飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种飞行员操纵装置，包括操纵手柄、安装座和底座，操纵手柄底部设有手柄轴及套接在手柄轴外缘的花键轴，花键轴通过若干深沟球轴承先后套装在安装座和底座内，并分别啮合传动至安装座内的阻尼器和位移传感器上，花键轴外缘还套装具有一定间隔的顺向旋转环和逆向旋转环，顺、逆向旋转环相对端各自连接的弹簧安装座将扭转弹簧两端固定并套装在花键轴上，在旋转操纵手柄时向飞行员反馈操作力感。本发明的花键轴通过单个异形输出齿轮传动连接阻尼器和位移传感器，同时实现阻尼和位移传感功能，输出齿轮底部设置的扭转弹簧实现操作力感反馈功能，使得操作装置内部空间利用率高，减少了装置的体积和重量。

本发明涉及一种快速拆装的无人机，包括扇叶和控制箱，所述控制箱的左右两侧均固定有固定块，两个所述固定块相背的一侧均插接有支架，所述固定块的内部设有拆卸机构，所述控制箱的底部抵接有固定板，所述控制箱的内部设有限位机构，所述固定板的下表面固定有四个支腿，所述支腿内腔的上表面固定有第二弹簧。该快速拆装的无人机，通过设置的拆卸机构，拉杆带动第一移动板和卡杆一起移动，卡杆远离圆孔后，旋转旋转把手，带动转杆和第一锥齿旋转，并带动第二锥齿和第一螺纹杆一起旋转，使限位块带动铰接杆一起移动，并带动限位块移动，此时即可拆下固定块和支架，操作方便，拆卸简单，效率高，不用借助其他工具即可完成拆卸操作。

本发明提供一种应用于无人机空速管延长管，属于空速管技术领域，包括：第一延长管、第二延长管和第一夹持件；第一延长管后端端部设有折叠部，第二延长管前端端部设有固定部，折叠部与所述固定部可拆卸连接，当第一延长管相对于所述第二延长管转动形成夹角状态时，第一延长管和所述第二延长管通过第一夹持件固定连接。本发明的技术方案的有益效果在于，相比现有的非折叠式空速管延长管结构相比，极大地缩减了无人机在运输状态时的航向尺寸，适用于对无人机运输过程中对航向尺寸有限制的场合，尤其对于大型无人机，该延长管可以减少运输组件长度，提高运输效率，降低运输成本。

本发明提供一种飞行器空速管延长管，属于空速管技术领域，包括：第一延长管、第二延长管和第一夹持件；第二延长管前端设有沿径向开设的第一转接槽，以及沿第二延长管的轴向方向开设有一对滑槽；第一延长管后端通过可滑动地设于一对滑槽内的铰接件铰接于一对滑槽之间，第一延长管以铰接件为轴线相对于第二延长管转动形成夹角状态时，通过第一夹持件固定连接于第二延长管。本发明的技术方案的有益效果在于，同现有飞行器上非折叠式空速管延长管结构相比，极大地缩减了飞行器在运输状态时的航向尺寸，提高运输效率，降低运输成本，可以应用于大多数在机头布置空速管的飞行器型号。

本发明公开了一种基于多连杆的单自由度少驱动全变形机翼机构包括固定设置的机翼前缘、与机翼前缘活动连接且弯度可变的机翼中部、与机翼中部活动连接且弯度可变的机翼后缘、分别与机翼前缘、机翼中部和机翼后缘相铰接并带动机翼中部和机翼后缘改变弯度的连杆组件以及为连杆组件驱动的动力组件，其中连杆组件包括连接斜杆、连接横杆、第一传动横杆、第一传动斜杆、第二传动横杆、第二传动斜杆、第三传动横杆、第三传动斜杆和第四传动横杆。本发明不仅能够实现机翼大范围的弯度变形，而且还能仅通过一个动力源就能实现整个机翼的联动变形。

本发明涉及基于飞控信息的飞机电作动器能量管理系统及控制方法，系统包括双向能量控制单元和储能元件，双向能量控制单元包括与飞机飞控、导航系统信息交互的控制及监控模块、双向DC‑DC变换器和储能元件容量管理装置BMS，方法包括控制及监控模块的汇流条电压预测模型基于飞机飞控、导航系统信息和电作动器连接的汇流条状态信息，采用滚动优化计算和反馈校正预测冲击效果，控制储能元件与汇流条间的双向能量流动；具有结构简单，系统重量小，能量管理效果和鲁棒性好，抗干扰能力强，始终高效工作等优点，同一供电网络中的电作动器与供电网络间的能流关系统一管理，能够在飞机大机动或负载反复投切时及时抑制电作动器的能耗变化对供电网络的冲击。

