飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种可组装可拆卸的旋翼无人机，属于无人机领域，包括主机体以及多个均匀布置在主机体的周向侧壁上的机臂；机臂包括主臂和副臂，主臂的根部设置有连接板，连接板上均设置有防脱滑块，主机体的周向侧壁上设置有多个与防脱滑块相适配的防脱滑槽，防脱滑槽沿主机体的轴向方向布置，且防脱滑槽延伸至主机体的顶面；主臂的梢部的端面设置有沿主臂的轴向方向延伸的插槽，副臂的根部设置有与插槽相适配的插杆，副臂的梢部固定安装有动力组件；连接板通过第一锁紧结构与主机体固定，副臂通过第二锁紧结构与主臂固定。本发明结构简单、设计合理，能够使无人机的机臂进行拆卸，从而降低运输尺寸，并且能够快速组装，方便使用。

本发明提出一种横向固定分力控制模式下的火箭回收方法和装置，其中，方法包括：根据预设的采样周期，采集火箭在当前采样周期的位置、速度、质量信息；根据当前采样周期的位置、速度、质量信息，更新火箭的X‑Z面坐标系；在火箭的X‑Z面坐标系下确定火箭的横向运动模式；根据横向运动模式确定非线性方程组；求解非线性方程组计算平均推力，并生成针对平均推力的控制指令，将控制指令控制火箭在当前采样周期的控制。由此，可以满足火箭回收的实时性、稳定性以及求解精度要求。

本发明公开了一种两自由度太阳电池阵展开装置，包括根部铰链、展开臂、展开同步机构、摆动机构、转接法兰；所述展开臂通过根部铰链与太阳电池阵的驱动机构连接，所述展开臂的另一端与摆动机构固定连接，所述摆动机构的输出轴通过所述转接法兰与太阳电池阵固定连接，所述展开同步机构与所述根部铰链、转摆动机构连接，所述展开同步机构用于控制根部铰链、展开臂、摆动机构、太阳电池阵展开的同步性。本发明通过展开臂和摆动机构，以实现太阳电池阵在轨展开功能后，与驱动机构共同实现太阳电池阵两自由度转动功能。

本公开提供了一种浮空器，应用于浮空器技术领域，包括：球体、吊舱；球体上设置有第一终端、温度传感器和压强传感器、排气阀以及控制器，吊舱内设置有第二终端和遥控遥测设备，第一终端获取温度传感器采集的温度信息和/或压强传感器采集的压强信息，并将温度信息和/或压强信息通过无线传输方式传输给第二终端；第二终端将接收到的温度信息和/或压强信息传输给遥控遥测设备，遥控遥测设备将其传给地面，并接收地面返回的排气阀打开指令或关闭指令，将其传输给第二终端；第二终端将指令通过无线传输方式传输给第一终端；第一终端将接收到的排气阀打开指令或关闭指令发送给控制器，以使控制器调整排气阀。本申请还公开了一种数据传输方法。

本发明涉及太空安全技术领域，公开了一种太空物体异常检测方法、装置、设备及存储介质，该方法包括：获取TLE轨道数据及太空物体数据；根据所述TLE轨道数据及所述太空物体数据确定至少一个太空物体的运动状态信息；对所述运动状态信息进行异常识别，并根据异常识别结果确认存在异常的目标太空物体。通过TLE两行轨道数据及太空物体数据信息进行异常检测，以获取存在异常的太空物体，有利于航天业太空防撞系统的搭建，利于新火箭和卫星发射避开太空碎片的干扰、撞击；针对太空中其他国家的敏感卫星，具有监测和监督能力。

本发明公开了一种太阳能无人机，包括无人机主体，所述无人机主体的顶部对称安装有机翼，所述无人机主体的顶部开设有安装槽，所述安装槽的内部安装有光伏板，所述光伏板与无人机主体电性连接，所述光伏板的两端均安装有控制块，所述控制块的一侧开设有控制槽，所述控制块与安装槽的内壁转动连接，本发明涉及无人机技术领域。该太阳能无人机装置，达到了避免表面粘附障碍物时降低光伏板的利用效率，降低太阳能备用能源的可靠性的问题，增强了抗震能力，能够避免在空中与障碍物碰撞时容易造成内部零件损坏的问题，提高了无人机的使用寿命，增强了散热能力，能够适应长时间以及高温环境下的飞行。

