飞行器、航空、宇宙航行

本发明涉及飞机引气系统技术领域，特别涉及一种四发飞机交互引气系统及使用方法。所述交互引气系统包括相对于机身左右对称设置右隔断活门(41)、右第一引气交互管路(31)、右第二引气交互管路(51)、右第一单向活门(11)、右第二单向活门(21)、右第三单向活门(61)、右第四单向活门(71)；左隔断活门(42)、左第一引气交互管路(32)、左第二引气交互管路(52)、左第一单向活门(12)、左第二单向活门(22)、左第三单向活门(62)、左第四单向活门(72)。本发明的交互引气系统架构可直接提升对泄漏故障下发动机引气源的利用，有效解决涡桨类飞机在丧失部分引气源后导致可用引气量不足带来突出安全问题，系统除常规的引气主管路外，引气交互管路和单向活门的构成简单、重量较小。

本发明公开了一种可实时判断航向的植保无人机，包括机箱，所述机箱的顶部安装有升降机构，所述机箱两侧底部的侧壁分别固定有水箱和农药箱，所述水箱和农药箱的底部均固定有底座架，所述机箱底部的内壁设置有混合机构，所述混合机构的顶部设置有驱动机构，所述机箱顶部的内壁设置有调节机构，所述调节机构与水箱、农药箱之间分别设置有加压机构，所述升降机构两侧的底部均固定有接触开关。本发明通过设置驱动机构、混合机构、调节机构和加压机构，从而达到了可以对水和农药进行充分混合的效果，同时还可以调节农药水的喷洒范围，并且在农药和水消耗完之后通过警示灯来提醒人们需要对农药和水进行补充，提高了工作效率。

本发明公开了一种植保无人机用田间飞行防护装置，包括：机体和防护机构，所述机体上固定连接有多个飞行装置，所述机体的底部固定连接有降落支架，所述机体上固定连接有摄像机，所述防护机构便于观察机体的四周保护机体，且视野较好不会被飞行装置阻挡，此植保无人机用田间飞行防护装置，解决了现有植保无人机用田间飞行防护装置使用时难以观察机体四周情况，且摄像机视野容易被机体阻挡从而易使无人机误碰受损的问题，设置了防护机构，便于观察机体的四周保护机体，且视野较好不会被自身的飞行装置阻挡，该装置操作简单快捷，结构稳定，提高了对无人机的防护效果，方便人们进行操作和使用无人机。

本发明公开了一种空间站太阳翼控制系统，包括：存储器组，用于存储待运行的程序；CPU，分别与上级系统和所述存储器组进行连接，用于接收并处理外部指令以及加载并运行所述程序；驱动控制模块，分别与所述CPU和太阳翼执行机构进行连接，用于根据所述程序的运行结果和处理后的所述外部指令驱动所述太阳翼执行机构，以使与所述太阳翼执行机构连接的太阳翼运行预设模式。本发明通过采用抗辐照的CPU以及对存储器运行中的应用程序进行EDAC校验，同时对外部指令进行冗余备份，使得本发明公开的空间站太阳翼控制系统不仅具有较强的空间辐照环境适应性，还具有较强的可靠性高。

本发明提供一种周期性干扰力矩辨识及补偿方法，用于对卫星所受周期性干扰力矩进行相位辨识及力矩补偿，对卫星施加定幅值、已知周期的控制力矩，对卫星上力矩补偿飞轮发送前馈补偿力矩指令，任意指定补偿力矩的初始相位，包括：实时测量卫星角速度并提取角速度波动变化范围；当所述角速度波动变化范围大于第一预设阈值时，判定需要进行相位移动控制，以初始相位为起点进行相位扫描，在相位扫描过程中，根据当前相位更新前馈补偿力矩；当所述角速度波动变化范围降低到第二预设阈值时，判定结束相位移动控制，当前相位即为干扰力矩相位，根据干扰力矩相位更新前馈补偿力矩。本发明可以实现对卫星的周期性干扰力矩进行辨识和补偿，提高卫星控制精度。

本发明公开了一种无人机及倾斜测量系统，属于无人机测绘领域，包括圆环骨架、无人机支架和螺旋桨，圆环骨架与无人机支架固定连接，螺旋桨安装在无人机支架上；圆环骨架内设置有中心柱，中心柱上端设置有防护孔，中心柱沿中心线周向分布滑行轨道架，滑行轨道架上设置有滑行件，滑行件在滑行轨道架内滑行，滑行件相对中心柱的一侧安装有第一弹簧，第一弹簧的一端与滑行件固定连接，第一弹簧的另一端与中心柱固定连接，滑行件背对中心柱的一侧设置有开口件，防护孔内设置有降落伞，降落伞与防护孔内固定连接，开口件适于与圆环骨架活动连接；本发明采用在自由落体时，可以自动打开降落伞以及不同的信号收集方式，以提高数据采集测量精度。

