴沿所述底座移动的定位。限位机构位于底座上部，限定主轴沿底座移动。本发明手柄具有可抽拉、可收藏特性，武器发控手柄在驾驶舱安装后，飞行员左手与武器发控手柄的距离可以调节，武器发控手柄使用时可抽拉至工作位置，方便飞行员左手操纵武器发控手柄；武器发控手柄不使用时可推回到收藏位置，不影响飞行员进出座椅，节省座舱使用空间，解决了飞行员进出座椅空间与左手操纵武器发控手柄距离之间的矛盾。

本发明公开了一种应用于套筒展开的自适应预紧机构，包括上预紧机构和下预紧机构；与上预紧机构和下预紧机构分别传动的自适应机构；以及动力组件，自适应机构的输入端与动力组件的输出端滑动连接；上预紧机构和下预紧机构的输出端分别安装驱动组件，动力组件通过自适应机构分别驱动上预紧机构和下预紧机构以驱使对应的驱动组件与套筒内表面接触。本发明的自适应预紧机构使用单动力源实现多预紧机构的变径自适应，可以实现上下驱动组件与任意形式的套筒内表面同时接触，在大幅提高驱动组件有效解除力的同时，简化了结构，提高了可靠性，降低了控制系统规模，降低了成本，配合差速驱动装置，在只使用两台电机组件的情况下实现变径预紧和展开驱动。

本发明公开了一种融合乘波边条翼吻切轴对称冯卡门乘波体设计方法，包括：求解激波底部点的吻切平面、吻切平面基准流场、吻切平面基准流场纵向激波；设计融合乘波边条翼与乘波主翼的前缘水平投影型线；求解各个吻切平面前缘点，所有吻切平面前缘点组成融合乘波边条翼与乘波主翼的三维前缘线；得到吻切平面流线和下表面后缘点，构成乘波体下表面，得到乘波体下表面后缘线；生成吻切平面上表面自由流线，构成乘波体上表面，吻切平面上表面后缘点组成乘波体上表面后缘线。本发明应用于气动外形设计领域，在现有边条翼设计思想基础上，设计乘波边条翼，并将乘波边条翼与乘波主翼进行有效融合，解决吻切轴对称冯卡门乘波体低速起飞性能难以提高的问题。

本发明涉及飞机机载设备检测仪器技术领域，具体为一种嵌入式训练机载数据链端机检测装置及其测试方法，检测装置包括机柜；控制计算机，设置在所述机柜上；嵌训链激励器，设置在所述机柜上；程控直流电源，设置在所述机柜上；功率计，设置在所述机柜上；测试接口；固定/可调衰减器，设置在所述机柜上。本发明通过嵌训链激励器软件及测试控制软件辅以功率计、直流电源、嵌训链激励器、控制计算机等硬件资源实现了端机的离机检测，避免了以前测试需要提供真实机上环境的弊端，节约了测试成本，提高了测试效率。同时实现了发射功率、灵敏度等性能指标的定量测试，为端机的故障定位及修理提供了高效的测试方法。

本发明的一种林业调查野外数据采集装置，属于野外数据采集技术领域，包括无人机和中继平台，中继平台包括安装组件、支撑组件和蓄电组件，安装组件用于安装在林间，蓄电组件包括展开为扇环结构的太阳能电池板和用于无人机停机的停机台，太阳能电池板电性连接停机台，停机台用于无人机停放充电，支撑组件包括支撑台、支杆、中间柱和清理组件，支撑台通过支杆连接安装组件，蓄电组件通过中间柱安装在支撑台上，清理组件用于清理太阳能电池板的板面通过安装组件将中继平台安装在林间，用于对进行数据采集的无人机进行电能补充，设置了中继平台用于临时停放无人机并对其充电，因此设有太阳能电池板进行电能获取，适用于野外环境，长时间作业。

本发明提供一种直升机发动机功率限制系统，包括：机电管理计算机，用于计算发动机状态；显示表盘，用于显示机电管理计算机计算得到的发动机状态；所述的显示表盘包括发动机状态显示区域,弧形刻度线和表针；所述的发动机状态显示区域用于显示当前发动机所处状态，弧形刻度线用于显示发动机总距及发动机所处状态的安全总距范围；表针用于标定发动机实时总距。本发明具有提高飞行员决策和操作效率和显示区域的空间利用率的特点。

