飞行器、航空、宇宙航行

本发明提供一种可弹射回收的牵引式冲压翼伞，能够通过弹射回收装置将翼伞弹射到空中，且能够自动收放。包括：翼伞、收放装置、梳绳爪和弹射回收装置；收放装置通过光电系留缆牵引翼伞；在弹射回收装置的左右两侧各设置一个梳绳爪，两个梳绳爪分别通过引导绳与弹射回收装置相连；梳绳爪用于梳理翼伞绳并通过引导绳牵引翼伞绳向载荷舱上的弹射回收装置滑动；弹射回收装置用于实现翼伞的弹射回收。该翼伞直接利用冲压翼伞绳作为弹射回收绳，翼伞更易于开伞，可以提高弹射效率和成功率；通过梳绳爪对翼伞绳进行梳理，避免翼伞绳相互缠绕；通过翼伞内收展绳能够有效控制翼伞回收方向，确保翼伞回收的方向性和一致性。

本发明公开一种充气式水面起降翼伞，包括：翼伞、充放气装置、收展装置、载荷舱以及连接翼伞和载荷舱的左右两组翼伞绳；载荷舱具有浮力，能够漂浮在水面上，使得该翼伞能够实现在水面起降。翼伞包括三个以上横向充气翼伞囊以及设置在横向充气翼伞囊两端用于将横向充气翼伞囊连接成一个整体的纵向充气翼伞囊；各个充气翼伞囊之间相互贯通；电动充/吸气泵通过充气翼伞脐带为翼伞充气/排气；在每个纵向充气翼伞囊内部纵向两端各连接一根引导绳，引导绳经过引导装置的换向牵引后缠绕在卷线机密封舱内的卷筒上，通过卷线机对引导绳的收放，实现对翼伞的收展。

本发明提供一种双翼飞行器，包括固定连接的左右两个旋翼，两个旋翼之间具有连接架。连接架设有两个转盘电机，每个转盘电机上均铰接有一伸缩电机，伸缩电机上安装有伸缩杆，所述的旋翼包括框架，底部支撑架的中心设有电机座，电机座上安装有电机，电机连接螺旋桨，通过电机带动螺旋桨转动，电机座与电机为球铰接，电机能够绕电机座转动，电机还设有主控杆，所述的主控杆，与对应的伸缩电机上的伸缩杆铰连接。

本发明公开了一种串列翼布局太阳能无人机，涉及无人机技术领域，包括：机身，机身的前端为机舱，机身的后端为机身杆；上翼和下翼，分别设置于机舱的上侧和下侧，上翼与下翼通过设置于机舱两侧的侧板相连接，形成框式结构；太阳能电池板，铺设于上翼和下翼的上表面；尾翼，设置于机身杆的尾部；螺旋桨，设置于机舱的前端；起落架，设置于串列翼布局太阳能无人机的下侧；该串列翼布局太阳能无人机具有上翼和下翼，增加有效机翼面积，翼载低；增加了机翼面积，扩大太阳能电池板铺设面积；上翼与下翼通过侧板连接形成框式结构，提高结构刚度、减小机翼变形；降低飞行速度，降低飞行功耗。

本发明公开了一种山区电力巡检用起飞防倾倒结构的四旋翼无人机，包括无人机设备和防倾倒装置，无人机设备的下端安装有防倾倒装置，机身向上运动带动下端连接的第一伸缩柱，桨叶转动时，气流吹动支撑柱两侧安装的旋转叶，旋转叶带动第一旋转轴进行转动，第一旋转轴转动带动旋转盘，旋转盘转动后通过第一皮带带动第二旋转轴，第二旋转轴转动从而使扇叶进行吹风，无人机设备带动第一伸缩柱持续上升后，进风孔与扇叶齐平时，扇叶转动产生的气流从进风孔进入，推动爪勾下端，从而能够使爪勾自然打开，此时无人机设备即可向上起飞，无人机设备起飞至一定高度后爪勾才能与无人机设备脱落，有效防止无人机设备在起飞过程中倾倒。

本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种紧凑布局的垂直起降倾转升力风扇无人机，包括升力体机身、配平升力机扇、右主升力风扇、左主升力风扇、右机翼、左机翼、右尾翼和左尾翼。本发明通过合理的升力面、升力装置布置组合，采用机头升力风扇解决了高升力翼型低头力矩较大问题，实现类似鸭式布局的正升力巡航配平，提升了起飞重量；充分利用主升力风扇滑流，起到滑流增升作用，增加巡航升力；能够在严苛的布局尺寸约束下，实现了远超现有同尺寸装备最大起飞重量、巡航速度与航程。