本发明提供了一种利用在轨恒星感光评估姿态稳定度的方法及系统，包括：步骤S1：卫星实现对恒星捕获后，采用惯性定向的姿态控制方式；步骤S2：星载相机连续对目标恒星进行成像，获取目标恒星成像信息；步骤S3：根据目标恒星成像信息，计算恒星的理论像元坐标，获取恒星理论像元坐标计算信息；步骤S4：根据恒星理论像元坐标计算信息，通过分析恒星影像在探测器上的轨迹评估卫星平台的姿态稳定度，获取卫星平台的姿态稳定度评估结果信息。本发明在轨操作流程简单，精度高，适用于卫星姿态稳定度指标的在轨评估。

本发明公开一种压力自适应性梯度变化的抗荷服，包括腹囊、大腿囊、小腿囊、加速度感应换向单元、控制器，腹囊能够与外部加压气体相连通，第一压力比例阀设置于腹囊与外部加压气体之间，腹囊、大腿囊和小腿囊顺次相连通，腹囊与大腿囊之间设置第二压力比例阀，大腿囊与小腿囊之间设置第三压力比例阀，小腿囊连接有出气口，出气口能够与外部加压气体相连通。本发明利用加速度传感器感应加速度的性质及大小，根据加速度控制气压输入的流量和方向，一方面使使用者无需在低过载时承受高水平压力，提高了身体对于过载的耐受时间；另一方面针对不同的过载方向可以自动选择相应的加压方向，提高了人体对于过载的耐受性。

本发明实施例提供了一种系留气球锚泊设施托球架及托球架组件。系留气球锚泊设施托球架包括：弧杆、纵杆、横杆和安装杆，其中，所述纵杆的上部和下部均连接有所述横杆以构成主承力面，所述弧杆跨接在所述纵杆上方的所述横杆上，所述纵杆的下部还连接有用于将所述系留气球锚泊设施托球架安装在锚泊设施上的所述安装杆。通过这种结构设置，系留气球锚泊设施托球架的弧杆能够与系留气球的球体腹部基本完全贴合，避免系留气球球体的应力集中现象的产生。同时，该系留气球锚泊设施托球架使用横杆、纵杆和弧杆构成桁架的结构形式，使得系留气球锚泊设施托球架具有结构简单和重量轻的优点。

本申请属于航空强度试验技术领域，特别涉及一种飞机平尾大轴试验装置。本申请的飞机平尾大轴试验装置，采用固定盒段和固定支座将试验件的一端固定，试验件的另一端与传载盒段固定，传动接头负责将加载产生的扭矩通过连接板传递到固定盒段上，在连接板的两端设置有关节轴承，可以为试验件受载弯曲变形提供转角位移，传动接头与传载盒段连接，传载盒段通过连接座与加载梁连接。本申请的飞机平尾大轴试验装置，能够模拟平尾大轴在飞机上的安装方式和合力点位置，传力路线清晰，保证了试验件受载模拟的真实性，零部件较少，安装拆卸方便，大大降低了试验复杂程度，本申请可以适用于多种型号平尾大轴的静力、疲劳等强度试验研究及检定工作。

本发明涉及一种无人机的机轮刹车系统，包括机轮架和设置在机轮架底部的机轮，所述机轮架的底端设有机轮轴，所述机轮轴与机轮转动连接，所述机轮轮毂两侧的端面均设有回转盘，所述回转盘远离机轮一侧的端面设有制动盘，所述机轮的两侧设有与机轮轴转动连接的刹车座，所述刹车座远离机轮一侧的轴端与机轮架之间连接有端盖，所述刹车座远离机轮一侧的端面可拆卸连接有盖板，所述盖板与刹车座之间形成有液压腔，本发明采用双侧固定的回转盘带动制动盘随机轮转动，通过环状的摩擦盘与制动盘配合，加大摩擦面，提高刹车制动效率，并由多个导柱与活塞配合，对摩擦盘和移动盘进行导向支撑，受力更加均匀，结构更加稳定。

本发明公开了一种航空航天试验机用夹具，包括底板和焊接于底板一侧外壁上的安装板，所述安装板顶部外壁上通过螺栓连接有伺服电机，所述底板顶部外壁上沿长度方向开有滑槽，所述滑槽一侧内壁上通过轴承连接有双向螺杆，所述双向螺杆一端延伸至底板一侧外壁上，且双向螺杆一端通过联轴器与伺服电机输出轴连接，所述滑槽内滑动安装有两个滑块，两个所述滑块顶部外壁上均焊接有夹持板，所述底板顶部两端外壁上均设有支撑结构，所述支撑结构包括两个连接板和两个固定板，两个所述连接板相对一侧外壁上通过轴承连接有转动杆。本发明固定操作简便，防止夹持板对试验机造成损伤，同时防滑凸起能够防止试验机滑落，提高了固定效果。