本发明公开了一种无人机的换电机场、无人机的换电方法及存储介质，包括：通过机场管理模块响应无人机换电请求，并向主控模块发送换电指令；主控模块响应于换电指令，驱动机械臂夹爪进行无人机的电池置换，并在电池置换过程中，接收伺服电机的压力负载反馈信息，根据压力负载反馈信息驱动机械臂进行运动控制，实现对无人机换电过程中精准控制，提高无人机换电效率和安全性。

本发明涉及氢能领域，本发明公开了无人机氢气瓶更换机构及无人机氢气瓶快速换气结构，无人机氢气瓶更换机构，包括：底座；定位组件，所述定位组件将无人机定位在底座上；送瓶组件，所述送瓶组件用于将无人机上的松开的气瓶接收并向下转送；移位组件，所述移位组件用于接收送瓶组件转送的气瓶并将新的气瓶移送至送瓶组件。该无人机氢气瓶更换机构通过配置定位组件、送瓶组件和移位组件，定位组件实现无人机的定位从而精确地定位无人机的气瓶，然后通过送瓶组件和移位组件的动作配合高效便捷地实现无人机氢气瓶的更换。

本发明公开了一种变径外驱动式套筒展开方法，属于变结构体空间遥感器技术领域，该方法基于轮式驱动组件、能够将所述轮式驱动组件与套筒外壁抵接的变径预紧组件和反馈所述轮式驱动组件和抵接状态的控制系统；该方法包括以下步骤：步骤S1：所述变径预紧组件安装在最外级套筒的上部，所述轮式驱动组件安装在所述变径预紧组件上；步骤S2：预紧系统控制所述轮式驱动组件与待展开套筒外壁实时接触；步骤S3：驱动系统控制所述轮式驱动组件转动，将套筒逐级展开，并在套筒完全展开后停机，该方法具有简单，可靠，可扩展，紧凑，精度高的优点，可以用于所有使用套筒式展开机构的场合，尤其是对展开精度要求较高的空间遥感领域。

本发明提供一种行星探测浮空系统，行星探测浮空系统包括浮空器，浮空器包括超压气球球体、吊舱和气动集成翼，超压气球球体包括主气囊和副气囊，副气囊置于主气囊的内部，吊舱与超压气球球体连接，吊舱包括用于存储气体的浮升气体气瓶，气动集成翼与吊舱的下部连接，吊挂于吊舱，浮升气体气瓶通过第一充气装置与主气囊连通，副气囊通过第二充气装置与大气环境连通，主气囊通过内部填充浮升气体的浮升气体气瓶并可保持一定压差，内部填充空气的副气囊，通过第一充气装置调节主气囊内的气体以及第二充气装置调节副气囊内的气体，实现任意调节超压气球球体浮力及浮空器高度，由此浮空器系统实现高度可控制调节以及长期驻留。

一种冲压翼伞及延时展开方法，涉及冲压翼伞领域。冲压翼伞包括翼伞本体、固定箱及多根两端分别连接翼伞本体和固定箱的伞绳，还包括至少一对分别设于翼伞本体两端的约束绳及多根受到拉力时断开的强力绳，翼伞本体两端的两个约束气室底部分别连接有多个约束导向环，每对约束绳的底端分别连接于固定箱，每对约束绳的顶端分别从内向外依次穿过两个约束气室连接的多个约束导向环，每根强力绳用于将一段松弛的约束绳固定于穿过的两个相邻约束导向环。本申请提供的冲压翼伞及延时展开方法能够延缓冲压翼伞的展开速度，使冲压翼伞的面积逐步展开，从而减小开伞冲击力，降低使用材料强度和使用成本。