本发明提供了一种无人机投弹测试系统，采用无人机挂载投弹装置来进行载弹与投弹，采用地面监测雷达来测量弹体的下落弹道，采用无线传输技术使地面人员监控系统状态。本发明采用竖直式投放筒携带弹体以保证弹体下落初始状态，采用直线伺服电机实现载弹与投弹；采用遥控正反开关控制直线伺服电机的伸出与缩回；采用3‑6个拉杆来承受主要载荷；采用旋转机构来使投弹装置转动至水平，方便装弹；所述投弹装置可作为模块化使用。使用本发明进行投弹测试，可以较为方便地打击目标和研究弹体的末端弹道性能。

用于模拟火星表面旋流和尘暴环境效应的模拟装置，它涉及一种模拟装置。本发明为了解决现有火星模拟器所模拟的火星尘暴环境效果较差，与实际所需模拟的火星尘暴环境相差较大的问题。本发明包括压力罐、二自由度转台、引射器、粉尘吸收组件、粉尘喷射系统和液氮注入组件；二自由度转台和引射器并排设置在压力罐内，所述粉尘吸收组件与压力罐的抽真空口连接，所述粉尘喷射系统压力罐下部左侧入口连接，所述液氮注入组件与压力罐下部右侧入口连接。本发明属于航空航天领域。

本发明公开了一种飞机蒙皮连接件，涉及飞机蒙皮技术领域，包括蒙皮本体和连接件本体，所述连接件本体的顶部中间开设有填胶口，所述连接件本体的底部开设有若干等距离分布的下导流槽，所述连接件本体的内部开设有与填胶口相通的横向槽孔，所述横向槽孔的底部与位于蒙皮本体底部中间的下导流槽之间固定连通若干导流腔，所述连接件本体的顶部开设有等距离分布的上导流槽，所述蒙皮本体的顶部一端开设有等距离分布的通孔。本发明使得蒙皮本身的平整度较好，且增加了装配的难度，降低了工作效率。

本发明公开了一种基于水锤效应的机翼除冰装置及工作方法，解决了现有技术中存在机翼除冰装置效率低的问题，具有保证除冰效率、结构简单的有益效果，具体方案如下：一种基于水锤效应的机翼除冰装置，包括设于机翼蒙皮外侧的结冰传感器和设于机翼蒙皮内侧的若干脉冲单元，每一脉冲单元均包括环形的壳体，壳体的外侧设置导杆，导杆一端与机翼蒙皮内侧连接，壳体内设置进液管和出液管，进液管和出液管通过输液管连通，出液管相对于进液管靠近壳体的导杆设置，输液管设置开关，相邻两脉冲单元的进液管相连通，相邻两脉冲单元的出液管相连通；结冰传感器、开关分别与控制单元连接。

本发明公开了一种通航飞行器防撞的安全系统，其包括飞行器主体，所述飞行器主体的四周均采用连接件固定有驱动套件，每个所述驱动套件的侧壁采用多个支撑杆与防护罩相固定，且所述防护罩内设置有驱动连接于所述驱动套件驱动端上的叶轮，还包括环套，所述环套匹配可转动设置于所述防护罩的外侧壁上；防撞机构，所述防撞机构安装于所述环套的外侧壁上。本发明装置中，防撞外斜杆作为防撞主体，其受到的碰撞力克服弹性套件的反向弹力后，使防撞外斜杆向内进行转动，同时带动内斜杆进行转动，多个内斜杆和收拢杆聚拢并形成保护网，可防止部分障碍物弹至叶轮的上方，避免叶轮受到损坏，保证飞行器能够进行继续运转飞行。

本发明公开了一种基于无人机的带电作业机器人投取装置，涉及超特高压输电线路检修设备技术领域；其包括台面、腿部、连接架、导轨、电磁铁、控制器和无线通信装置，腿部包括第一至第四连接腿，第一连接腿包括伸缩腿、腿锁紧单元和脚锁紧单元，导轨包括第一导轨和第二导轨，连接架固定在台面的顶部，伸缩腿的一端与台面固定，伸缩腿的另一端与导轨活动连接，第一连接腿和第二连接腿在第一导轨上，第三连接腿和第四连接腿在第二导轨上，电磁铁固定在连接架的顶部，控制器与无线通信装置电连接，控制器的控制端与电磁铁电连接；其通过台面、腿部、连接架、导轨、电磁铁、控制器和无线通信装置等，实现投递或者取回滑车工作效率较高、安全性较好。