本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种极化选择进气道设计方法。该方法包括：步骤S1、确定进气道唇口的布局位置；步骤S2、确定进气道唇口的倾斜角度，确定进气道唇口在正前向的投影的型面的宽高比与进气道唇口长宽边缘比值的关系；步骤S3、根据发动机进口圆形截面的直径d，对进气道唇口型面进行超椭圆截面拟合，获得进气道唇口的长宽参数，并保证进气道唇口满足发动机的进气量需求。本发明主要应用于需求低频宽频雷达隐身高性能的飞机进气道方案设计方面，解决了不同极化低频隐身设计问题，本申请技术适用性强，具有广泛的应用前景。

本发明公开了一种飞机供输油系统及其控制方法，涉及飞机供输油技术领域，具体是一种飞机供输油系统及其控制方法，其包括：缓冲箱单元；缓冲箱分为两个分区，两个分区分别供油，冗余设计更安全；两个分区分别通过两个独立的增压泵、两个独立的单向阀供油，互不干扰。本发明设有两个油箱，均用于储存燃油，互为备份，通过与油箱连通的第一阀、第二阀、第三阀、第四阀以及四通，可以形成第一油箱以及第一区供油、第一油箱以及第二区供油、第二油箱以及第一区供油、第二油箱以及第二区供油四种模式，供油安全性大为提高。本发明还提供了一种飞机供输油系统控制方法，针对不同工况出具不同的解决方案，解决大多数情况下飞行供油不安全的问题。

本发明属于无人机技术领域，尤其是涉及一种辅助降落的无人机巢，包括机巢本体，所述机巢本体固定连接有电机，所述电机的输出轴螺纹连接有停机平台，所述停机平台和机巢本体滑动连接，所述停机平台靠近机巢本体的一端配合设有电源组件，所述电源组件随着停机平台的下降收拢对无人机进行充电操作，所述电机的输出轴通过传动组件活动连接有盖板，所述盖板和机巢本体转动连接。本发明通过对无人机设置辅助降落的无人机巢，使得无人机在实际起飞和降落过程中通过可升降的停机平台以及盖板配合进行使用，减缓无人机在起飞和升降过程中产生的地面效应，降低无人机在起飞和降落过程中受到气流的扰乱，提高无人机起飞和降落过程中的稳定性。

本发明涉及无人机技术领域，公开了一种采集气体的无人机，包括：机体、真空泵、壳体、真空仓、单向阀和压力传感器，真空泵固连于机体上，壳体与机体连接，壳体上具有进气口，真空仓设于壳体内，与进气口通过进气管连接，真空仓与真空泵通过管道连接，管道上设有电磁阀，单向阀设于进气管上，压力传感器设于真空仓内，用于检测真空仓内的压力值，微处理器分别与真空泵、单向阀、压力传感器及电磁阀信号连接，真空泵及微处理器分别与设于机体上的电源电性连接，本发明提供的一种采集气体的无人机，能够避免重复时气体之间的相互污染。

本发明公开了一种鸭翼前掠翼无人运输机，涉及飞行器设计领域，具体是一种鸭翼前掠翼无人运输机，其包括：机身单元、机翼单元、起落架单元以及动力单元。本发明运输机采用鸭翼布局，在具有与常规布局同等纵向配平能力的情况下，机身长度更短，故机身强度更高，重量更轻。机翼采用前掠翼设置，使机翼的平均气动弦位置前移，有利于无人机重心的配平，解决了一般鸭翼飞机发动机只能后置，通过发动机重量来配平飞机重心，使飞机重量分布不合理，飞机可用重心范围小的问题。

本发明属于飞艇技术领域，提供一种适用于中低空飞艇可调弹体吊挂装置，其方位调整机构的下端连接俯仰调整机构；俯仰调整机构下端连接弹体吊挂机构；方位调整机构通过涡轮蜗杆机构带动旋转筒、连接盘和弹体吊挂机构，实现弹体吊挂装置方位调整；俯仰调整机构通过涡轮蜗杆和主从动齿轮传动方式，实现弹体吊挂装置俯仰；姿态稳定控制装置有惯性导航单元传感器和伺服电机控制器，惯性导航单元传感器安装在方位、俯仰调整机构以及弹体吊挂机构上，对弹体姿态进行实时监测以及姿态数据反馈，伺服电机控制器根据姿态反馈数据，驱动伺服电机带动方位与俯仰调整机构动作，实现对弹体姿态动态调整。本发明设计合理结构紧凑，实用性强可靠性高且便于维护。