本发明涉及燃料电池电源组一体型无人机，根据本发明，从燃料电池供电来节减重量，同时，实现无人机的长时间运用，通过燃料电池电源组自身维持整体重量均衡，即使以一体型安装于无人机的内部，无人机也能够稳定启动，改善空气循环结构来维持堆栈的稳定工作环境温度，同时，贡献于无人机的升力组成，通过倾斜拆装结构简单拆装气罐，从而提高用户的便利性。

本发明涉及一种包括杆(8)的装置，杆(8)与本体(1)相关联，本体(1)承载：板(4)，板(4)通过绕第一轴线(X)枢转的枢转连接件连接到本体，杆通过绕第二轴线(Y)枢转的枢转连接件连接到板，第一传动轴(12)和用于将杆连接到第一传动轴的第一连接机构，第二传动轴(23)和用于将控制杆连接到第二轴的第二连接机构。第一轴和第一连接机构通过围绕第五轴线(G)枢转的枢转连接件连接，第五轴线相对于第一轴线和第三轴线倾斜，并且第二轴和第二连接机构通过围绕第六轴线(F)枢转的枢转连接件连接，第六轴线相对于第二轴线和第四轴线倾斜。当控制杆处于中间位置时，第二轴线(Y)和第六轴线(F)之间的角度严格大于第四轴线(D)和第六轴线(F)之间的角度的补角。

本发明涉及一种推进组件的操作组件(31)，其特征在于，该操作组件包括：‑框架(35)，其包括径向间隔开的三个臂，并且可围绕横向于操作组件的纵轴(41)的轴线可旋转地移动，‑用于操纵所述机舱的三个分支(63a，63b，63c)，其横向安装在框架(35)的所述臂上、并沿所述纵向轴线延伸，并包括可移动工作分支(65)，可移动工作分支(65)在静止位置与工作位置之间移动，在所述静止位置允许与机舱进气口的内壁保持间隙，在所述工作位置中，所述工作分支与所述内壁接触，从而将所述操作分支的按压力施加在内壁上进气口。本发明还涉及一种使用根据本发明的操作组件操纵推进组件的方法。

虽然发电机与电池相组合的用于UAV的混合动力系统适合于长距离货物运送作业等，但是通常需要发动机轴安装型便携式发动机起动器，该发动机轴安装型便携式发动机起动器内置有用于起动发电机使用的发动机的起动器电动机。本发明的发动机起动装置(300)用于具有利用发动机(213)发电的发电机(210)的多旋翼直升机(200)，所述发动机起动装置(300)包括发动机起动供电开关(320)，用于在起动发动机(213)时接通断开对发电机(210)的供电，当供电由发动机起动供电开关(320)接通时，通过发电机(210)的发电转子(211)相对于发电机(210)的发电定子(212)旋转，从而使发动机(213)的发动机曲轴(213s)旋转。

本发明涉及一种用于飞行器牵制释放发射的减载缓释装置，包括拉杆、分体式活塞环、缓释装置壳体、阻尼油液腔壳体、阻尼油液和阻尼孔，飞行器位于发射台上，减载缓释装置置于发射台下，拉杆穿过发射台上的通孔与飞行器固定连接；分体式活塞环为两瓣结构，其置于拉杆下端，并置于缓释装置壳体内腔中，分体式活塞环紧贴缓释装置壳体内腔；阻尼油液腔壳体中盛装有阻尼油液，缓释装置壳体置于阻尼油液腔壳体的阻尼油液中。本发明发射前飞行器结构和发射台结构靠牵制释放装置连接锁定，发射时牵制释放装置接受指令解除牵制力，飞行器被释放，同时减载缓释装置开始工作，提供缓释阻力以避免飞行器受到过大冲击力。

本申请属于飞机静力试验载荷加载设计领域，具体涉及一种飞机静力试验载荷加载方法，包括：在飞机上施加集中载荷；在飞机上施加航向配平载荷，使飞机航向平衡，以及，施加垂向配平载荷，使飞机上考核部位的弯矩达到预定值。上述方法中设计在飞机上施加集中载荷，即模拟飞机承受集中载荷的受载状态，进行飞机承受集中载荷下的静力试验，在飞机上施加航向配平载荷，使飞机航向平衡，以及，在飞机上施加垂向配平载荷，使飞机上考核部位的弯矩达到预定值，可实现对飞机上考核部位载荷的有效施加，对飞机上考核部位进行考核。