本发明提供一种可变直径、变桨叶角的螺旋桨，在起飞和降落时螺旋桨直径变大，类似直升机；在平飞时螺旋桨直径变小，类似固定翼飞机。使用本发明螺旋桨的飞机兼具直升机和固定翼飞机的优点：垂直起降，对场地要求不高，升力大；平飞速度快、航程远。螺旋桨的桨叶安装在桨轴上，桨叶可绕臂轴转动。由此实现所述螺旋桨变直径、变桨叶角。

本发明公开了一种通航飞行器危险警报装置，其包括：飞行器机身；左扩音报警组件、右扩音报警组件，分别对称嵌入设置在所述飞行器机身上，所述左扩音报警组件与右扩音报警组件能够在通航飞行器故障坠机后进行同步报警工作；防尘罩，对应罩接在所述飞行器机身上位于左扩音报警组件以及右扩音报警组件正上方；烟气料罐，为排列设置的多个，各所述烟气料罐中分别存设有不同色号等级的彩色烟气；以及内供料组件，设置在所述飞行器机身上，并与各所述烟气料罐相连通，所述内供料组件能够将烟气料罐中的彩色烟气对外喷射，以便外部人员直观定位通航飞行器坠机点。

本发明公开了一种共轴双旋翼无人飞行器，属于无人机技术领域。采用竖直圆柱形机身，共轴双桨提供动力，通过改变拉力方向及双旋翼转速差实现飞行器的控制。本发明还可以采用GNSS定位设备与视觉定位设备，分别与IMU融合组成惯性卫星组合导航以及视觉‑惯导同步定位与建图VI‑SLAM导航定位系统，无论在有GNSS覆盖的空旷环境，还是在密闭和GNSS拒止的环境，均可实现自主飞行。飞行器具备通用化、信息化、自主化、智能化等属性，并且结构简单、成本低、效费比高、坚固耐用、携带方便，可提供街道、室内、丛林等“进不去、够不着、看不见”部位的全局态势信息，完成城市、丛林、室内等密闭与遮挡空间探测或搜救任务。

本发明公开了一种飞机地面空调风量控制方法、系统以及空调车，包括风机、由N个风道组成的风道组、由N个风阀组成的风阀组，包括以下步骤：判断所述实际流量G是否满足条件A，若满足条件A，则将所述风机的频率f调高f1，若不满足条件A，则判断条件B；判断所述实际流量G是否满足条件B，若满足条件B，则保持当前的风机频率不变，若不满足条件B，则判断条件C；判断所述实际流量G是否满足条件C，若满足条件C，则将所述风机的频率f降低f2；若不满足条件C，则继续判断条件A。本发明有效降低各部件的动作频率，提升各部件的使用寿命，并根据各风道的需求风量，精准快速控制达到目标值。

本发明涉及一种可变机身姿态的仿生扑翼飞行器，包括机架、固接于机架的马达和对称设于机架左右两侧的机翼；机翼包括铰接于机架的曲柄摇杆机构、活动穿设于机架的四连杆机构和扑动长杆；马达驱动连接于曲柄摇杆机构，用于驱使曲柄摇杆机构转动；曲柄摇杆机构连接于四连杆机构，用于带动四连杆机构做往复摇摆运动；扑动长杆固接于四连杆机构外侧。机翼采用双段式扑动机构，有利于减少因上扑运动带来的阻力并同时保证下扑运动带来的升力，提高了整机能量利用率；仿生扑翼飞行器采用分段式结构，机身姿态可变，使扑翼飞行器更具灵巧性和仿生性；可模仿鸟类的多种基本运动，能够实现扑翼飞行、高空急停和转向盘旋等动作。

本发明公开了一种用于航天器有效载荷的电源管理控制结构及方法，该电源管理控制结构包括：主备两路CAN总线；挂接于CAN总线的主控节点，用于接收CAN总线上的电路状态信息，以及通过CAN总线向从节点发送电源控制指令；连接于CAN总线的若干个从节点，用于采集从节点的电路状态信息，以及根据主控节点传输的电源控制指令对其他功能电路进行上下电，实现航天器有效载荷的电源管理控制。本申请通过主节点与若干个从节点在CAN总线上的交互通信，实现电源控制指令的下发与若干个节点电路状态的采集与上传，提升了载荷设备的可扩展性，具有较高的灵活性，便于升级改造，同时大大减少了有效载荷设备内部电源控制信号数量，降低了系统的复杂性。

基于弯曲激波理论的全三维两级压缩双乘波一体化设计方法，在设计截面内指定所需的两道全三维弯曲激波和一道全三维内流反射激波所交的全三维激波曲线并进行离散；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数；利用弯曲激波理论结合多级压缩理论求解对应的流场参数，将各内流伪流动平面叠加获得全三维两级压缩双乘波基准流场的内流部分；在设计截面内指定全三维两级压缩双乘波一体化构型前缘捕获型线的投影型线，并在基准流场中流线追踪；以压缩型面为基础对高超声速全三维两级压缩双乘波一体化构型进行几何构造。兼顾三维外流乘波体的高升阻比和三维内乘波进气道的全流量捕获，利用两级压缩大大提升双乘波体的气动性能。