本发明涉及组装框架的方法及用于制造具有框架的飞行器外壳的方法。本发明属于飞行器零件制造领域，特别地，它涉及一种用于在飞行器外壳中组装框架的方法。该方法包括：(a)使用自带人工视觉的第一机器人识别蒙皮上的参考标记；(b)基于至少一个参考标记为每个框架的定位确立局部参考；(c)使用第一机器人抓取框架；(d)基于框架的至少一个参考特征确立第一机器人和框架之间的相对位置；(e)使用第一机器人将框架定位在飞行器外壳的内侧；(f)穿透框架和蒙皮钻出孔；以及(g)通过紧固件将框架附接到蒙皮。步骤(e)和步骤(f)由第二机器人执行。

本发明公开了一种大型无人机的自检系统，先通过地面控制站发出指令，并可操作无人机，然后通过启动初始化模块，使无人机内部原先亮起的故障灯关闭，然后再启动大型无人机的自检系统对无人机出发前的检测，检测过程中，我们会对无人机内的电力检测模块、GPS定位模块、通讯传输模块、温度检测模块与数据存储模块进行检测，如发现这些模块发生故障时会通过报警模块发出警报声，再通过信息处理模块进行处理，然后将处理后的信息进行储存记录再通过通讯传输模块进行指令传输，便于人们发现并及时维修，防止无人机启飞后发生故障，造成一定的损失，改系统，便于对无人机内部机身情况做提前预警，使无人机在发生突发状况前及时发现，便于人们维修。

本发明一种便携无人机弹射装置，属于无人机技术领域；包括支杆、弹射辅助机构、弹力挂绳、飞机支架、弹射机构和弹射机构固定绳缆；支杆竖直安装于无人机起飞平台的前方，能够在弹射辅助机构的作用下向无人机弹射方向倾倒；弹力挂绳的固定端与支架顶端连接，自由端设置有钩环组件；弹射机构的咬合端与钩环组件连接，固定端与无人机起飞平台之间通过弹射机构固定绳缆连接；无人机由飞机支架支撑，位于支杆正后方，并通过底部安装的弹射钩与钩环组件活动连接，实现其起飞前的定位。本发明采用分体式无滑轨设计，大大降低了弹射装置的重量体积，便于人员背负携带，采用快装快拆设计，降低作业所需人员数量和人员劳动强度。

本发明涉及一种飞行器推进器组件的冷却装置，包括：‑至少一个冷却回路，其具有配备有可在关闭位置和打开位置之间移动的进气挡板(64)的至少一个空气入口以及配备有可在关闭和打开位置之间移动的排气挡板(66)的至少一个空气出口；‑至少一个致动器(76)，其通过至少一个运动链(78、78’)联接至一对进气挡板(64)和排气挡板(66)，使得所述进气挡板(64)和排气挡板(66)以同步运动激活并同时处于关闭位置或打开位置。这一解决方案减少了致动器的数量并最终减少了飞行器的机载重量。

本发明公开了一种消防投弹设备，包括弹仓、摄影云台和测高装置，摄影云台和测高装置均设于弹仓的底部，弹仓内设有储弹腔，弹仓的底部设有与储弹腔相连通的投弹孔，测高装置用于检测其与地面之间的距离并产生高度数据，摄影云台用于拍摄所述弹仓下方的图像并瞄准地面的预计着弹点；结合高度距离，在摄影云台中虚拟出一预计着弹点，使得远端的操控人员能够快速判断出灭火弹此时预计的落地位置，提高了投弹命中准确度。

本发明提供了一种航天器自主绕飞与碰撞威胁规避的智能协同控制方法，包括以下步骤：利用混合状态机建立自主绕飞与碰撞威胁规避控制系统的混杂模型，给出各个状态对应的控制目标，基于状态机模型对绕飞航天器的行为状态进行监控和管理；设计运动规划器，给出绕飞航天器的参考运动轨迹，以保障航天器各个行为状态转换的柔顺性；针对目标航天器的机动参数不确定性，设计降阶观测器对未知机动参数进行估计，用于控制器设计；根据不同状态的控制目标，设计了多模态运动规划与控制策略，实现多模态自适应跟踪控制。本发明解决了航天器实现自主绕飞的同时能够有效规避空间目标的碰撞威胁事件，提高航天器的任务遂行能力和空间运行安全性。