本发明公开了一种自转旋翼机预旋控制系统，包括有预旋控制器、预旋启动开关、电子调速器、预旋电机、设置于操控杆底端上的角度传感器、油门位置传感器和触摸显示屏，预旋启动开关、电子调速器、角度传感器、油门位置传感器、触摸显示屏均与预旋控制器连接，预旋电机与电子调速器连接由电子调速器调节预旋电机的转速，由预旋电机驱动旋翼系统进行预旋转动。本发明通过预旋控制器将预旋系统的控制和飞机的控制杆及油门控制等操控系统进行关联控制，避免预旋系统误操作引起安全事故的发生，提高自转旋翼机的安全性。

本发明公开了一种新型主副双旋翼飞行器，主要包括动力部分、机体、导向部分、数据采集部分和主控部分，动力部分位于飞行器的最上端，通过螺栓与机体相连接；数据采集部分和主控部分位于飞行器的中下部，机体内部呈上中下三个部分，中间以隔板隔开，下部分为前后和侧面三个部分，前后两个面隔开，将机体下部分分为前空腔、后空腔和侧空腔，导向部分位于侧空腔内。该新型飞行器设计过程中采用大幅降低飞机的重心的方法，增加其机身本身的稳定性，以减少飞控的控制难度，该新型飞行器采用多传感器结合的方式，提升了飞行的稳定性，对意外情况的处理能力显著提升，该新型飞行器整体体积较小，方便携带。

本发明公开了一种直线型多旋翼植保飞行器结构，包括至少一个主杆单元，两两主杆单元之间通过阻尼连接件连接；每一个主杆单元中间设有药箱和供电模块13，药箱和供电模块13固定在主杆单元的支撑架两侧，支撑架顶部两侧的主杆对称的设有主力旋翼、辅助旋翼、姿态调整旋翼；所述主力旋翼位于主杆最外侧，与主力旋翼相邻的为姿态调整旋翼，在姿态调整旋翼和支撑架顶端之间还设有辅助旋翼；此外，主杆单元上还包括设置在主杆上的视觉模块9、GPS‑RTK组件、IMU和飞控模块12。本设计可作为一个基本单元，可以进行多单元组合，实现更宽的喷幅，更高的作业效率。

本发明公开了一种多模式、高性能的旋翼无人机，包括：电源系统、动力子系统以及为电源系统和动力子系统供电的供电机构；供电机构设置有用于安装电池的电池仓以及用于与系留机载电源连接的系留接口；电池安装于电池仓状态下，电池为电源系统和动力子系统供电，无人机处于放飞模式；系留接口与系留机载电源连接状态下，系留机载电源为电源系统和动力子系统供电，无人机处于系留模式。本发明提供的多模式、高性能的旋翼无人机可以根据实际情况的不同选择工作模式，并可在系留模式与放飞模式之间切换，可以使同一无人机按照不同的工作模式工作。

基于形状记忆合金的TBCC进气道调节机构设计方法，涉及TBCC进气道技术领域。包括以下步骤：1)通过温度控制形状记忆合金的形变来调节门体形状，实现支气道通风口的开启与闭合；2)在闭合时保证通风口的密闭特性；3)在门体打开和关闭过程中实现连续调节；4)将门体形状按照主进气道内壁轮廓进行设计。达到开启时通风口面积无遮挡的效果。将形状记忆合金应用于TBCC发动机进气道领域，其解决基于单板绕中心轴转动来调节支气道通风口面积的方案中，所需力矩过大的问题。其方便控制，实现在开合过程中对支气道通风面积的连续调节，和在闭合时的完全密闭。

本发明属于飞机飞行控制领域，提供一种飞机方向舵自动配平控制方法，涡扇、涡喷、对转螺旋桨飞机在定常盘旋时自动实现协调转弯，非对转螺旋桨飞机在定常盘旋时减小侧滑角，非对转螺旋桨飞机、多发飞机单发失效在机翼水平时自动保持飞行航向。技术方案包括：将侧向过载积分作为方向舵配平中立位的指令，方向舵配平中立位调整后消除侧向过载；侧向过载信号经低通滤波器衰减高频噪声后，乘以正增益系数后进行限幅积分，积分值作为方向舵配平中立位指令；当长时间滑行、自动飞控接通、反馈信号故障时对积分器清零，当飞机有轮载信号、积分器清零时将积分器积分项断开。