本发明公开了一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统，包括主承力框、综合电子系统、蓄电池组、冷气微推力器、固体火箭推力器、安装板、外壳和若干飞矛。固体火箭推力器提供载荷发射的初速度，飞矛实现对目标的侵彻和可靠附着，综合电子系统实现对载荷的任务管理、能源管理、姿态控制以及信号收发等功能，冷气微推力器作为姿态消旋控制执行机构提供三个轴上的控制力矩。本发明通过搭载服务航天器入轨，执行任务时由服务航天器发射并附着在目标上，通过冷气微推力器对目标进行消旋，实现了发射、着靶以及对靶目标进行消旋的功能，为空间姿态失稳航天器的在轨维修服务提供了一种新的技术途径。

本发明涉及一种空间应用可升降压紧机构以及空间压紧装置，空间应用可升降压紧机构包括立柱、滑道、锁紧件以及压紧组件，滑道与立柱垂直布置，滑道的一端设置在立柱上且能够沿立柱的长度方向滑动，滑道的一端通过锁紧件与立柱锁紧配合；滑道内设有能够沿滑道长度方向移动的滑块，压紧组件沿平行于立柱的方向布置且中部与滑块螺纹连接；压紧组件的两端分别为操作端和用于压紧载荷的压紧端，操作端和压紧端分别位于滑道的两侧。本发明的空间应用可升降压紧机构，可以利用滑道上的压紧组件对载荷进行压紧固定，能够满足在微重力条件下，通过航天员的操作，对在轨各尺寸、多形状科学实验载荷实现快速固定操作功效的要求。

本发明公开了一种新型的飞行器固定翼及舵翼的自动展开结构，属于飞行器技术领域；一种新型的飞行器固定翼及舵翼的自动展开结构，包括：机体；机翼部件，所述机翼部件包括固定翼翼片和舵翼翼片；还包括：旋转部件，所述旋转部件包括连接板、固定翼翼座和第一销杆；限位部件，所述限位部件包括第一卡块、第二卡块和凸齿，所述凸齿固定安装在第一卡块上表面，所述第二卡块下表面开设有凹槽，所述第一销杆底端套接有第一扭簧，所述第一销杆底端固定安装有第一挡块；本发明有效解决了现有的飞行器的普通固定翼及舵翼侧向折叠展开机构，占用空间大，展开位置不精确，很难满足展开力矩大，承受大弯矩的使用要求的问题。

本申请公开了一种展开机构及折叠翼飞行装置，该展开机构包括齿轮、下套筒、上套筒以及底座；底座、上套筒以及下套筒为同轴设置的筒形结构；下套筒可旋转地套装于底座上，底座固定安装；下套筒从上至下依次为套接段、齿轮安装段以及待展开机构安装段；待展开机构安装段设有下内摇臂，用于安装第一待展开机构；上套筒套装于套接段，上套筒设有上内摇臂，用于安装第二待展开机构；上套筒的下端面设置有上齿圈；待展开机构安装段外侧的上端面设置有下齿圈；底座上同一水平面内沿圆周至少固定一个齿轮安装轴，齿轮安装轴穿过齿轮安装段上相应开设的水平槽体，齿轮分别与下齿圈和上齿圈啮合。本申请解决了现有技术中展开机构存在结构复杂的问题。

本发明公开一种飞行器的旋翼定位方法、飞行器和存储介质，所述方法包括接收到预设指令时，控制旋翼的驱动部带动所述旋翼转动到设定位置，所述预设指令包括旋翼展开指令和/或旋翼折叠指令；控制所述驱动部保持在当前位置，使得所述旋翼保持在所述设定位置。本发明本实施例基于在旋翼展开或折叠前，将所述旋翼驱动到设定位置，且使得旋翼保持在所述设定位置不转动，如此，便于旋翼的展开或折叠，提高飞行器的使用效果。

本发明公开了一种翼面展开机构及折叠翼飞行装置，包括机翼转轴，机翼转轴上依次套接有第一机翼和第二机翼，位于机翼转轴的一侧设置有展开机构安装座，第一机翼和第二机翼分别通过弹性片与展开机构安装座连接；展开机构安装座上还设有凸台，弹性片能有效防止第二机翼和第一机翼展开后反转，凸台防止第二机翼和第一机翼过度展开，即防止第二机翼和第一机翼展开到位后继续转动；本发明结构简单，零件少，重量轻，缓冲零件使用成品泡沫铝，锁定簧片使用弹簧钢线切割加工，加工工艺简单，材料利用率高，可极大节约生产周期及成本，本发明还公开了一种折叠翼飞行装置，利用展开机构安装座将所述翼面展开机构安装于机身上。