本申请公开了一种具有交叉连接离合器的用于飞机的双混合推进系统。一种用于飞机的推进系统包括第一推进器、第二推进器、第一混合推进系统、第二混合推进系统和交叉连接离合器。第一混合推进系统包括通过第一超越离合器耦接到第一发动机的第一马达，其中第一混合推进系统可操作地耦接以驱动第一推进器。第二混合推进系统包括通过第二超越离合器耦接到第二发动机的第二马达，其中第二混合推进系统可操作地耦接以驱动第二推进器。交叉连接离合器可操作地耦接到第一混合推进系统和第二混合推进系统两者并构造成致动到接合位置。

飞行器沙发椅。公开了一种具有飞行器沙发椅的飞行器，该飞行器沙发椅包括：背靠垫；直立的侧靠垫，该侧靠垫从背靠垫延伸，并且形成飞行器沙发椅的侧面；以及座椅坐垫，该座椅坐垫具有第一座椅段和第二座椅段，该第一座椅段连接到背靠垫，该第二座椅段能够相对于第一座椅段在第一位置和第二位置之间移位，在第一座椅段和处于第一位置中的第二座椅段之间限定有间隙，以在该间隙中接纳处于第一座椅段和第二座椅段之间的就座乘员的腿部，并且在第二位置中，第一座椅段和第二座椅段彼此相邻以闭合该间隙，并形成伸长的就坐表面。还提供了一种调节这种飞行器沙发椅的方法。

本发明涉及一种具有分离的座椅靠背和座椅座板的飞机座椅。飞机座椅可以包括座椅靠背，该座椅靠背耦合到安装在飞机机舱内的客舱的一个或多个客舱壳体部分的壳体。飞机座椅可以包括座椅座板，该座椅座板邻近安装在客舱内的脚凳耦合到飞机机舱的地板。当飞机座椅处于第一位置时，座椅靠背可以与座椅座板的表面接触。当飞机座椅处于第二位置时，座椅靠背可以与座椅座板的表面分离。座椅靠背可以被配置为当飞机座椅在该第一位置与该第二位置之间转变时独立于座椅座板而移动。

本发明公开了一种尾舱门及无人机。通过N个子舱门，N个子舱门之间活动连接，N个子舱门中的第一个子舱门与无人机的尾部相连接，在尾舱门从闭合状态转换为打开状态时，第N个子舱门中的第N‑1个子舱门的第一运动方向与第N个子舱门的第二运动方向相反，其中，N为自然数，且N≥2。通过多个子舱门的技术方案，避免了相关技术中尾舱门整体向机身运动与机身干涉，从而解决了相关技术中尾舱门在打开过程中，尾舱门整体向机身方向运动，导致尾舱门打开时与机身的结构相干涉的问题。

本发明涉及无人机技术领域，具体为一种无人机目标检测装置，包括无人机本体、目标检测仪和连接机构；无人机本体上设有安装座，目标检测仪上设有安装槽；连接机构包括第一连接件、第二连接件和第一弹性件，第二连接件安装于安装座上，第二连接件上设有第一端开口的放置槽，以及连通放置槽与第二连接件第二端的第一连接孔，第一连接件活动连接于第一连接孔上，且第一连接件第一端置于放置槽内，第一弹性件套设于第一连接件上，并置于放置槽内，且第一弹性件一端抵接于第一连接件第一端上，另一端抵接于放置槽端壁上，第一连接件贯穿安装槽，且第一连接件第二端可与目标检测仪抵接，以使目标检测仪安装于安装座上。

本发明涉及一种APU风门作动器支撑结构，属于飞机设计领域。所述的结构包括2个单耳片式支座、2个一端带耳片的耳片销轴、1个支架。单耳片式支座固定在门框结构上；风门作动器安装在2个单耳片式支座之间；2个一端带耳片的耳片销轴用可拆卸紧固件分别固定在2个单耳片式支座上，形成风门作动器的旋转轴，对风门作动器起支撑作用；支架布置在2个单耳片式支座之间，用于增加结构刚度，可拆卸。本发明的方案零件、标准件数量少，结构简单，重量轻，方便风门作动器拆装，有利于减少维护时间，降低维护成本。

本发明涉及无人机技术领域，尤其为一种用于无人机防护的坠落防摔支架及其使用方法，包括机身和支架，所述机身下端面固定连接有支架，所述支架下端面固定连接有支撑腿，所述支撑腿内部滑动连接有呈前后分布的支撑装置，所述支撑腿右侧均固定连接有缓冲机构，所述缓冲机构包括缓冲杆和滑动柱，所述缓冲杆左侧均与支撑腿固定连接；本发明中，通过设置的缓冲杆、滑动柱、支撑弹簧、滑动板和缓冲块,倾斜的缓冲杆和缓冲块在由于惯性作用下首先与地面接触，此时支撑弹簧提供作用力，可以有效避免其倾斜倾倒，而弧形的支架保证底盘面积增大，从而增加其稳定性。