本发明属于飞机空调系统设计技术领域，具体涉及一种飞机可调节式空调供气口装置。供气口包括：供气导管(1)，内饰板(3)，供气格栅(4)，固定轴(8)，其中，供气导管(1)包括平直段和弧面段，供气导管(1)与内饰板(3)通过连接组件(9)连接，供气格栅(4)一侧通过固定轴(8)转动连接在供气导管(1)上，另一侧能够沿着供气导管的弧面段转动。不仅满足座舱温度均匀性要求，具备一定程度地防止高温高湿天气空调冷凝水直接吹入座舱，还能兼顾最大范围内满足座舱内人员的个性化调节要求。

本发明提供一种空腔噪声控制的分流装置及噪声控制方法，用于降低空腔内部噪声。本发明在空腔前部，即前缘后方的适当位置设置分流装置，强迫在空腔前缘的分离气流产生进一步分离流动：一部分气流向上偏折，减小对空腔后壁的冲击作用；另一部分气流向下偏折进入空腔，削弱自后壁反馈的扰动波；同时对空腔内部流场形态产生扰动，避免自激振荡的情况出现。本发明所设计的空腔噪声控制的分流装置结构形式简单，易于加工；所使用的空腔噪声控制方法有效，可以显著降低空腔噪声。

本发明涉及自动锁定技术领域，特别是涉及一种快速对接锁定装置。其中，安装座[2]右端固接设备一上。上钢珠[4]放置在安装座[2]上部的台阶圆孔中，下钢珠[10]放置在安装座[2]下部的台阶圆孔中，滑动块[6]放置在安装座[2]圆形通孔中，对接连杆[1]左端固接在设备二上，对接连杆[1]右端伸入安装座[2]圆形通孔中与滑动块[6]的左端相贴，堵盖[9]固定在安装座[2]圆形通孔右端处，小压簧[8]放置在安装座[2]圆形通孔中，锁定环[5]和大压簧[7]分别套在安装座[2]的左边圆柱体上，锁定环[5]左端顶住上钢珠[4]和下钢珠[10]上，锁定环[5]右端与大压簧[7]左端相贴，限位块[3]通过螺纹方式固接在安装座[2]左端处。本发明将对接锁定集合在一个简单的装置中，降低成本，可靠性高。

本发明属于飞机设计领域的操纵系统设计技术领域，公开了一种具有舵效随动补偿的飞机舵面调整片操纵系统，包括手轮装置、传动绳索装置、丝杠作动装置和操纵连杆，传动绳索装置包括顺次连接的前端同步索、传动绳索、导轮和后端同步索，手轮装置包括拨轮和输出同步轮，丝杠作动装置包括输入同步轮、丝杠螺母机构和输出端，手轮装置的输出同步轮和传动绳索装置的前端同步索连接，传动绳索装置的后端同步索与丝杠作动装置的输入同步轮连接，操纵连杆将丝杠作动装置的输出端与调整片操纵点相连，调整片安装于飞机舵面后缘。本技术方案结构简单易实现，无特殊加工制造或装配，通过常规机械构件的组合实现可靠、易用、重量轻、成本低的飞机辅助操纵系统。

本发明属于飞机噪声控制领域，具体涉及一种空腔噪声控制控制方法。本发明提供一种空腔噪声控制控制方法，在空腔的前缘、前壁、侧壁、后壁或底部中的任意一个或多个部位设置吹气装置；通过吹气装置向空腔来流或空腔内部吹入气体，以扰动空腔内的气流，降低空腔内部噪声。

本发明公开了包括机身，机身的一侧固定连接有机翼，机身的上表面固定连接有连接块，连接块的上表面可拆卸连接有固定轴，固定轴的一侧固定连接有U形板，U形板的内部滑动连接有滑动板，U形板的一侧固定连接有压缩弹簧,压缩弹簧的另一端与滑动板的一侧固定连接，滑动板的一侧固定连接有连接轴，连接轴的一端固定连接有安装块，安装块的一侧固定连接有伸缩杆。通过U形板、滑动板、压缩弹簧、连接轴、安装块、伸缩杆和弧形板的配合设置，在使用的过程中可以实现对机翼的简单安全防护以及适用于不同大小的机翼，增大了使用范围，提高了使用性，且同时可以对来自外部撞击时进行简单的缓冲，避免由于撞击的冲击力对装置造成损坏。