本发明涉及无人机技术领域，且公开了一种便于安装的无人机测绘用测绘仪固定装置，包括无人机，所述无人机的底端活动连接有悬挂连接头，该便于安装的无人机测绘用测绘仪固定装置，通过在无人机的底部连接头部分底端活动连接有数据采集装置的安装放置结构，该结构与连接头之间是可自由活动的，并且该安装放置结构是可以通过周向转动打开设置在侧面的可活动的支撑立杆，然后将数据采集装置放置到支撑板上，大大增加了对数据采集装置进行放置固定的便捷性，同时由于连接部分是活动的，这样即使在无人机受到风力发生晃动，也可借助连接头下方整体的重量保证其自身可处于相对竖直稳定的状态。

本发明提供了一种不同转向的多旋翼无人机重叠式旋翼结构系统和优化设计方法，具有两组旋翼结构，两组旋翼结构的桨叶朝向和旋转方向不同，且旋转面的投影区域具有重叠，通过优化设计，结构系统能够实现重叠区域存在着高升力产生，提高了多旋翼无人机周围的空间利用率，以及增加多个旋翼相互作用的整体升力效率。该结构系统具有成本低、通用性强的特点，可以为其他多旋翼无人机的旋翼设计提供一种可靠性强、实用价值高的设计方案。

本申请公开了一种航模和无人机用的发烟装置和拉烟机，包括绝缘空心管，毛细合金管，通过控制加载在毛细合金管两端的电压占空比来控制毛细合金管的发热功率，通过测量毛细合金管的电阻来推算烟油的最高温度，通过绝缘空心管包裹部分毛细合金管，增加热交换面积和热交换时间，提升烟油温度的稳定性和发烟质量。由于不需要绝缘导热材料作为热交换介质，因而重量降低、体积缩小，适合航模和无人机上使用。本申请还公开一种拉烟机，包含所述拉烟机发烟装置。

本发明公开了农业无人机，包括无人机主体，所述无人机主体顶部固定连接有安装顶板，所述无人机主体底部固定连接有安装底板，所述安装顶板上表面固定连接有储液盒，所述安装顶板上表面固定连接有两根安装管。本发明通过安装顶板、安装管、第一安装横杆、第一叶轮、过度杆、第二安装横杆、传动组件和取料组件的相互配合，无人机主体飞行过程中，第一叶轮在风力作用下转动，从而在传动组件与过度杆的配合下带动第二安装横杆转动，此时取料组件在储液盒内完成取料，并最终使得物料从喷洒头喷出，无需电力驱动喷洒作业，可减小对无人机主体的电池要求，延长无人机续航时间，提高喷洒效率，缩短喷洒周期。

本发明公开了一种航空发动机短舱和航空发动机。航空发动机短舱包括进气道、风扇机匣和加强筋，进气道包括唇口，风扇机匣连接于进气道的轴向后侧，加强筋设置于进气道和风扇机匣的外壁上且沿轴向延伸，且加强筋的内腔形成供热气流动的供气通道，热气通过供气通道流动至唇口。本发明的航空发动机短舱利用进气道和风扇机匣的外壁上设置的加强筋的内腔来形成供气通道，以防止唇口表面结冰。且省去专门用于供送热空气的供气管路等零件，从而提高了短舱的维护性。

本发明提出的菱形布局柔性无人机吊挂倾转系统及控制方法，针对菱形布局大展弦比柔性无人机又柔又轻特点，通过感知‑控制中枢控制吊挂倾转系统各机构协同作业，通过绳索收放实现多点吊装升空时的姿态控制，并在全过程给菱形布局柔性无人机系统平台合理的动力学约束，从而将菱形布局大展弦比柔性无人机安全稳定的带入临近空间并按照设计的姿态完成释放分离。该吊挂倾转系统具有通用性强，成本低特点，为菱形布局柔性太阳能无人机载球发放升空提供了一种可靠性高、实用价值高的姿态控制解决方案。

本发明公开了一种模块化多用途无人飞行器，包括垂直起降模块、机身模块、机翼模块、任务舱模块，所述垂直起降模块包括第一垂直起降翼和第二垂直起降翼，所第一垂直起降翼和所述第二垂直起降翼述分别可拆卸连接于所述机身模块的前后两端，所述机翼模块可拆卸连接于所述机身模块的中部，所述任务舱模块可拆卸连接于所述机身模块的前端机体内。本发明的一种模块化组合的多用途无人飞行器是由若干模块通过一种应用于模块化无人机的新型快速装卸接口拼接而成，结构简单、紧凑，因此组装拆卸非常方便；同时通过不同模块间的不同组合实现复合翼、固定翼以及多旋翼三种类型飞行器间的转换，适应环境能力强，有利于降低企业的采购、使用和研发成本。