一种机场远泊位区域车载移动式微环境调节装置。其包括方舱、围挡组件、引导机构、大功率空调和导风管；本发明效果：由车辆拖动/牵引，基于目前机场飞机泊位工作环境恶劣考虑，本装置具有方便快捷的优势，可以实现较为可观的环境舒适度调节效果。大部分部件可完全收集纳入方舱内部，与机场区域车辆外观一致，移动方便，不会对现有机场车辆运行模式造成影响，且不会给泊位区域飞机维护时间造成较长增加。完全采用非金属材料制作、质量轻，连接处采用软连接方式，因此装置的意外失衡不会对飞机机体及人员造成损伤。采用的软帘围挡具有透明、防雾的特性，不遮挡视线，不会影响飞机泊位区域原有保障车辆的工作，因此具有较强的安全实用性。

本发明公开了一种测绘飞行器，包括飞行器本体，所述飞行器本体的外壁上安装有若干组翼臂且若干组翼臂上均安装有电机驱动的旋转扇叶，若干组所述旋转扇叶的外围均设有保护环且若干组保护环分别与若干组翼臂固定连接，所述飞行器本体底部安装有旋转云台且旋转云台的下端安装有测绘相机，所述飞行器本体上安装有可调节高度的支撑件且支撑件贯穿飞行器本体的本体。本发明所述的一种测绘飞行器，本测绘飞行器设有可调节的支撑件，可改变支撑杆下端的高度，使得其无法对测绘相机的测绘视线造成阻挡，方便测绘的进行，在旋转电机的输出轴上设置转动设有已安装两组滑杆的圆环，可防止旋转电机7的输出轴旋出螺纹套筒。

本发明提供了一种双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制方法及系统，包括如下步骤：根据双超卫星两舱(平台舱和载荷舱)质量特性和执行机构控制力矩及其角动量，规划姿态机动路径，并生成前馈控制力矩；根据姿态机动规划结果，结合两舱质量和两舱质心位置，生成两舱质心平动前馈控制力；设计前馈加反馈联合控制律，保证两舱解锁状态下姿态机动控制路径与规划路径一致，同时通过相对质心位置控制保证两舱不发生碰撞。本发明实现了双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的两大目标：一是快速调整载荷舱的空间指向；二是两舱不发生碰撞。本发明还可以为双超卫星两舱解锁状态下姿态快速机动控制的具体工程设计提供依据。

本发明公开了一种对接装置及空中装置，其中对接装置包括周向调节装置、第一对接体及能够与第一对接体对接的第二对接体，周向调节装置用于调节第一对接体和第二对接体圆周方向相对位置。当第一对接体和第二对接体需要对接操作时，第一对接体和第二对接体相互靠近，周向调节装置调节第一对接体和第二对接体圆周方向相对位置，直至第一对接体和第二对接体对接完成。在本申请提供的对接装置中，通过设置周向调节装置，在第一对接体和第二对接体对接过程中，调节两者圆周方向相对位置，进而实现快速对接，进而有效地提高了对接装置的对接效率。

本发明提供一种磁变距主旋翼系统，包括：主轴系统，包括转动轴，所述转动轴固定于机体上且可沿轴线转动；至少一套旋翼系统，固定于所述转动轴上；每一旋翼系统包括磁变距定子子系统、磁变距转子子系统和摇臂子系统，所述摇臂子系统和所述磁变距转子子系统相连接并安装在所述转动轴外侧，所述磁变距定子子系统安装在所述磁变距转子子系统外侧；所述磁变距定子子系统包括电磁线圈，所述磁变距转子子系统包括永磁体环，所述电磁线圈用于产生交变磁场带动所述永磁体环沿所述转动轴的轴线转动，所述磁变距转子子系统带动所述摇臂子系统转动。本发明可以提高直升机旋翼变距系统可靠性，降低成本。

本发明基于飞控系统中作动器控制计算机的容错特点，提出一种作动器控制计算机的数据交叉传输系统，数据交叉传输系统包括两个通道，每个通道包括至少两块伺服控制单元，其中：N个主控计算机分别与对应的每个通道的每个伺服控制单元连接；N个主控计算机分别与对应的N个系统总线连接；N个系统总线分别与对应的伺服控制单元连接；通道内的每个伺服控制单元分别与不同的控制对象连接；通道内的每个伺服控制单元通过通道间数据交叉传输CCDL连接，用于交叉传输数据；所有的伺服控制单元通过CDL互联。

提供了一种在前端和后端之间延伸的飞行器。该飞行器包括：定位在飞行器的后端附近的辅助动力单元，辅助动力单元具有辅助动力单元入口管道和辅助动力单元排气管道；以及定位在飞行器的后端附近的边界层摄取风扇，边界层摄取风扇具有支撑轴，其中，辅助动力单元排气管道延伸穿过边界层摄取风扇的支撑轴的一部分。