本发明公开了一种多无人机轮换充电设备，包括充电基座，所述充电基座顶部固定连接有充电装置，所述充电基座上位于充电装置一侧的部分固定连接有转移装置，所述充电基座侧面固定连接有放置台；所述充电装置包括：充电平台，该充电平台具有空腔结构，以及设置在所述充电平台侧上方的支撑台，所述支撑台与充电平台之间固定连接有弧形弹簧，所述充电平台顶部中心位置固定连接有充电设备，所述充电平台顶部位于充电设备外侧的部分开设有控制槽，所述控制槽与充电平台的空腔连通，本发明涉及无人机充电技术领域。该一种多无人机轮换充电设备及充电方法，方便自动对无人机进行充电，无需人工操作，充电比较方便。

本申请公开了一种智能巡航灭火无人机的控制方法及系统，该方法包括：将待勘测区域划分为多个巡航区域，并根据巡航区域将多个无人机进行编队；基于对应的巡航区域，控制无人机进行8字形飞行巡航；基于无人机的监测系统，获取巡航区域中的巡航信息并通过云台将巡航信息上传至服务器；响应于巡航信息为异常，则监测到火灾区域，并确定火灾区域的位置信息与火焰等级信息；基于火焰等级信息，启动灭火装置并对火灾区域进行分级处理。本申请通过无人机采集巡航区域中的巡航信息，通过监测模块对巡航区域内的火灾进行检测并判断火灾等级信息，根据火灾等级信息控制无人机的灭火装置进行对应的灭火操作，从而完成对火灾的智能检测与及时处理。

本发明属于直升机驾驶舱人机工效设计技术领域，公开了一种基于飞行员物理假人的直升机驾驶舱评估方法，包括使用小物理假人和大物理假人，使用小物理假人来验证直升机驾驶舱和驾驶舱内设备的可达性评估，使用大物理假人来验证直升机驾驶舱的各项活动空间评估，最后记录评估结论。本发明使用了标准化的物理假人来验证直升机驾驶舱的各项空间、设备的评估，评估周期短，效率高，并能有效保证了评估的合理性和客观性，可用来评估单驾驶、并列双驾驶、串列双驾驶等不同直升机驾驶舱构型的操纵可达性和内部空间合理性，依据飞行员物理假人的评估结论为直升机型号设计提供验证基础，减少迭代时间，提升设计效率和准确性。

本发明提供了一种携带充电线飞行的无人机及其工作方法，属于无人机技术领域。解决了无人机工作时电力不足、工作耗时长、效率低的问题。其技术方案为：包括无人机机体，收放线机构，定位模块，避障模块，电感应模块，防缠绕模块，应急保护模块以及路径规划模块，收放线机构连接有力传感器，路径规划模块和应急保护模块，应急保护模块连接有电流传感器、摄像头和收放线机构固定架，电感应模块连接有电磁感应器和路径规划模块，路径规划模块包括主控系统以及规划系统。本发明的有益效果为：本发明有效提高了无人机的续航能力，增加了无人机的有效工作时长，大大提高了无人机的工作效率。

本发明提出了一种强化混合的引射装置，属于流体技术领域。该引射装置主要包括引射管、风罩和导流叶片。所述引射管包括引射管外壁、引射管内壁、内螺旋导流肋片、引射孔、引射条缝。所述内螺旋导流肋片为中空薄壁结构，与引射管外壁固连，形成引射条缝。所述引射孔均匀分布在内螺旋导流肋片上。所述风罩与引射管外壁形成引射气体的环形通路，环形通路的径向距离与引射管内壁半径相同，所述风罩完全覆盖引射条缝的轴向长度。本发明在较短的距离内可实现高低温气体的充分高效混合，解决了现有引射装置气体混合不充分的问题，在空间局促的情况下具有较大的优势。