本发明公开了一种基于合成射流的飞行器尾喷流红外抑制装置，该装置包括：合成射流激励器，设置在飞行器的喷管上，合成射流激励器包括气缸，气缸内设置有活塞，气缸的缸壁上设置有进气缝，在活塞运动至下止点位置时进气缝与气缸内部空间连通，气缸的端部设置有射流管，活塞与驱动机构连接，驱动机构能够驱动活塞在气缸内往复运动；该装置通过进气缝的设置，采用在喷管外部进气的活塞式合成射流激励器，形成合成射流强化喷流混合的红外抑制方案，解决了稳态射流和脉冲射流需要引气、活塞式合成射流激励器吸入过多的高温燃气而性能下降的问题。

本发明公开了一种基于十二杆张拉整体结构的防碰撞三旋翼无人机，该三旋翼无人机由十二杆张拉整体框架、共轴双桨旋翼组件和拉力传感器组件组成。该张拉整体框架具有良好的空间对称性、结构稳定性与抗冲击能力，并且其质量较轻，在保护三旋翼无人机的同时能够减少对无人机续航能力的影响。此外，该无人机具备六个拉力传感器组件；当无人机与障碍物发生碰撞时，位于弹性拉索中部的拉力传感器组件能够基于十二杆张拉整体结构的受力变形情况感知碰撞方向并传递给控制单元，同时控制单元调整三组旋翼的转速致使无人机远离障碍物，以此实现该无人机的防碰撞功能。因此，该三旋翼无人机在探索复杂未知环境领域具有极大的工程应用价值。

本发明公开了一种基于十二杆张拉整体结构的防碰撞四旋翼无人机，该无人机由十二杆张拉整体框架和旋翼组件组成。该框架具有良好的空间对称性、结构稳定性与抗冲击能力，并且其质量较轻在保护四旋翼无人机的同时能够减少对无人机续航能力的影响。该无人机具备三组刚度不同的拉力弹簧；无人机与障碍物发生碰撞时，由于无人机最上层、中间层、最下层刚度依次增大，因此在碰撞力的作用下弹性拉索的形变量由上到下依次减少，导致与障碍物发生碰撞的等边三角形框架带动旋翼组件一同沿碰撞反方向倾斜，在该方向上产生驱动分力，致使无人机远离障碍物，实现了该无人机的防碰撞功能。因此，该四旋翼无人机在探索复杂未知环境领域具有极大的工程应用价值。

一种飞机的用于连接中央翼盒和隔舱的接头。接头包括弯曲角构件，该弯曲角构件具有被成形为邻接抵靠并连接到中央翼盒的第一部分，被成形为邻接抵靠并连接到隔舱的甲板的第一侧的第二部分，以及位于第一部分和第二部分之间的中间圆形拐角部。第一支撑构件在第一销处附接到中央翼盒并支撑弯曲角构件的第二部分的第一侧。第二支撑构件在第二销处附接到隔舱的腹板并支撑弯曲角构件的第二部分的第二侧。第一支撑构件定位在隔舱的甲板的第一侧上，并且第二支撑构件定位在甲板的背对的第二侧上。

一种复合结构，具有连接到第二层的第一层以形成层状结构。第二层具有邻接第一层的多个基部和从多个基部突出的多个珠状部。多个珠状部的每个珠状部限定第一层和第二层之间的通道。一种用于制造复合结构的方法包括将复合材料沉积在工具上以形成第二层。第二层具有多个珠状部和多个基部。该方法包括将多个心轴分布在第二层上以限定在多个珠状部中的通道。该方法包括将复合材料沉积在第二层和多个心轴上，以形成第一层。该方法包括将第一层粘结到第二层。

本发明提供了一种晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法，属于卫星姿态技术领域，对日姿态计算方法包括根据当前时刻的卫星轨道根数，计算晨昏轨道卫星指向地球的位置矢量在惯性系下的分量r1，以及卫星相对地球的速度矢量在惯性系下的分量v1；根据当前时间，计算卫星指向太阳的位置矢量在惯性系下的分量r2；根据分量r1和分量r2确定用于姿态控制的目标坐标系OrXrYrZr相对惯性系OiXiYiZi的姿态旋转矩阵Cri，并将其转换为相应的四元数qri；基于分量v1和相关位置矢量，确定目标坐标系OrXrYrZr相对惯性系OiXiYiZi的角速度ωri。通过本公开的处理方案，在保证对地定向的同时导引对日，提高整星能源水平，且提高了对地作业可用时长。