提出了用于操作包括多个致动器的欠驱动致动器系统的方法，每个致动器具有最大物理容量，该方法包括：用根据分配方程计算出的实际控制输入控制致动器：用状态反馈控制根据系统动力学方程循环计算期望的伪控制输入u；若u的至少一个分量大于能够基于致动器的最大物理容量并基于系统内致动器的位置产生的对应的最大伪控制输入将u的至少一个分量的优先级调整成优于u的其他分量；以及a)借助优先级算法求解分配方程以得到u的至少一个优先分量，其在求解分配方程以得到u的其他分量之前进行；或者b)在状态反馈控制期间将u的至少一个优先分量的极限值调整一定量，同时保持u的其他分量的各自的极限值基本恒定。

本发明涉及具有锥形机翼肋接口的机身部段。公开了具有锥形机翼肋接口的机身部段。公开的示例性设备包括与机身部段相关联的肋，以及由该肋限定的机翼接口表面，其中机翼接口表面相对于机身部段的纵向轴线从机身部段的尾端到机身部段的前端成锥形。

本发明涉及用于减缓枢转主起落架上的结构载荷的系统和方法。一种枢转转弯载荷减缓(PTLA)制动系统，用于在枢转转弯操纵中减缓飞行器的枢转主起落架上的结构载荷。PTLA制动系统包括制动控制系统，该制动控制系统可操作地联接到至少两个主起落架，每个主起落架具有两个或更多个轮轮。PTLA制动系统还包括联接到制动控制系统的PTLA制动抑制子系统。在枢转转弯操纵中，子系统抑制枢转主起落架的两个或更多个轮中的一个或多个轮的制动，使得两个或更多个轮中的至少一个轮处于未制动状态，并且其余数量的两个或更多个轮处于制动状态。PTLA制动系统减缓了结构载荷，并减少了对处于未制动状态的至少一个轮的磨损。

本发明涉及一种开放式微型光电吊舱，由电路板组件、基座组件、方位组件、俯仰组件组成。成像设备固定在俯仰框架内，俯仰电机组件固定在俯仰电机座上，俯仰框架、俯仰电机座一起通过轴承固连在方位框架两侧，利用方位电机组件，方位框架与基座组件固连。俯仰框架通过固定在俯仰框架左侧俯仰电机座上的俯仰电机组件带动主动轮，利用钢索传动、转接轮转向带动固定在方位框架左臂上的从动轮的方式来完成在俯仰方向上的转动，从而控制成像设备在俯仰方向的运动。本发明的优点是，方位可实现360°×N旋转，且整机结构紧凑、体积小、重量轻，采用开放式设计，适用于中小型飞行器整体气动布局设计。

本发明涉及一种微型光电吊舱，由安装基座、方位组件、俯仰组件、成像设备、电路板及外罩组件组成。所述成像设备安装在一个有俯仰框架的俯仰组件上；所述的俯仰组件通过两端的轴承固定在方位组件的方位框架上；所述方位框架上的俯仰电机组件带动主动轮，利用钢索传动方式带动固定在俯仰组件上的从动轮来完成俯仰方向上的转动，从而控制成像设备在俯仰方位的运动；所述安装基座与方位组件以螺钉固定连接成能拆卸的整体。本发明的优点是，方位可实现360°×N旋转，且整机结构简单、体积小、重量轻，适用于中小型飞行器。

公开了一种用于对用于飞行器(1)的机翼(5)的襟翼(9)进行支承的襟翼支承件(11)，该襟翼支承件(11)包括承受载荷的整流壳(13)并且包括加强结构(31)，该加强结构被至少部分地接纳在整流结构(13)的内部空间(27)中并且安装至整流壳(13)的第一侧壁部分(21)和第二侧壁部分(23)，其中，整流壳(13)包括构造成用于附接至主翼(7)的前附接装置(33)，其中，加强结构(31)包括构造成用于附接至主翼(7)的后附接装置(63)，并且其中，襟翼支承件(11)还包括铰接装置(39)，该铰接装置构造成用于形成与襟翼(9)的铰接连接。通过使铰接装置(39)形成加强结构(31)的一部分而实现了提供特别坚固且同时轻量的襟翼支承件的目的。

一种运载工具包含主体和联接到所述主体的至少一个机翼。压缩流体源联接到所述主体。所述运载工具进一步包含第一和第二推进器，每个所述第一和第二推进器具有进气结构，并且每个所述第一和第二推进器与所述源进行流体连通。所述第一推进器联接到所述主体，并且所述第二推进器联接到所述至少一个机翼。所述第一和第二推进器在第一配置中时被定位成使得由于所述运载工具的运动而产生的边界层的至少一部分由所述第一和第二推进器的所述进气结构吸入。所述运载工具进一步包含用于将所述压缩流体选择性地提供给所述第一和第二推进器的系统。