本发明公开一种飞机安定面盒段对接装置，包括：安定面盒段组件、对接接头组件；安定面盒段组件包括壁板，分别设置于壁板前后两侧的前梁和后梁，以及设置于前梁与后梁之间的对接翼肋；对接接头组件包括：设置于前梁与对接翼肋连接位置的I组对接接头组件，以及设置于后梁与对接翼肋连接位置的II组对接接头组件；I组对接接头组件中每个对接接头的连接耳片方向与II组对接接头组件中每个对接接头的连接耳片方向垂直，用于传递航向载荷以及垂直航向的纵向载荷。本发明实施例解决了现有飞机盒段结构，由于结构刚度布置因素，为了使得所有对接接头组有效传递载荷，需要额外增加结构重量的问题。

本申请提供一种涡桨飞机双杆形式油门台的机械互锁保护装置，所述装置包括正拉力杆(1)、反桨杆(2)、凸轮变换装置(3)、第一拉杆机构(4)、第二拉杆机构(5)、油门台体(6)、限位装置(7)、反桨杆旋转部件(8)、滚动卡销(9)、油门角度传感器(10)，其中：正拉力杆(1)为中空的杆状结构，正拉力杆(1)内设置有凸轮变换装置(3)；凸轮变换装置(3)下端通过第一拉杆机构(4)与油门角度传感器(10)连接，凸轮变换装置(3)下端通过第二拉杆机构(5)与滚动卡销(9)连接，反桨杆(2)的一端与凸轮变换装置(3)侧面连接，反桨杆(2)通过凸轮变换装置(3)和第一拉杆机构(4)相连、第二拉杆机构(5)相连。

本发明属于飞机燃油系统故障诊断技术，涉及一种飞机燃油系统附件故障诊断方法。所述方法包括：接收燃油系统附件功率驱动通道状态信息以及燃油系统附件的状态反馈信号；根据燃油系统附件功率驱动通道状态信息和燃油系统附件的状态反馈信号确定飞机燃油系统附件是否发生故障。本发明解决了飞机使用维护过程中燃油系统故障难以快速准确定位的问题。

本发明适用于仿生翼型技术领域，具体是一种翼型的可拆卸替换后缘装置，包括：翼型前缘分块，所述翼型前缘分块定位连接在底座上；翼型后缘分块，所述翼型后缘分块可拆卸式装夹安装在翼型前缘分块上，并与翼型前缘分块构成完整翼型结构；以及，所述翼型后缘分块为独立设置，并用于更替不同形状尺寸；可拆卸式安装翼型后缘分块，利用其独立设置进行替换，用于更替不同形状尺寸的安装翼型后缘分块，可以适用于翼型进行多种后缘形状的替换使用，大大节约材料；且结构简单，实用性强；替换拆装方便；翼型的可拆卸替换后缘装置的制作方法，制作快速灵活，装置制造简单。

本发明公开一种多方向飞机进气道密封补偿结构及结构参数确定方法，包括：动力装置进气口法兰，防火密封圈和进气道法兰，所述进气道法兰安装于进气道出口位置，动力装置进气口法兰安装在发动机入口位置，动力装置进气口法兰与进气道法兰之间安装所述防火密封圈；防火密封圈为环形变剖面结构，为所述进气道密封补偿结构中的柔性结构，所述防火密封圈周向上的各剖面结构的尺寸为通过动力装置在多个方向上的运动量和总体运动量确定出的。本发明实施例解决了现有进气道与动力装置之间的密封补偿结构，普通存在补偿方向单一，拆装不便，以及难以满足隔离动力装置变形位移以及飞机维护要求等问题。

本申请属于飞机设计领域的飞控系统设计与测试领域，特别涉及一种飞机操纵器件力位移测量装置及方法。包括夹持件(1)、组件框架(2)、握把(3)、力测量单元、惯性测量单元，夹持件(1)夹装于飞机操纵器件，握把(3)与通过组件框架(2)与夹持件(1)固连，力测量单元与惯性测量单元敷设于组件框架(2)中。通过设置惯性测量单元和力测量单元实现飞机操纵器件力‑位移的组合测量，在使用上简单便捷；通过设置组件框架对惯性测量单元和测力应变片进行集成，实现装置的小型化和集成化，便于在小空间内的使用以及外出携带。