本发明属于直升机机体结构疲劳试验技术，涉及一种铝锂合金机体对接框疲劳试验装置，所述试验装置包括：固定板、第一过渡段、第二过渡段、加载支座组件、加载板；所述固定板与第一过渡段连接，所述第二过渡段与加载板连接；所述第一过渡段连接与所述第二过渡段之间连接固定待试验铝锂合金机体对接框；所述加载支座组件包括三对；对称布置于所述加载板上，分别模拟X、Y、Z三个方向的弯矩。本发明装置结合机体对接框结构和载荷特点，进行试验边界连接条件、载荷加载设计，采用本发明装置进行机体对接框疲劳试验能够充分验证其强度性能并获得寿命。

一种装配对接定位型架及使用方法，将第一装配件和第二装配件在对接定位型架上进行对接定位，所述的对接定位型架含有底座、调节丝杠、第一定位型架、第二定位型架、第一支撑机构、第二支撑机构，调节丝杠水平设置在底座上，在底座的两侧分别设有一个与调节丝杠平行的第一导向杆，所述的第一定位型架与第一装配件匹配，可将第一装配件定位装夹在第一定位型架上，第一定位型架通过第一支撑机构连接在丝杆的一侧和底座的导向杆上；所述的第二定位型架与第二装配件匹配，可将第二装配件定位装夹在第二定位型架上，第二定位型架通过第二支撑机构连接在丝杆的另一侧和底座的第一导向杆上，转动丝杠可以带动第一定位型架和第二定位型架做相互靠近或相互远离的定位调节运动。

本发明涉及一种大型飞机对接系统装置快速与地面连接固定结构，包括有对接系统装置和预埋在地面的一组以上预埋定件构件；所述对接系统装置的下端相对两侧外表面均设置有两个快拆螺栓组件和一个快速定位球头销棒组件，所述预埋定件构件包括四个螺栓锁紧缸体和两个球头定位缸体；使用时，将对接系统装置移动至预埋定位构件的正上方，然后通过快速定位球头销棒组件的球头销棒插入球头定位缸体的定位孔内进行定位，最后将快拆螺栓组件的螺栓与螺栓锁紧缸体的内螺纹口拧紧固定即可，实现了大型飞机对接系统装置与地面预埋定位构件的快速连接固定，大大提高了安装效率，而且该结构制造加工容易、成本低，有利于实施应用。

本发明属于直升机结构部件技术领域，公开了一种三维编织复合材料拉扭条结构，包括至少两层三维编织的拉扭条、垫布和衬套，拉扭条之间隔着垫布重叠固定，拉扭条的两端设有连接孔，连接孔内设有衬套；其中，拉扭条使用三维编织工艺制成的复合材料制成，在不同于拉扭条的环绕方向上存在纤维纱线分布。本发明提供的三维编织复合材料拉扭条结构，三维编织的结构能够有效提升抗拉能力，增强扭转变形下抗分层能力，因此提高拉扭条使用寿命；本发明的拉扭条的典型段和连接段通过由大到小的尺寸缓慢过渡区来过渡，可以降低拉扭条连接段翘曲正应力，单位扭转角度下，其翘曲正应力下降了20％～30％。

本发明提供一种低冲击星箭分离机构，适用于卫星与运载火箭的连接和分离释放。主要包括锁紧座组件、分离弹簧组件和底板；底板固定在火箭箭体上，锁紧座组件和分离弹簧组件分别设置四套，以四点式布置方式安装在底板的四个角点；锁紧座组件包括与卫星舱板连接的卫星对接座，通过锁紧螺栓配合记忆金属分离螺母的方式在入轨前稳固连接卫星与运载火箭，并在入轨后可控解锁；解锁后，分离弹簧组件中的分离弹簧将卫星舱板推离，并使卫星以一定的相对速度与火箭分离。本发明的星箭分离机构，通过记忆金属分离螺母驱动解锁，作动冲击小，无需额外的缓冲减振结构；分离过程不产生污染物，不影响敏感元器件；机械接口简单，应用范围广，可靠性高。