非线性磁耦阻拦索利用磁力缓速器对着陆滑跑的飞机进行缓速制动，其包含集缆器复位驱动装置、磁力缓速器、卷筒、传动缆索和阻拦索等关键部件，阻拦索可以使用一道或多道。为保证良好的离合功能和连续工作时的可靠性，可采用液冷型极大负荷可调磁力缓速器。为了在飞机钩索时减小钢索中的瞬时拉力峰值和减轻阻拦索的振动水平，非线性磁耦阻拦索须加装滑轮缓冲装置。为了便于远程自动控制，可使用电机或液压马达驱动卷筒旋转使阻拦索复位。非线性磁耦阻拦索可以使用具有一定配重的集缆器，此时须加装纵向滑行导轨、阻拦阻尼器、复位阻尼器等部件，为保证传动缆索的张紧，还可加装滑轮张紧装置。对于甲板上阻拦索的道数可根据需要设置。

线性磁耦阻拦索实质上是线性磁力缓速技术的一种应用。线性磁耦阻拦索包含定子、滑行器、纵向滑行导轨、阻拦阻尼器、复位阻尼器、滑轮、滑轮缓冲装置和阻拦索等关键部件，滑行器与定子中一个上装有磁块，另一个上装有感应板，当飞机着陆滑跑时，尾钩钩住阻拦索拉动滑行器沿纵向滑行导轨高速运动，滑行器与定子形成磁力耦合将动能转化为热能，从而对着陆滑跑的飞机进行缓速制动。为了控制线性磁耦阻拦索能量转化能力，须加装气隙调节机构和竖向滑行导轨。线性磁耦阻拦索的滑行器可以采用线性电机使滑行器复位，也可以采用由卷筒式滑行器复位系统和卷筒式滑行器复位钢缆牵引系统组成的复位系统。甲板上阻拦索可用支承轮或板簧进行支撑。

本发明公开了一种单向并联的电动复合翼飞机双供电系统，包括垂起电池和巡航电池，所述垂起电池的电流输出端均通过导线分别与四个垂起电机的电流输入端电性连接，所述巡航电池的电流输出端通过导线与巡航电机的电流输入端电性连接，所述巡航电池的一极和垂起电池的一极并联，另一极通过单向电流元件进行单向并联。该单向并联的电动复合翼飞机双供电系统，垂起电池重量可以大大减小，容量只需要满足正常起降即可，因为降落时巡航电池的剩余电量也可以为垂起电机供电，提高了飞机航程和航时，大大提高了安全性，由于飞机全部电量都可以支持多轴飞行，在飞行过程中出现意外需要长时间多轴飞行或返航时，不易因垂起电池电量不足而坠毁。

本发明公开了一种测绘航拍用的无人机，包括机架环、螺旋桨臂、螺旋桨组件，其中，所述机架环内分布有多条由圆心向边缘辐射的辐条，所述机架环上圆周均匀分布有六个活塞套筒，所述活塞套筒的轴指向机架环的圆心，所述活塞套筒内贯穿设置有与其同轴滑动配合的螺旋桨臂，所述螺旋桨臂远离圆心的一端上设有螺旋桨组件；所述机架环的下方通过辐条固定有起落架，所述起落架内设置有电池飞控装置，所述起落架下方的中心设有摄像机云台装置。与现有技术相比，本发明无人机在靠近地面时，占用地面空间较小，以适应不同地形和地理位置；确保桨叶能获得较高的转速和机动性，使无人机操控更精确，在高空时，有更好的稳定性和抗风能力，确保拍摄画面平稳。

本发明公开了一种空中遇难客机救援航空器，包括：机身、用于提供驱动力的推进装置、用于固定待救援客机主起落架的抓取机构、用于固定待救援客机机身的吸附固定装置；所述机身包括主机翼对称固定安装在机身前部两侧，所述副机翼对称固定安装在机身中部两侧，所述尾翼对称固定安装在机身尾部两侧，所述前轮固定安装在机身前部下方，所述后轮对称固定安装在机身中部下方；在所述机身上表面前端设有抓取机构舱，在每个副机翼上设有吸附固定装置舱，在每个主机翼下端面安装有推进装置。本申请航空器外形与飞机相似，配备有救援系统，通过吸附固定装置和抓取机构固定失事飞机，与其协同飞行，到达目的地后，使其安全降落。