本发明提供一种火箭末子级离轨控制方法和装置，涉及航空航天动力技术领域，其中方法包括：接收箭载计算机发送的火箭末子级的飞行状态参数；将飞行状态参数发送至地面测控站，以使地面测控站基于飞行状态参数确定火箭末子级的离轨控制参数；接收地面测控站发送的离轨控制参数；将离轨控制参数发送至箭载计算机，以使箭载计算机基于离轨控制参数对火箭末子级进行离轨控制。本发明提供的方法和装置，减少了箭载计算机的计算资源占用量，使得箭载计算机可以专注于运载火箭末子级的导航制导和姿态控制，可以避免因火箭飞行中的偏差造成的不完全离轨以及推进剂的不完全消耗，提高了运载火箭末子级离轨的准确性和稳定性。

本发明提供了一种消防无人机保护装置，包括用于保护飞控的飞控保护机构和用于保护电机的电机防撞机构，飞控保护机构包括飞控盒、伸缩杆和缓冲组件，伸缩杆的一端位于飞控盒内、另一端连接并带动飞控进入飞控盒内部的缓冲组件中或伸出飞控盒，电机位于电机防撞机构内。本发明对无人机不同核心重要部件，设置不同的保护机构，从而在无人机坠地时，能很好的起到对无人机的核心零部件的有效保护，以保证飞行参数等数据的完整，便于事故发生后进行数据分析，找出原因，为后续优化提供可靠依据。

本发明公开了一种具有抗侵彻毁伤防护效果的飞机燃油箱及其设计方法，该飞机燃油箱包括包括油箱壁面层、防漏橡胶层、吸能泡沫层、增韧纤维织物层和钝化陶瓷层；该方法包括以下步骤：一、确定飞机燃油箱各层结构厚度的初始值；二、确定飞机燃油箱各层结构厚度的一次修正值；三、确定飞机燃油箱各层结构厚度的二次修正值；四、确定飞机燃油箱各层结构厚度的三次修正值；五、设计并制作飞机燃油箱。本发明通过将所述防护层设置在油箱壁面层的外部，并使得防护层结合了陶瓷防护与钝化作用、纤维织物的增韧和防破碎作用、蜂窝塑性吸能作用、橡胶缓冲与膨胀堵塞等作用，最大限度实现的实现燃油箱的侵彻毁伤防护，保障燃油箱结构的生存力。

本发明涉及飞机空调通风及低压空气管路领域，提供了一种飞机座椅嵌入式回风的通风系统及方法，所述系统包括回风管路、横置管路、地板排风口、空调再循环单元、送风口及控制单元；回风管路的底部设置有抽风装置；控制单元控制空调再循环单元及抽风装置；所述系统还包括设置在座椅上的压力传感器，压力传感器与控制单元信号连接。旅客呼出的气体在抽风装置作用下进入回风管路，通过横置管路、地板排风口进入空调再循环单元，完成消毒、调温和调湿，经处理后的空气通过送风口送入机舱。本发明在所有旅客座椅背部安装嵌入式回风管路，每个就坐的旅客均有单独的回风路径，大幅缩减旅客呼吸排出气体在客舱空间的传播范围，防止传染性病菌在客舱的扩散。

本发明的一种基于导航系统的无人机抛投式位移监测装置，属于位移监测技术领域，包括位移监测装置和安装在无人机底部用于连接位移监测装置的固定件，位移监测装置为三棱锥形的结构，包括位于底部的支撑底板和三个侧板，三个侧板的底部分别与支撑底板的三个侧壁转动连接，支撑地板的上设有用于监测位移变化量的监测机构、用于调节侧板的驱动组件和用于连接侧板顶部的固定组件，固定组件的顶部设有固定环，固定件包括安装在无人机底部的调节组件和导向杆，导向杆安装在调节组件上，位移监测装置上的固定环套在导向杆上，使用无人机抛投监测，抛投后的姿态不正可自行调整，监测效果好，结构稳定。

本发明涉及一种组合式两栖无人机，包括可漂浮式无人机机身、拖曳系统、地面控制终端、水下机器人组件，其结构特征是拖曳系统设置在可漂浮式机身内，水下机器人组件通过拖曳系统固定在机身上。该技术方案通过组合式两栖无人机可飞跃障碍物并下潜到水中，实时获取水下信息，可广泛应用于水下搜救、水下勘察等场合。