本发明公开了一种无人机，无人机包括机翼和旋翼，其中，机翼包括骨架结构和蒙皮结构，蒙皮结构包括上蒙皮和下蒙皮，骨架结构与下蒙皮之间形成旋翼容置部。旋翼具有工作位置和收容位置，在收容位置，旋翼收容于旋翼容置部，在工作位置，旋翼伸出旋翼容置部。如此，通过采用隐蔽式旋翼伸缩垂直起降方式，实现了无人机的垂直运动与水平运动之间的自由切换，提高了无人机的升阻比以及气动效率，减小了对起降场地的面积要求，适用于复杂多变的地理环境，从而完成空中、地面、水面和水下拍摄、测绘和隐蔽等指定任务；并且整体结构简洁，便于安装与维护。另外，将旋翼隐藏在下蒙皮中，能够对旋翼起到保护作用，从而延长无人机的使用寿命。

本发明公开了一种机翼前缘下垂动态失速控制装置和方法，本发明涉及动力控制技术领域，装置包括主控模块、等离子体激励器、电源和信号发生器；主控模块用于根据机翼表面分离状态，控制所述信号发生器的输出；信号发生器通过输出不同波形信号对所述电源输出波形进行调制，从而控制等离子体激励器的放电状态；电源为等离子体激励器提供驱动电压；等离子体激励器展向安装在机翼前缘，能够产生非定常诱导涡结构，非定常诱导涡结构与机翼前缘的主流涡相互作用，从而形成虚拟前缘下垂结构。本发明采用等离子体非定常激励方式，在机翼前缘不断诱导出涡结构，其与主流流动相互作用在机翼前缘生成虚拟前缘下垂结构，从而满足动态失速控制需求。

本发明公开了一种飞机地面空调系统及其控制方法，涉及空调调节领域，用以增加飞机地面空调系统的出风模式。飞机地面空调系统包括：第一风道、第二风道、第三风道、第四风道、第五风道、第一出风流道和第二出风流道。第一风道被构造为引入空气。第二风道位于第一风道的下游且流体连通；第二风道被构造为调节空气的温度。第三风道位于第二风道的下游且流体连通；第三风道被构造为调节空气的压力。第四风道位于第三风道的下游且流体连通；第四风道被构造为对空气均流。第五风道位于第四风道的下游且流体连通。第一出风流道位于第五风道的下游且流体连通。第二出风流道与第一出风流道并列布置，且各自独立。上述方案可实现多种送风模式。

本发明属于摄影技术领域，尤其为一种遥感用无人机的摄影机防护结构，包括无人机主体、所述无人机主体的一端固定有若干个支撑腿；本发明中，一种遥感用无人机的摄影机防护结构，通过设置的第一固定片、第一防护板、第二防护板、限位杆、第一弹簧、第二弹簧和、凹槽的配合使用，使第二防护板可以在第一弹簧与第二弹簧之间进行缓冲，避免第二防护板或第一防护板碰撞到摄像机主体，造成摄像机主体晃动，有利于摄像机主体进行拍摄，且第二防护板也可对摄像机主体起到保护作用，提高摄像机主体的使用寿命，可在一定程度上提高摄像机主体的稳定性，从而在一定程度上避免了摄像机主体在拍摄时容易晃动的局限性，使用时，较为方便。

本发明提供了一种降落伞开伞控制系统，包括伞衣和伞绳，伞衣包括中心伞衣部和约束伞衣部，该系统还包括中心绳，中心绳约束带、定力绳、中心绳圆环，约束伞衣部使用弱强力绳，中心绳约束带一端与中心伞衣部顶端连接，另一端设置有约束带圆环，中心绳一端设置中心绳圆环，另一端穿过约束带圆环与待投放物品连接，中部设置有多个连接扣，中心绳圆环比约束带圆环直径大，使中心绳圆环与约束带圆环分开，定力绳将中心绳圆环与相对端设置的连接扣捆扎形成约束，在外力作用下，定力绳一、定力绳二及弱强力绳依次解除约束伞衣完全展开。该系统重量轻，能够满足高速开伞下减小开伞冲击力，同时全面积展开后满足着陆安全性的要求。