本发明公开了一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，适用于兼具有高精度指向控制需求与敏捷机动要求的航天器姿态控制领域。所述高精度姿态控制方法基于星体/载荷二级复合系统展开研究，在建立卫星轨道动力学模型进而获取卫星位置信息后；对卫星间相对位置进行估计，进而解算出实现指向时追踪卫星的期望姿态；然后，针对星体一级系统设计了PID控制器，实现大角度快速机动；针对载荷FSM二级系统设计了有限时间控制器，以在有限时间内实现高精度指向控制。采用本发明的姿态控制方法，可以在保证收敛时间的同时实现毫角秒级控制精度。所述方法可以实现对目标卫星的高精度指向控制，为未来空间中动目标指向任务的开展提供可行的技术解决途径。

本发明公开了一种通用飞机综合控制台测试设备，包括测试盒、电源输入端、限幅器连接端和起落架告警连接端；测试盒装有电源断路器、喇叭、起落架告警消除开关、襟翼开关、限幅器提示灯、限幅器红灯和限幅器绿灯；测试盒内部设有第一二极管、第二二极管和第三二极管；电源输入端为整个测试设备供电，其一端连接电源，另一端连接测试盒；限幅器连接端和起落架告警连接端一端连接在测试盒内部，另一端连接综合控制台；限幅器连接端和起落架告警连接端有4个接线端，即第一接线端、第二接线端、第三接线端和第四接线端。该设备模拟飞机交联线路，实现综合控制台安装飞机前的功能测试，快速定位综合控制台内部线束是否故障。

本发明涉及一种对空间异面圆轨道目标快速抵达的变轨方法，创新设计虚拟轨道，寻优得出空间目标最优交会相位、交会时间；由最优交会相位、交会时间反推得到服务飞行器进入椭圆转移轨道的最优时间和相位；由服务飞行器的初始位置、进入椭圆转移轨道的相位得到服务飞行器的轨道相位调整幅值、调整时间；由服务飞行器的轨道相位调整幅值、调整时间得到服务飞行器在初始轨道上的停泊等待时间。据此可计算得出服务飞行器变轨策略。

本发明涉及行李自动处理系统技术领域，公开了一种用于行李高速自动处理系统的运载小车，包括车身、连接组件和车尾组件；车身下方设有刀片，车身首尾两端分别设有车头连接座、车尾连接座，相邻车身通过车头连接座、车尾连接座和连接组件铰接相连；连接组件包括偏心轴，偏心轴穿过车头连接座、车尾连接座所设连接孔并通过螺母锁定；车尾组件包括与车身尾端固定的横梁，横梁两端呈对称结构安装有两组竖直布置的承重轮组件和两组水平布置的导向轮组件。本发明解决了现有运载小车不方便在铺好的轨道上进行长度调整的问题。

本发明公开了一种防碰撞测绘无人机，包括机身、支撑架和机箱，机身远离支撑架的一面嵌设安装降落伞座孔，机箱靠近降落伞座孔的一面固定连接机身，机箱侧端固定连接延伸架，延伸架远离机箱的一端嵌设安装固定片，固定片远离支撑架的一面嵌设安装限位环，限位环远离固定片的一端嵌设安装扇叶，固定片远离机箱的一面焊接连接若干弧形支架，若干弧形支架远离固定片的一面焊接连接弧形钢架，支撑架远离机箱的一面焊接连接缓冲头。该装置结构简单，设计新颖，可以有效减少使用者操作不当被扇叶割伤，且可以防止在无人机起飞时，撞击鸟类，确保了非正常降落时的安全性。

本发明公开了一种基于车载平台的系留无人机系统，属于无人机技术领域。该系留无人机在车载平台上自主起降、定高悬停、随动飞行等功能，充分利用地面控制车的机动能力，搭载光电吊舱或通信中继设备等任务载荷实现大范围的空中监视、指挥通信等。与传统的系留无人机系统相比，可以满足不同地形条件下大范围机动的环境适应能力，另一方面大大提高了整个系统的全自主能力，系留无人机、系留线缆收放设备、起降方舱等具备较高的自动化水平，作业时只需通过在地面控制站预设作业参数，系统即可实现展开、升空、降落与收纳。本发明具有自主化程度高、环境适应性强、结构简单可靠、维护保障方便等特点。

本发明涉及摄像终端固定技术领域，提供了一种机载摄像终端的加固型安装结构，包括可围合形成卡住摄像终端的安装位的两段安装架、用于将所述两段所述安装架锁定在一起以卡紧所述摄像终端的手拧环以及可安装在外部设备上的过渡板，两段所述安装架形成的安装框可拆卸安装在所述过渡板上，所述安装框上设有供所述手拧环螺纹套设的螺纹端，所述手拧环拧在所述螺纹端上后，两段所述安装架被锁定。本发明通过手拧环来锁定设在安装位上的摄像终端，不管是安装还是拆卸都可以直接手动操作，不再需要专门的拆卸工具配合使用；设把手，不仅能够起到握持的作用，还能够与过渡板配合连接，挂点更多，结构更加稳定。