本发明公开了一种两栖多旋翼无人机，属于无人机制造技术领域，包括：多旋翼无人机组件、控制数传图传浮体组件、传输电缆和地面控制终端。所述多旋翼无人机组件，包括中空结构的密封机体和设置在密封机体外部四周的多旋翼机架，多旋翼机架末端竖直设置两栖推进器，两栖推进器顶部和底部分别设置空气桨和水浆，密封机体内腔中部设置拖曳系统，顶部设置机械接口。所述控制数传图传浮体组件，包括中空结构的密封浮体，密封浮体顶部设置数图传天线，底部设置防水接口。传输电缆分别与防水接口和机械接口相接，拖曳系统可以收放传输电缆。本发明结构简单，可飞跃障碍物并下潜到水中，实时获取水下信息，可广泛应用于水下搜救、水下勘察等场合。

弹射器外管是沿着轴向平行开口的，内管是螺距为一个单元长度的螺旋开口，螺旋开口两侧及开口对称位置设置3条螺旋支撑封条。外管两端是具有回位倒角的旋转密封管。活塞通过内外管开口交叉开口连接拉钩。内外两管开口交叉形成密封，活塞通过交叉口连接外部拉钩；在每段连接处由旋转密封管及回位弹簧保证活塞没有通过时的密封；当活塞通过时，活塞冲角撞击回位倒角，使得旋转密封管旋转，使得旋转密封管的开口和外管开口一致，保证活塞通过。内管蒸汽与外界的密封靠两层钢管及镶嵌在内管上的密封条进行密封，可以密封高压气体。各个密封面都是软体材料和金属材料之间的密封，可以保证密封性能，并且承受高压气体。拉链密封用作防尘，不承受高压。

本发明公开了一种智能防撞无人机，包括无人机本体，无人机本体的外壁等距离固定设有四个弧形防护条，四个弧形防护条的内壁均开设有缓冲槽，四个弧形防护条外壁一侧的中间位置均卡合设有传感器，所示无人机本体内壁的中间位置开设有第一减重槽，第一通孔的内壁固定设有支撑架。本发明因为弧形防护条均为橡胶材质制成，在无人机飞行时，撞击到硬性物质时，弧形防护条配合其内部的缓冲槽进行形变，无人机可以有效降低撞击到来的冲击力，且弧形防护条可以防止机身被撞击，且其上端的传感器在即将撞击时会发出信号驱动螺旋桨将机身偏离轨道，上端的第一减重槽降低机身自身重量方便控制方向，提高防撞概率，从而提高装置的实用性。

本发明涉及无人机技术领域，具体涉及一种巡航无人机及其系统，通过设置两组固定翼，两组固定翼分布于固定柱两侧，固定翼包括相互适配的上壳体与下壳体，上壳体与下壳体之间设有容置腔，容置腔中安装有伸缩筒，伸缩筒上端与上壳体固定连接，伸缩筒下端与下壳体固定连接，固定柱两侧的侧壁上还分别安装有两组伸出杆，两组伸出杆端部连接有横杆，横杆上安装有插入柱，插入柱上还安装有防水塞，托板下移，带动移动板以及固定翼一同下移，使得插入柱插入容置腔中，防水塞堵塞插入位置进行防水，上壳体与下壳体分离，伸缩筒拉伸打开，从而使得固定翼的体积增大，当无人机落到水面时，增大浮力，避免无人机沉没，降低打捞难度。

本发明涉及一种气动式反操纵负载模拟器及其模拟方法，属于负载模拟技术领域，解决了现有反操纵负载模拟器元器件多、工作寿命短、控制复杂、加载精度低、体积大的问题。本发明的气动式反操纵负载模拟器包括：气缸组件、偏心轴、转接轴组件和伺服机构。气缸组件的输出端连杆通过吊耳与偏心轴转动连接，偏心轴能够在气缸组件的带动下绕伺服机构输出轴轴线旋转，偏心轴通过转接轴组件与伺服机构的输出轴连接，气缸带动偏心轴旋转时，能够通过偏心轴和转接轴组件对伺服机构的输出轴施加反操纵负载，结构简单，操控精度。

本发明公开了一种基于数字孪生的飞机机翼装配方法，该方法包括装配准备阶段、虚拟装配阶段、装配及检测阶段、质量追溯阶段，具体步骤为：确定生产计划；车间信息管理系统根据生产计划调配人员及零件；RFID采集工人、零件、工位的名称信息并录入管理系统；UWB采集工人、工具、零件的实时位置信息；构建虚拟车间，工人使用增强现实眼镜进行虚拟装配；工人根据虚拟装配结果在现实车间进行装配；装配过程中增强现实眼镜根据远程工程师指导实时提供装配建议；装配结束后应用深度学习算法检测装配质量；对检测不合格的装配部位应用车间信息管理系统追溯其装配过程；应用专家系统对质量缺陷进行指导改进。该方法提高了飞机机翼的装配质量和装配效率。