本发明涉及无人机技术领域，尤其为一种具有降落伞装置的无人机及其使用方法，包括机体和机臂，所述机体外侧固定连接有机臂，所述机臂上端固定连接有动力装置，所述机体下端转动连接有支撑脚，所述机体上端固定连接有电器元件，所述电器元件外侧设有支撑架，所述支撑架下端与机体固定连接，所述支撑架内侧固定连接有支撑台，所述支撑台下端固定连接有加速度传感器，本发明中，通过设置的加速度传感器、弹射弹簧、支撑罩、微型伺服电机、凸轮、卡爪、倒钩和套筒，可以对无人机进行保护，防止其失速导致损坏，同时便于实现降落伞的自动打开和收纳。

本发明涉及一种民用客机后机身前后段界面可调节安装接头，其包括双耳接头、单耳接头、双面齿形调节板和单面齿形调节板；所述的双耳接头固定连接在前段框上，所述的单耳接头、双面齿形调节板、单面齿形调节板自前向后顺序叠放在一起设置在后段框上。本发明结构简洁，传力路径清晰，通过设计可调节安装接头可以提高界面装配效率，大大降低装配成本。

本发明涉及民用飞机应急舱门的技术领域，涉及一种民用飞机半堵塞式机翼上部应急舱门；其舱门结构包括挡块、密封带、横梁、纵框、外蒙皮、观察窗结构和关门操作带；舱门结构内侧上部区域设置有提升打开联动机构和打开驱动机构。在舱门结构的内侧下部区域设置关门操作带。所述的舱门结构内侧下部区域包括锁机构、闩机构、通风口机构、锁机构驱动闩机构和通风口机构运动，锁机构与外手柄机构联动。本发明民用飞机半堵塞式机翼上部应急舱门解决了现有技术中存在的应急舱门安全性能低、不满足最新适航要求等技术问题。该舱门处于飞机机翼上部，具有安全性高，可操纵性强，通用性高，旋窗尺寸大等优势。

本发明涉及无人机技术领域，尤其为一种具有报警功能的无人机，包括螺旋片、支撑杆、报警装置、保护装置及支腿，所述螺旋片的下端固定连接有支撑杆，且支撑杆的另一端固定连接有报警装置，所述报警装置包含外部壳体、报警灯、备用电池、蓄电池及控制器，且外部壳体的外部固定连接有支撑杆，所述外部壳体的上端固定连接有报警灯，且外部壳体的上端内部左侧固定连接有备用电池，本发明中，当蓄电池内部电量过低时，电磁铁断电，通过设置的弹簧带动衔铁移动，从而使接触板与接触器贴合，从而实现对备用电池对报警灯的通电，实现低电量报警功能，防止在无人机飞行时，蓄电池内部没有电量，使用者无法收到信息，导致无人机的损坏。

本发明公开了一种负表面着陆机构、旋翼无人机及其着陆与起飞方法，所述着陆机构用于实现无人机在着陆面为负表面上的着陆与起飞，包括底座、支杆、顶座、基板、微刺阵列、驱动装置和复位组件等，基板的顶部设有高出无人机的背部最高点的微刺阵列，微刺阵列包括倾斜设置于基板上的多个微刺；通过基板在顶座上往复运动，实现微刺与粗糙/柔软负表面之间的结合与分离。本发明通过微刺结构与负表面的机械结合，使无人机着陆，解决了基于仿生干黏附材料的着陆方式不能在粗糙负表面着陆的问题，在一些需要无人机长时间悬停的任务中，可省去执行任务过程中维持无人机高度所需的能量，延长无人机的工作时间，可用于巡检、监控以及摄像等领域。

本发明公开了一种舵面传动机构及无人机。通过摇臂，与无人机的舵机相连接；第一推拉杆，与摇臂的一侧相连接；第二推拉杆，与摇臂的另一侧相连接，第二推拉杆与第一推拉杆平行设置；支座，与第一推拉杆和第二推拉杆相连接，其中，第一推拉杆和支座构成第一转臂，第二推拉杆和支座构成第二转臂；摇臂将舵机输出的行程，经过第一转臂和第二转臂沿着预设方向进行转动，从而带动支座转动。通过多个子舱门，可以解决相关技术中无人机一般采用薄翼型结构，留给舵面传动机构的安装空间非常有限，导致舵面传动机构的安装突出无人机外形表面的问题。