本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种基于水翼技术的水陆两用无人运输机，包括机身、机翼、尾翼，机身下半部分是水密性浮力箱，机翼是外侧具有下翻功能的水翼型机翼，尾翼采用T型尾翼结构；还包括机翼布局结构、内侧机翼结构、外侧可下反式水翼结构、机身结构、尾翼结构与起降系统。本发明的装载能力与航程显著大于国内已试飞的水陆两用无人运输机U650，可在水面安全起降，适用于水系发达地区的物流运输，也可在简易机场或公路上起降，物资运输的可达性好；由于舍去了笨重的水橇，飞机的巡航气动效率明显增大。

本发明属于航空飞行器设计技术领域，公开了一种抬式静稳定飞机，包括前机翼、后机翼和机身，机身采用常规战斗机机身结构；其中，前机翼是小展弦比后掠梯形机翼，机翼展弦比不大于5，前机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身前段的中下部；后机翼采用大展弦比前掠梯形机翼，机翼展弦比大于7，后机翼根部安装于机身的两侧，且靠近机身后段的上部。本发明合理分配飞机翼面参数和位置，完全解决了传统飞机存在配平损失大的难题，也突破了鸭式布局飞机完全依靠电传飞控系统飞行的弊端，实现了全机无配平损失，具有纵向静稳定的可控飞机，解决了现有飞机存在的技术问题。

本发明公开了一种混合层流机翼吸气能量损耗工程计算方法，根据CFD计算数据、风洞试验数据与飞行试验数据分析，分别拟合出以雷偌数REN、升力系数C、机翼前缘后掠角Λw与巡航马赫数为自变量的机翼吸气装置能量损耗因子计算函数；以X21飞行试验所得上下机翼层流转戾位置为参考，使用考虑吸气的e机翼边界层层流转捩位置计算方法，计算由翼型质量产生的能量损耗因子，最终通过对机翼展向各翼段的能量损耗因子面积积分求和，得到全机的机翼吸气装置能量损耗因子。本发明的方法适用于构型复杂的混合层流机翼前缘吸气装置的功率需求论证、基于功率分布优化的吸气系统管路设计，为混合层流控制技术飞机的推重比设计、机翼构型优化设计提供技术支持。

本发明公开了一种用于低速大攻角流动特性改善的栅格融合翼，所述栅格融合翼包括基础单翼，栅格框架，布置于基础单翼上形成镂空机翼结构，横向栅格隔板和纵向栅格隔板，均布置于栅格框架内部，所述横向栅格隔板沿着与栅格框架的上板面和下板面平行方向布置，所述纵向栅格隔板沿着栅格框架的上板面和下板面垂直方向布置且与横向栅格隔板相交，将栅格框架分割成多个镂空栅格孔，栅格进气口，布置于基础单翼下表面前缘区域，通过横向栅格隔板上端面与栅格框架的上板面之间形成的空腔构成，栅格出气口，布置于布置于基础单翼上表面，通过横向栅格隔板下端面与栅格框架的下板面之间形成的空腔构成。本发明设计的栅格融合翼可以在不额外消耗能量、不产生附加阻力的情况下有效抑制机翼大攻角气流分离，增大机翼的失速攻角，提升机翼的最大升力系数。

本发明公开了空军军用飞机隔空加油系统及使用方法，主要涉及军事技术领域；包括加油机、受油机，所述加油机的尾部设有弹射管，所述弹射管的外壁上设有调节油缸，所述弹射管用于存放球形油弹，所述弹射管远离加油机的一端设有弹性密封圈，所述弹射管远离弹性密封圈的一端设有密封盖，所述密封盖上设有加压气嘴；所述受油机上设有吸能减震受油舱，所述吸能减震受油舱的顶部设有可自动开关的受油舱盖；本发明采用隔空加油的方式，避免了对接要求高，容易失败，还容易损伤机体及触发事故的风险，会合加油的时间大大地缩短，多的油弹可放进机身内备用，不但可以减少受油机空中加油的次数而且还能飞更远的航程，制造成本相对较低，容易实施。

本发明提供的一种飞机自适应动力与热管理系统，以整机性能最佳为设计原则，综合了辅助动力装置、应急动力装置、环境控制系统和热管理系统的功能，将其集成为一个综合系统，减少了重量、体积、成本和飞机正常飞行中的重量代偿损失，并对飞机热进行综合管理，可根据不同工况调整其工作模式，自动选择最佳动力源和热沉源，提高了飞机的能量综合利用效率，兼顾了飞机的隐身性、机动性、长航时和可靠性等需求，对未来飞机的发展意义重大。