本发明属于飞机起落架强度设计技术领域，具体涉及一种起落架摆振分析方法。包括：建立起落架摆振分析仿真模型；从所述仿真模型中找到待分析结构；修改待分析结构的运动约束；确定待分析结构中存在间隙的两个部件之间的精确距离；确定所述两个部件的间隙；在两个部件之间添加受压弹簧；通过调整弹簧自由长度调整所述两个部件的间隙，得到起落架的摆阵特征相关参量与间隙大小的关系，所述间隙调整范围为0至检修范围内的间隙最大值，其中弹簧的自由长度为几何特征点之间的精确距离减去部件之间的间隙。该方法能够快速实现结构间隙的设置和调整，能够有效模拟结构间隙变化对起落架摆振特性的影响分析。

本发明提出了一种装配工装安装检修方法，包括以下步骤：(1)技术人员通过数模建立坐标系并给出安装和检修零件的安装数据；(2)工人通过模拟量标高系统安装样件；(3)技术人员指导工人利用激光跟踪仪通过样件和标高架上的飞机理论轴线位置建立坐标系；(4)坐标系建立好后，经设计确认，卸下样件，增打ERS点；(5)工人依据技术人员给出的数字量安装数据安装和检测工装定位器。本发明取得的有益技术效果为，该装配工装安装检修方法改变传统的样件、样板安装检修办法，提高了安装检修精度，降低了安全隐患，节省了劳动力，加快了生产进度。

本发明提供了一种无人机的存取装置，包括货叉载板、伸缩货叉和电机，伸缩货叉和电机分别固定在货叉载板上，伸缩货叉由电机驱动控制向停机位伸缩，伸缩货叉为三级伸缩结构。本发明提供了一种无人机的存取装置，通过设置三级伸缩结构，结构刚度高，伸缩稳定，能够顶开机库停机位的锁紧装置，配合托举和降下操作，实现无人机的入库存放及出库取出。

本申请提供一种飞机防滑失效刹车控制方法，所述方法包括：检测飞机当前的防滑刹车系统的工作方式，所述工作方式包括系统正常工作模式和防滑失效刹车控制模式；若飞机当前的防滑刹车系统的工作方式为防滑失效刹车控制模式，则确定采用的保护措施，所述保护措施包括限幅方式、脉冲调节方式和限幅+脉冲调节方式，所述保护措施包括利用预设系数K确定的刹车指令L和输出刹车压力P的对应关系，所述L∈[0,1]；根据确定的保护措施，对飞机防滑刹车系统进行刹车控制。

本发明提供了一种便携式垂直起降的斜置翼飞行器，包括机翼、机身和尾翼，所述机翼通过旋转机构和固定支座安装在机身的顶部；所述旋转机构设置在机构盒内，所述机构盒通过两侧设有的滑杆与固定支座滑动连接；所述旋转机构包括机翼转轴、旋转组件，机翼转轴垂直设置在机构盒内，所述机翼转轴的顶端设有凸台轴承，所述凸台轴承的外环固设在机翼的支板上，所述机翼转轴通过旋转组件与固定在机构盒上的舵机转动连接，所述机翼转轴的底端固设在机构盒内；所述固定支座固设在机身内。本发明采用非对称机翼形状，提供飞行时斜置布局升力，飞行时可随速度改变斜置角，比传统固定翼更加适应环境的变化，机身腹部安装升力风扇，实现短距起飞，垂直降落。

本申请提供一种飞机供电系统智能接触器显示状态实现方法，所述方法应用于信息综合处理机，方法包括：接收智能接触器发送的状态信息，所述状态信息包括通断状态、跳闸状态、自检状态；从上位机获取复位命令，对复位命令进行锁存；若根复位命令为不复位，且自检状态为正常状态，则根据第一原则，判断智能接触器显示状态；若根复位命令为复位，且自检状态为正常状态，则根据第二原则，判断智能接触器显示状态；若根复位命令为不复位，且自检状态为故障状态，则根据第三原则，判断智能接触器显示状态；若根复位命令为复位，且自检状态为故障状态，则根据第四原则，判断智能接触器显示状态。

本发明公开了一种火箭助推器捆绑和火箭对接装置，包括托座、托板和滑动支座，滑动支座底部设有滑轮，滑动支座上面设置升降机构，升降机构上方连接托板，通过升降机构调节托板沿竖直方向运动；托板的上方设置托座，托板和托座之间设置滑动机构，通过滑动机构调节托座沿水平方向运动；托座的顶部为弧形板，弧形板上设置滚轮，助推器或火箭芯级放置在托座内，通过滚轮调节助推器或火箭芯级沿其轴线旋转。本发明的有益效果为：可以实现调节助推器或火箭芯级在其轴线方向、垂直轴线方向的上下和左右方向的六自由度调节，从而实现火箭的准确对接。通过水平捆绑方式将火箭芯级和火箭助推器进行捆绑，可以降低火箭助推器捆绑的操作复杂度。