本发明公开了一种仿生前缘机翼实现装置和仿生前缘结构建立方法，本发明属于仿生流动控制技术领域。装置包括控制器、高压电源、调压器、函数发生器和启动涡发生器组；高压电源通过门电路为启动涡发生器组提供驱动电压；调压器用于调节高压电源的输出电压幅值和频率；函数发生器能够输出驱动信号控制高压电源的非定常工作；启动涡发生器组包括多个启动涡发生器，多个启动涡发生器内埋式展向均匀布置在翼型结构的前缘；控制器与门电路、函数发生器和调压器均电连接。本发明利用等离子体激励原理，不断诱导产生启动涡，启动涡能够在翼型结构前缘形成气动仿生波状前缘结构，起到抑制分离作用，从而实现增升减阻、噪声控制的目的。

本发明公开了一种连接脱离器，涉及无人机配件领域。本发明通过设置有上卡爪、下卡爪、齿条机构、齿牙、弹簧机构和无人机机架的通孔，在无人机机架的通孔的作用下，使得脱离器主体可以与无人机机架滑动连接，在打开上卡爪和下卡爪后，上卡爪和下卡爪会夹住无人机机架通孔的两侧，在弹簧机构和缓冲轮的作用下，促使脱离器主体和无人机机架之间处于静平衡状态，在降落伞打开的瞬间，上卡爪在弹簧机构的作用下收回到收纳槽内，当无人机落地后，会使下卡爪也在弹簧机构的作用下收回到收纳槽内，当环境出现二次风情时，风将直接作用在降落伞上，此时降落伞便会拉着伞绳和脱离器主体直接从无人机机架上脱离，从而有效避免无人机被拖行形成二次损伤。

本发明提供了一种月球车移动系统及月球车，涉及月球车技术领域，月球车移动系统包括移动系统连接件、前轮、后轮、前导向装置、后导向装置及摆动装置，移动系统连接件与车体连接，移动系统连接件左右两端分别与前导向装置和后导向装置转动连接，前导向装置和后导向装置均可上下移动，前导向装置与前轮连接，后导向装置与后轮连接，摆动装置包括连接机构、摆动杆及转动轴，摆动杆上设有摆动套，转动轴与摆动套转动连接，转动轴与连接机构的一端连接，连接机构的另一端用于与车体连接，摆动杆的两端分别与前导向装置和后导向装置铰接。本发明通过前轮与后轮联动，使月球车可在复杂的地貌上通行，提升车轮贴地性能。

本发明属于飞机刹车制动技术领域，尤其涉及一种碳热库组件结构。包括：隔离盘、两个单面静盘、动盘、压紧盘、承压盘；所述隔离盘安装在在两个单面静盘之间，两个单面静盘分别位于动盘之间，压紧盘位于碳热库组件的一端，该压紧盘的一个表面与动盘接触，另一个表面承受刹车时来自活塞组件的刹车力。降低碳热库组件在刹车过程中产生的力矩冲锋和振动对飞机起落架的影响。

本发明涉及一种适用野战型无人机的免工具安装的可回收式气囊口盖结构及无人机。该气囊口盖结构包括：口盖主体、第一连接组件和第二连接组件；口盖主体设置在所述气囊舱上，所述第一连接组件和连接组件对称通过紧固件设置在所述口盖主体的两端，将所述口盖主体与所述气囊舱活动连接，当所述口盖主体受到所述气囊舱内气囊膨胀力作用下，所述第一连接组件弹开带动所述口盖主体打开，之后第二连接组件再断开，使所述口盖主体完成脱离。本发明的有益效果是：本发明的可回收式气囊口盖的开盖方式结构简单，安装方式无需工具，适用性强，口盖可重复使用。野战环境下可通过回收脱落的口盖或更换新的口盖实现无人机快速再次起飞的目的。

本申请提供一种多功能进气道，所示多功能进气道包括多功能进气道1和可调挡板2，所述多功能进气道1包括进气通道101，主流通道102，排砂通道103、进气道框体104和隔板105，可调挡板2包括出流口201、支撑及控制机构202、支撑及控制机构202，其中：进气道框体104为两端开口的腔体结构，隔板105沿水平方向设置在进气道框体104出口端靠近上端面的位置，进气道框体104内的入口端为进气通道101，进气道框体104内的出口端上端面与隔板105之间为排砂通道103，进气道框体104内的出口端下端面与隔板105之间为主流通道102。