本发明公开了一种带功率输出轴的直升机埋入式进气道。进气道位于直升机旋翼桨毂下方发动机舱内，且进口和发动机舱融合，没有任何外凸表面，进气道内型面往直升机对称面方向弯曲，使得从入口方向无法看全叶片。功率输出轴位于进气道管道中心，并穿过埋入式进气道导流面和旋翼减速器相连，以削弱功率输出轴诱导产生的旋流，实现前向功率输出。本发明充分利用了埋入式进气道低外阻、高隐身的特点，兼顾了进气道的气动性能和隐身性能，特别适合高速、高隐身军用直升机。

本发明涉及一种飞机座舱盖联接锁专用支撑装置，支撑装置包括支座、固定螺栓、调整螺栓Ⅰ、调整螺套、调整螺栓Ⅱ、快卸止动销、六角螺母、平垫圈、钢丝绳、铅封组成；支座用于整个支撑装置的固定支撑；调整螺栓Ⅰ通过六角螺母安装于支座上，调整螺套两端分别与调整螺栓Ⅰ与调整螺栓Ⅱ连接；调整螺栓Ⅱ用于与座舱盖处耳片连接；快卸止动销能够插入调整螺栓Ⅱ。本发明的支撑装置结构简单，操作简便，能够避免座舱盖联接锁分解时操作空间的干涉，降低工作难度，人员配合高效便捷，提高了工作效率。

本发明公开了一种基于无人机的匀量撒播装置，涉及无人机播种设备技术领域，包括无人机，所述无人机底部固定连接有壳体，所述壳体底部对称固定连接有支腿，所述支腿末端固定连接有连接块，所述壳体顶部一侧固定连接有导轨。本发明在转弯时，无人机倾斜进而带动配重球带动驱动块压缩连接弹簧，驱动块同时通过转动杆带动推动杆下移，推动杆下移的同时通过推动杆底部固定连接的驱动凸起向远离限位板一侧滑动，此时驱动斜盘在复位弹簧的作用下由倾斜状态变为竖直状态，此时送种盘上圆形阵列的存种孔通过送种弹簧固定连接的推杆在转动到送种盘最底部时，此时驱动斜盘已经无法迫使推杆通过推板将种子从推种孔内推出，此时本装置停止向外界撒播种子。

本发明公开一种襟副翼联动系统和飞行器，其中，襟副翼联动系统包括两襟副翼、两推拉软轴、襟副翼控制机构以及襟副翼联动机构；两推拉软轴用于安装于机体上，两所述推拉软轴与两所述襟副翼一对一传动连接；襟副翼控制机构与两所述推拉软轴驱动连接，用于通过两所述推拉软轴驱动两所述襟副翼各自绕一轴线转动，两所述襟副翼转动的方向和角度不同，以控制飞行器的转向；襟副翼联动机构与两所述推拉软轴驱动连接，用于通过两所述推拉软轴驱动两所述襟副翼绕一轴线同步转动，且两所述襟副翼同步转动的方向和角度相同，以辅助调节飞行器的升降压力。本发明技术方案解决现有飞行器无法实现短距起飞和降落的问题。

本发明属于航空动力控制领域，涉及一种基于有限状态机的辅助动力系统控制方法及电子控制器。能够根据辅助动力系统的不同起动模式，通过有限状态机的方式进行系统控制。本发明在传统控制策略基础上，设计了一种基于有限状态机的控制方法，通过一系列有限的状态描述被控对象的控制策略，可以对具有离散特征的系统进行再现，对被控对象的外在行为特征进行建模，可以准确把握整个系统的发展和变化规律，同时，通过这种图形化的形式对目标系统的内在逻辑进行可视化描述，也有助于在系统出现故障后的有效排故。

本发明属于吊舱设备技术领域，基于现有浮空器吊舱的不足，本发明专利提出了一种可回收可变形式发射吊舱，吊挂飞行器吊挂于电气载荷舱的吊钩上，随形固定框通过一个中心固定架和两个边固定架固定于电气载荷舱的底部，吊挂飞行器设置于随形固定框的随形支撑孔内，同步减震器安装于电气载荷舱的底部相应位置，绳驱动系统安装于电气载荷舱内，绳驱动系统的四根钢丝绳通过多组定滑轮导入同步减震器内，并固定于底框的相应位置，通过四根钢丝绳收放。该吊舱可利用机体变形来实现浮空飞行吊挂、临空发射投放、安全缓冲着陆、隐身屏蔽以及可重复性多次回收投放等功能集成。同时其多个缓冲器可以实现同步缓冲。