本发明提供一种遮阳装置，包括：翼型遮阳伞；位于所述翼型遮阳伞的上表面且与翼型遮阳伞固定连接的遮阳伞尾翼；与所述翼型遮阳伞固定连接且用于支撑翼型遮阳伞的支撑杆；以及位于所述翼型遮阳伞下方位置的平台结构；所述支撑杆的背离所述翼型遮阳伞的端部可转动地连接固定在所述平台结构上。本发明的方案中，翼型遮阳伞通过可转动的支撑杆对平台结构进行遮挡，避免了太阳的暴晒，而且通过遮阳伞尾翼即使在风向多变的大风天气，翼型遮阳伞也会根据风向的变化来调整遮挡方向，以防被风吹翻；因此，遮阳装置的使用，不会导致平台结构的温度过高而影响其性能，也不会导致其宕机。

本发明公开了一种用于无人机的喷头调节方法、喷头调节装置、无人机和存储介质。喷头调节方法包括：获取无人机的各个旋翼机构产生的各自旋翼风场的方位；根据所述旋翼风场的方位相应地调节布置于所述旋翼机构的下方的喷头的方位，使得所述喷头的喷洒方向与所述旋翼风场的流动方向的朝向相同。本发明将喷头安装在旋翼机构的下方，并根据旋翼风场的方位相应地调节喷头的方位，以最大效率地利用旋翼风场的风场助力，提升喷洒作业效率，也提高喷洒物的利用率，还可适应飞机各种飞行姿态而进行喷头方向调节，保障喷洒作业不会对机身造成药物污染，提高了整机的安全性和产品性能。

本发明公开了一种无人机，包括机体、螺旋桨驱动装置、衔接孔，所述螺旋桨驱动装置设置在机体的表面顶部，所述叉状内腔开设在转轴的内部且位于机体的顶部位置，所述球头滑杆滑动连接在转轴的内部且位于叉状内腔的位置，所述复位弹簧固定在球头滑杆顶端与转轴内部相对应的两侧之间，所述除絮装置设置在转轴的表面底部，所述除尘装置固定在叉状内腔内壁并且与球头滑杆的底端配合连接，本发明涉及无人机技术领域。该无人机，达到了清除灰尘和柳絮的效果，可对灰尘和柳絮收集，避免大量的灰尘和柳絮附着在转轴的衔接缝隙中或进入机体内部，减小了阻力，避免部件损坏，保证了无人机正常飞行，安全可靠，提高了工作效率及使用性能。

本发明属于直升机设计技术领域，提供了一种共轴直升机及其旋翼系统，旋翼系统包括上、下旋翼组件，上旋翼组件包括第一桨毂和一端与第一桨毂连接的第一桨叶，第一桨叶的另一端向上翘起，下旋翼组件包括第二桨毂和一端与第二桨毂连接的第二桨叶，第二桨叶的另一端向下翘起。本发明提供的共轴直升机的旋翼系统，在保证直升机高速机动飞行时第一桨叶和第二桨叶不会发生打桨事故的前提下，实现了第一桨叶旋转时所构成的第一桨盘和第二桨叶旋转时所构成的第二桨盘之间的间距的最小化，提高了直升机高速机动飞行时的安全系数和稳定性。

本发明提供了一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法，属于运载火箭控制技术领域，包括以下步骤：根据火箭软着陆过程建立满足凸优化的火箭动力软着陆段运动方程、火箭动力软着陆段状态约束方程，并获取火箭动力软着陆段目标函数；根据火箭动力软着陆段运动方程、火箭动力软着陆段状态约束方程、以及火箭动力软着陆段目标函数建立火箭动力软着陆段在线轨迹序列凸优化方程；在线滚动规划软着陆段可行域最大的理想轨迹。本发明提供的一种基于凸优化的火箭软着陆轨迹规划方法，提升可重复使用火箭进入动力软着陆段后的抗干扰能力，并且适于在线求解复杂约束的轨迹规划问题。

本发明属于运载器和飞行器领域，提供了一种动量驱动系统及方法，驱动运载器飞行或运动。其中，一种动量驱动系统包括载体、质体、转臂、转轴、旋转动力装置和控制器；所述质体、转臂、转轴、旋转动力装置和控制器设置在载体内；所述质体依次通过转臂和转轴与旋转动力装置相连，以使得质体由旋转运动产生的角动量转化为特定方向的直线运动能量，从而产生载体所需要方向运动的动能量；所述旋转动力装置与控制器相连；可以采用各种能源作为动力，能量转换效率高，因此运动装置机构体积不受限，位置、姿态和速度可控性高，能够安全可靠地实现飞行、移动等运动功能。

本发明提供了一种基于磁浮作动器的气浮台干扰力矩模拟方法及系统，利用电流控制高精度大带宽的特点，通过将等效干扰力矩转化为线圈中的控制电流，和磁场相互作用产生干扰力实现对不同频率和不同幅值振动源的模拟，包括如下步骤：1)对模拟卫星的干扰源进行傅里叶分析，确定气浮台试验中需要施加干扰力矩的幅值和频率；2)根据磁浮作动器的安装位置和步骤1中计算得到的需要施加的干扰力矩特性，计算不同频率下磁浮作动器作用力；3)根据输出力的特性，计算不同频率对应的电流幅值，并通过电流发生器输出到磁浮作动器线圈，和固定的匀强磁场作用产生需要的干扰力矩。本发明解决了在气浮台试验中模拟随机干扰力矩的问题。