本发明属于航空结构强度设计领域，尤其涉及一种双腔式起落架缓冲器模型。该模型包括：四个油腔、高压和低压气腔、间隙装置，第一油腔的外筒和柱塞与第二油腔的外筒和柱塞连接；第二油腔的外筒与止动阀的包络体连接，第二油腔的柱塞与间隙装置的下部连接，间隙装置的上部与止动阀的芯体连接，止动阀的包络体和芯体再与第四油腔的外筒和柱塞连接，第四油腔的外筒和柱塞再与高压气腔的外筒和柱塞连接，第三油腔的外筒和柱塞与低压气腔的外筒和柱塞连接；四个油腔通过油路连通，在第一油路上布置油孔；低压气腔中的气体通过热交换系统与四个油腔中的油液进行热交换。本发明的模型能够降低双腔式起落架落振载荷。

本发明属于飞机设计技术领域，涉及一种飞机起落架下位锁，所述下位锁包括：固定于斜支柱(1)上的开锁作动筒(20)、上锁弹簧(11)、锁键(13)；上锁弹簧(11)的一端固定于开锁作动筒(20)，另一端与锁键(13)一端连接；锁键(13)的另一端与上摇臂(2)上的锁钩状凸轮(15)配合；锁键(13)的中部通过锁键转轴(16)与斜支柱(1)转动连接。解决较小空间下的起落架下位锁锁定问题，并需兼顾重量小的目标。

本发明属于飞机用雷达技术领域，公开了一种带舵面的雷达罩支架，安装在机身背部，用于支撑飞机上的雷达罩，所述带舵面的雷达罩支架至少包含一个支腿，所述支腿包括：固定支架1；支架后缘舵面2；支架后缘舵面安装在固定支架的后缘。可有效减小预警机雷达支架对垂尾的侧洗和阻滞，提高飞机的航向稳定性，同时还能减小飞机侧滑条件下的飞行阻力，提高飞机性能。

本发明涉及飞机结构建模技术领域，涉及一种飞机机身门框区截面扭转刚度的计算方法。该方法包括：获取已知的飞机机身和门框的设计参数；选取飞机机身门框中间位置所在的机身截面为计算对象，计算其扭转刚度；以机身截面中长桁面积均匀分布到蒙皮上为指导思想，计算长桁折算到蒙皮的折算厚度；根据飞机机身和门框的设计参数，计算该机身截面上各点的扇性面积、扇性线静矩及横坐标；根据机身截面扇性线静矩、各点的扇性面积计算该机身截面轴惯性矩及机身截面弯心位置；沿上述机身截面的弯心位置做一条平行于坐标纵轴的直线，该直线为截面的弯心轴；计算上述机身截面相对于截面弯心轴的扇性惯性矩，该惯性矩即为该机身截面的扭转刚度。

本发明提供了一种无人机螺旋桨变距装置，包括：传动三角块、直角球轴承以及桨根固定环；所述传动三角块的侧壁开设有安装孔；所述直角球轴承的轴承端为深沟球轴承，所述直角球轴承的轴承端与所述深沟球轴承的内圈相固接，所述深沟球轴承的外圈内嵌在所述安装孔内；所述直角球轴承在所述传动三角块内作360°旋转运动；所述直角球轴承与所述桨根固定环数量对应，所述桨根固定环固定在所述直角球轴承上；所述桨根固定环上固定桨叶。本发明提供的一种无人机螺旋桨变距装置，很好的解决现有曲柄滑块机构长时间运行后滑块会极大的磨损，进而影响无人机机动性的问题。

本发明涉及一种大飞机空速异常辅助功能的仿真平台及试验方法，属于航空工程试验测试领域。该方法包括：信息显示设备1、接口测试设备3、总线接口耦合器4、座舱操作系统5、飞行员接口单元6、总线监控设备7、数据分析仪8、信号转换设备9、飞机模型仿真设备10、空速参数注入设备11、可视化设备12。