本发明公开一种多旋翼无人机可折叠自适应起落架，其包括下部位置调整平台、上部位置调整平台及压力传感器、深度相机及IMU，其中，下部位置调整平台包括依次转动连接的下座、底部大腿杆、底部小腿杆，底部大腿杆、底部小腿杆能分别在电机的驱动下转动；上部位置调整平台包括转动连接的上座、连杆，连杆还与下座滑动和转动连接；压力传感器安装在底部小腿杆下方，用用检测起落架与地面的接触力；深度相机安装在下座下方，用于地形勘测；IMU安装在上座上方，用于检测起落架降落后的姿态。本发明的可折叠自适应起落架控制精度高，且能自主折叠，满足了多种复杂场景下起落架的自适应性能。

本发明公开了一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法，通过与制导系统进行深度耦合分析，将轨控信息纳入姿控系统，针对轨控开机和关机两种典型的控制工况分别进行控制方案的设计，保证探测器稳定的同时，满足探测系统的要求。本发明提供的一种短时大边界干扰下的高精度角速度控制方法在轨控发动机开机时通过超前控制达到迅速降低角速度的目的，在轨控发动机不工作时，通过伪速率反馈控制增大系统阻尼，将角速度控制在较小水平。本发明解决现在技术所存在的短时大边界的结构干扰，探测器角速度迅速增大，造成探测系统失锁以及姿控发动机控制能力过足，导致角速度极限环难以满足探测系统要求的问题，简单可靠，易于工程实现。

本发明公开了一种角速度控制段兼顾角偏差控制的方法根据角速度控制段第一个周期的角偏差计算角速度，取反限幅后，作为角速度控制的目标程序角速度。这样能够使姿态角向减小角偏差的方向运动，达到了在角速度控制时兼顾角偏差发散的作用，避免了角偏差持续增大，简单有效。本发明提供的一种角速度控制段兼顾角偏差控制的方法实现抛整流罩前后角速度控制精度的要求，并避免姿态角长时间无控导致角偏差持续增大的负面作用，为运载火箭抛整流罩前后的飞行安全起到了至关重要的作用。本发明降低了姿态控制网络设计的复杂度，简单可靠，易于工程实现，适于广泛推广。

本发明涉及无人机技术领域，具体为一种基于数字技术的无人机防雷设备，包括无人机和防雷机构，无人机的中心位置处贯穿设有通孔，无人机底面的角点处均铰接有支撑腿；防雷机构包括绝缘柱、防雷柱和支撑板，绝缘柱活动穿插在通孔中，绝缘柱的下部螺纹连接有转盘，转盘的上侧通过连接杆与无人机底面转动连接，绝缘柱的底面设有方形槽，防雷柱固定连接在绝缘柱的上侧，支撑板设置在绝缘柱的下方，支撑板的上侧设有方形杆，方形杆的顶端活动插接在方形槽中，支撑板与各个支撑腿之间铰接有伸缩杆，本发明通过设置防雷柱可降低雷击发生的概率，而且防雷柱能实时收纳保护，具有安全性和实用性。

本申请公开了一种跷跷板式无轴承尾桨毂及直升机尾桨。本发明无轴承尾桨毂包括尾桨叶的柔性梁、弹性支撑轴承、弹性挥舞铰轴承以及挥舞铰螺栓；其中，所述柔性梁上安装一对尾桨叶袖套，位于所述一对尾桨叶袖套之间设置有叉形件，叉形件上安装有固定所述柔性梁的夹持机构；叉形件的下端安装在尾桨轴上，通过尾桨轴驱动叉形件旋转，继而驱动整个尾桨旋转；所述弹性支撑轴承中设置有可变形的第一弹性体，第一弹性体安装在所述夹持机构上，并与尾桨叶袖套连接；所述挥舞铰螺栓利用弹性挥舞铰轴承安装在叉形件上，且挥舞铰螺栓与夹持机构连接。本申请构造简单、重量轻、寿命长、维护性好、可靠性高，提高尾桨毂综合性能。

本发明提供一种纳米颗粒强化的机载加温冷却系统，包括供气模块、制冷模块、燃油模块。所述供气模块为座舱提供通风所需空气。所述制冷模块采用蒸发循环系统，用于冷却电子设备以及为冷却/加热进入座舱的空气。所述燃油模块中的燃油用作制冷模块中制冷剂散热的冷源。本发明通过在制冷模块的制冷剂回路和防冻液回路中添加高导热系数的纳米颗粒，增大流体的导热系数。基于纳米颗粒强化换热技术、蒸发循环制冷技术、膜除湿技术以及燃油热沉技术等多种新技术，实现了机载冷却系统换热性能的提升。

本发明公开了一种无人机验电设备，旨在提供一种不仅验电效率高，验电安全性好；而且可以有效提高验电过程中，无人机的稳定性，以有效解决无人机因外力干扰而失衡的问题的无人机验电设备。它包括无人机，无人机包括机架；安装支架，安装支架固定设置在机架的顶面上；第一旋转装置，第一旋转装置包括转动设置在安装支架上的旋转工作台及用于驱动旋转工作台转动的第一扭矩舵机；第二旋转装置，第二旋转装置包括位于旋转工作台上方的第一转动座、设置在旋转工作台上用于驱动第一转动座转动的第二扭矩舵机；验电装置，验电装置包括固定在第一转动座上的安装杆及固定在安装杆上的验电器。

本发明公开一种充气式倒锥形增阻离轨装置折叠方法，包括：简化结构模型，利用结构本身的特征尺寸及角度，提取全展开状态下充气管骨架的空间拓扑关系，并明确充气管间刚性转接头的尺寸约束和角度；针对第一步中提取得到的拓扑关系，设计可行的折叠方案；筛选出长径比最接近于1，折叠包络尺寸最小的折叠方案；依据第三步中筛选出来的折叠方案，对充气管所需弯折的位置依据各自的等分特征尺寸进行标记；确定完成折叠方案的折叠步骤，得到折叠方案转接头处折点的运动迹线图以及每一折叠步骤的环向管的位置示意图；按照确定的折叠步骤、折叠方案转接头处折点的运动迹线图以及每一折叠步骤的环向管的位置示意图，完成充气式倒锥形增阻离轨装置的折叠。

本发明公开了一种转动式无人机验电装置，旨在提供一种不仅验电效率高，验电安全性好；而且可以有效提高验电过程中，无人机的稳定性，以有效解决无人机因外力干扰而失衡的问题的转动式无人机验电装置。它包括无人机，无人机包括机架；旋转装置，旋转装置包括位于机架上方的第一转动座、设置在机架上用于驱动第一转动座转动的扭矩舵机，所述第一转动座的旋转轴与无人机的螺旋桨的旋转轴相相垂直；验电装置，验电装置包括固定在第一转动座上的安装杆及固定在安装杆上的验电器。

本发明涉及一种可折叠展开的空间平台，包括转台和若干支撑框架，若干所述支撑框架分别采用可折展结构并且环设在所述转台的周侧，相邻两个支撑框架之间相互铰接；若干所述支撑框架的一端分别通过记忆合金连接在所述转台的周侧，并通过记忆合金通断电使支撑框架相对所述转台转动至预设位置。本发明的空间平台在展开后暴露面积明显增加，回收时整个面板所占体积相对较小，能够减少发射和回收成本；本发明采用记忆合金通断电所产生的变形驱动力能够使支撑框架叶片发生转动，进而带动所有的支撑框架叶片相对转台转动，可以减少结构重量并节约空间，增加系统可靠性。

本发明一种农林无人机用播撒系统，包括承载底座、电磁定位销、定位电磁铁、储料舱、喷淋口、伸缩机械臂，电磁定位销与承载底座上端面外侧面连接，定位电磁铁嵌于承载底座上端面，储料舱嵌于承载底座内，伸缩机械臂与承载底座侧表面间通过转台机构铰接，喷淋口通过转台机构与伸缩机械臂下端面铰接。其播撒方法包括设备组装，设备预制，播撒作业及农资补给等四个步骤。本发明一方面可有效的满足与多种不同类型流体农资物料播撒作业的需要，并可有效满足与多种结构类型无人机配套运行的需要；另一方面可有效的提高农资播撒作业的工作效率和精度，提高农资利用率并降低农资损耗量，降低播撒作业农资成本。

本发明公开了一种基于形状记忆合金驱动的可变弯度机翼结构,属于航空装备技术领域。机翼结构主要包括被柔性蒙皮包敷的柔性后缘结构1和前缘刚性段2；所述柔性后缘结构1为多个刚性段4依次铰接的方式构成，其与前缘刚性段2整体形成近似仿恐龙尾骨结构；柔性后缘结构的上下翼面在沿翼型弦向方向上均有合金丝。当柔性后缘结构1上翼面的形状记忆合金丝组被加热时，其长度变短，整个柔性后缘结构1产生向上变形；反之产生向下变形。本设计机翼结构简单，具有功重比较大的特点，可以主动地进行翼型变化，获得最佳气动特性；机翼能够获得不同的气动特性；采用模块化组装设计，大大节省机翼内部空间。