本申请提供一种节能消声除水式混合腔，所述节能消声除水式混合腔包括外壳3、热空气进气接口4、冷空气进气接口6、多孔腔体5、滤水网2、排水口7，其中：外壳3为中空的管状结构，外壳3的两端为锥形结构，外壳3的侧面设置有至少一个热空气进气接口4和至少一个冷空气进气接口6；外壳3内固定设置有多孔腔体5；多孔腔体5为中空腔体结构，多孔腔体5的每个表面均布满除水孔；外壳3两端各设置有滤水网2，滤水网2为布满除水孔的板状结构，滤水网2的形状与外壳3两端锥形结构的截面形状一致；多孔腔体5的上表面设置有两个防堵孔1，多孔腔体5的两端侧面各设置有一个防堵孔1；滤水网2上设置有一个防堵孔1。

本发明属于无人机领域，尤其是一种后备箱无人机起落架，现提出如下方案，其包括壳体，所述壳体顶端设有开口，壳体内部设有放置板，放置板的下方设有四个固接在壳体底壁上的活塞筒，活塞筒的顶端滑动连接有活塞杆，活塞杆的底端固接有滑动连接在活塞筒内的活塞块，活塞杆的顶端固接有放置板，壳体的底端内壁上安装有气囊，活塞筒与气囊之间连接有导气管，壳体的底端内壁上安装有位于放置板下方的接触开关一。本装置能够在无人机起落时，提供缓冲力，避免了无人机降落到托板上后产生的反冲力对无人机内部电子零部件造成损坏的状况发生，能够降落后自动实现壳体开口的关闭，并在关闭的同时实现对无人机的夹持固定。

本发明涉及一种无人机设备，更具体的说是一种可拼接多旋翼运输无人机，包括应急降落伞弹出机构、自动升降挂钩机构、摄像头调节机构、飞行及基础机构，设备能够在意外坠落时保护无人机，设备能够调节运输挂钩升降且挂钩能够自锁，设备能够调节摄像镜头角度，设备能够飞行，设备能够与多台设备拼接，设备能够平稳降落，应急降落伞弹出机构与飞行及基础机构相连，自动升降挂钩机构与飞行及基础机构相连，摄像头调节机构与飞行及基础机构相连。

本发明提供了一种在轨航天器气瓶压力随温度变化的修正方法与系统，涉及在轨航天器气瓶自主故障检测技术领域，该方法包括：步骤1：采用基于温度测量在轨遥测分层值的线性公式计算气瓶温度；步骤2：将不同所述气瓶温度下的气瓶压力值转换到0℃的压力值。从而能够简化软件算法，减少自主故障检测系统误判问题。

本发明涉及无人机技术领域，公开了一种翼身连接结构及包含翼身连接结构的无人机。翼身连接结构包括：翼身连接单元，用于机身和机翼初步固定，以及机身和机翼之间的作用力的传递；插接锁紧单元，用于实现机身和机翼的快速连接，限制机翼展向的自由度；消隙单元，用于提供预紧载荷和消除机构间隙作用，避免受发动机周期转动和气动载荷的变化产生振动。本发明可实现进行快速拆装或无工具拆装，减少了展开撤收准备时间，能更好的应对突发任务；在某些特定回收场景内对无人机机体连接高强度的要求同样满足设计和使用要求。解决了常规无人机安装繁琐，可靠性差的问题，回收时无人机连接结构复杂的问题，以及机体的无标准件连接问题。

一种可折叠设备、无人飞行器和手持云台，可折叠设备的第一本体(10)与第二本体(20)通过转动连接组件(30)可转动连接，转动连接组件包括：第一部件(31)与第一本体固定连接；第二部件(32)与第一部件(31)连接，并与第二本体固定连接；第二部件(32)能相对于第一部件转动至第一位置、中间位置及第二位置，使第一本体(10)与第二本体(20)在折叠状态与展开状态间切换；第一部件(31)与第二部件(32)之间具有第一阻尼部(301a)和第二阻尼部(301b)，第一阻尼部用于阻碍第二部件由中间位置转动到第一位置，第二阻尼部用于阻碍第二部件由中间位置转动到第二位置；第一阻尼部的第一转动阻尼与第二阻尼部的第二转动阻尼的变化速率不同。

描述了一种具有空气动力学轮廓的提升本体的运载工具，该提升本体包括多个配合本体模块，其中，模块中的至少两个模块以可移位的方式彼此紧固。该模块包括操作性地联接至推进机构的推力矢量化模块。该推力矢量化模块被动态地控制以影响推进机构的定位和致动，进而实现运载工具的期望定位，并实现运载工具的多种操作模式中的至少一种操作模式。推力矢量化模块包括舱模块，在该舱模块上承载有推进机构，并且该舱模块能够绕一个或多个从提升本体延伸轴线以可旋转的方式移位。推进机构定位在舱模块的外部、内部或外部和内部的组合中，并且推进机构能够绕舱模块的一个或多个轴线以可倾斜的方式移位。

一种观测方法，包括：‑根据如下数据计算针对第一兴趣区域(50、51、64)的第一预测观测数据(46)的步骤：由静止轨道上的第二观测卫星(8)针对所述第一兴趣区域(50、51、64)获取的第二观测数据(18)，和/或由所述第一观测卫星(6)针对位于所述第一兴趣区域(50、51、64)附近的第一观测区域(10)获取的第一观测数据(16)；以及先前记录在数据库中的参考观测数据(40)；和/或‑根据如下数据计算针对第二兴趣区域(55)的第二预测观测数据(48)的步骤：由漂移轨道上的所述第一观测卫星(6)获取的第一观测数据(16)；以及参考观测数据(40)。

用于借助于一种废料转移单元来管理废料的系统和方法，该废料转移单元包括：包括用于接纳废料的开口的废料接纳部分；以及支撑废料侧导管和冲洗阀的单元本体，其中废料接纳部分被配置为倾斜、铰接或滑动远离所述单元本体以接纳废料，以及其中所接纳到的废料经由真空被转移到主废料箱。

一种无人机机载动态测试系统，包括机身，所述机身的前端设置有机头，所述机身的两侧设置有机翼，所述机身的后侧还设置有尾翼，位于所述机身的后端还设置有螺旋桨，所述机身与螺旋桨之间还设置有动拉力测试装置，所述的动拉力测试装置通过电机与所述螺旋桨相连。本发明的飞行器在飞行过程中，通过动力电池给电机供电，带动螺旋桨的旋转，螺旋桨的旋转产生了拉力和扭矩，其中飞行器系统的电压和电流通过电功率测量模块采集，同时，无人机机载动拉力测试装置可以测量动力系统的拉力、功率和效率，以及可以测量无人机飞行器的发动机功耗与效率、螺旋桨的桨效等数据信息，完成了对无人机飞行状态时的实时动态测试。

本发明涉及飞行器窗，其由被空气填充的空间(3)分隔的由聚合物材料制成的单片的内部窗玻璃(1)和由玻璃制成的层压的外部窗玻璃(2)构成。

本发明涉及一种防倾斜农林用无人机，包括呈正六边形的机壳和可折叠的悬臂，悬臂的另一端安装有电机和桨叶；机壳的下侧安装有储液桶，储液桶包括圆环状顶板、圆筒状内壁板和截面呈圆弧形的外壁板，内壁板的内侧形成有喷液泵安装腔，储液空腔内还安装有支撑隔离架。本申请通过在机壳下安装具有中部空腔的储液桶，可优化该防倾斜农林无人机飞行、着陆过程中的重力分布，能有效避免飞行、着陆过程中因重心突变造成机身倾斜、倾倒；储液桶内的支撑隔离架既能提高储液桶的结构强调，避免储液桶变形，还能减少飞行、着陆过程中储液桶内的液体晃动，可避免因液体晃动造成机体中心突变而导致机身倾斜、倾倒。

本发明涉及一种具有蒙皮天线的一体化飞机机身，属于雷达平台载荷一体化设计领域。包括左机身侧壁机构、右机身侧壁机构、机身顶壁板和机身底壁板；两侧机身机构结构相同；每侧机身侧壁机构由若干块机身侧壁单元横向排列连接组成；机身侧壁单元包括一对杆状的机身框缘、上桁梁和下桁梁组成的机身框架，机身框架的外侧面设有机身外蒙板，机身框架的内侧面均布设有两组天线单元组，每组天线单元组包括三块以上的天线单元；构成与机身共形的一体化蒙皮天线阵面；若干块天线单元组通过连接筋条、上桁梁和下桁梁构成电连接，形成天线阵面。本发明的天线阵面不需要吊仓、圆盘、平衡木等额外的支撑结构，载荷重量能够减轻12%左右。