飞行器、航空、宇宙航行

本发明属于无人机领域，尤其是一种无人机快拆机构、无人机及快拆方法，针对现有无人机的结构固定，在拆装时步骤繁琐，费时费力，降低了使用效率的问题，现提出如下方案，其中无人机快拆机构包括机体，所述机体的底部固定安装有安装板，安装板的底部固定安装有两个支腿，所述安装板的底部开设有两个移动槽，两个移动槽内均滑动安装有快拆板，安装板的底部安装有装载盒，两个快拆板相互靠近的一侧均与装载盒相接触，两个快拆板相互靠近的一侧均固定安装有第一齿条。本发明结构合理，操作方便，该无人机的结构灵活，在拆装时步骤简便，省时省力，可实现快速拆装，大幅提高了拆卸效率和使用效率。

本发明公开了一种无人机自检系统及自检方法，其中的无人机自检系统包括无人机本体，所述无人机本体的底部固定安装有摄像头，无人机本体上开设有安装腔和电池腔，电池腔内固定安装有蓄电池组，安装腔内设有控制电路板，控制电路板的底部固定安装有四个支柱。本发明设计合理，实用性好，利用太阳能电池板把太阳能转化为电能存储在蓄电池组内，并利用U型切割杆对磁场组件内的磁感线切割产生电能，使得对蓄电池组内充电更快更多，提高了无人机本体的续航能力，能够拍摄更多的画面，提高了工作效率，而且能够对无人机本体内部进行有效的风冷散热，避免安装腔内的控制电路板和控制元器件长期工作时受到高温而损坏。

本发明公开了一种多用途无人机航磁探杆，包括：整流罩壳体和支撑杆，所述整流罩壳体和支撑杆可拆卸连接，所述整流罩壳体内设置有中空探头腔，所述中空探头腔内设置有铯光泵探头，所述铯光泵探头连接有电缆，所述整流罩壳体的侧壁设置有与所述中空探头腔相连通的支撑杆固定孔，所述支撑杆可拆卸连接到所述支撑杆固定孔，所述支撑杆内部设置中空通道，所述电缆穿过所述中空通道连接到无人机的航磁测量仪器；所述支撑杆远离所述整流罩壳体的一端设置有固定环，所述固定环通过卡箍固定在无人机机体上。本发明提供的多用途无人机航磁探杆，具有安装简单、适应性强、防潮性能、抗振性能、气动性能等特点，能够满足各种类型的无人机安装使用。

本发明属于飞机操纵人感系统设计技术领域，具体涉及一种扭转式人工感觉力的启动预载调整结构及方法。目前扭转弹簧式人工感觉力的启动预载力范围有限制。本发明中扭簧在其两个扭簧端面上分别与第一卡盘和第二卡盘固定连接；第一卡盘和第二卡盘分别在周向边缘具有沿轴向向内延伸的第二圆弧卡块和第三圆弧卡块；转轴同心穿过第一卡盘、扭簧、第二卡盘和轮盘，且该转轴具有径向凸臂，在该径向凸臂的端部具有第一圆弧卡块；轮盘在靠近边缘处具有轮盘卡块；在第一卡盘或第二卡盘上安装第一调整块和/或第二调整块。能够精确、简便、高效的完成飞机操纵扭簧式力感启动力的调整，其使用零件少，可靠性高，耗材料少，提高了生产效率，减小了成本。

本发明提供一种用于运载器主动段减小载荷的装置和方法，装置包括惯性组合单元、伺服作动器、发动机喷管和控制器，惯性组合单元安装于所述运载器头部，用于运载器飞行过程中姿态参数测量和法向过载参数的测量；伺服作动器安装于运载器尾部发动机处，用于推动发动机摆喷管动作；发动机喷管用于根据伺服作动器的推动力动作；控制器，用于接收惯性组合单元的测量信号，发送控制指令，所述控制指令控制发动机摆喷管动作。通过控制回路逐步简化完成计算得到最终方便利用的模型，此模型可以直接代入初始运载器参数和设计参数，进行减载控制频域与时域分析，快速有效的给出相应分析结果，完成运载器的载荷降低同时分析参数正确性。

本发明涉及一种水冷式高温振动试验转接工装，包括圆盘状工装主体，工装主体的圆周侧面对称设置两水管接头，工装主体的端面上由彼此间隔设置的若干用于与振动台固定连接的沉头孔和若干用于与试验件固定连接的螺纹孔，在所述端面上，若干沉头孔和若干螺纹孔形成同心的内圈和外圈，工装主体内部形成内环冷却水路和外环冷却水路，内环冷却水路和外环冷却水路均与工装主体同心且二者连通。其采用双层环形水路设计，冷却水路360度无死角，并可通过调整内外环水路孔径大小可调节内外环冷却水路流量大小和配比，改变工装的温度场，达到最优的冷却效果。

本发明涉及高空长航时无人机设计领域，具体来讲是一种垂直起降翼尖铰接组合式无人飞行器。本无人飞行平台由若干模块化的复合式单体飞行器通过翼尖铰接连接方式在空中一定高度组合而成；所述复合式单体飞行器在传统固定翼布局飞行器基础上增加多旋翼装置，可实现垂直起降，具备独立起降功能以及完整的飞行控制系统。各单体飞行器之间采用铰接机构连接，可作相对滚转运动。多个单体飞行器组合后的飞行平台具有超大展弦比、高升阻比、结构质量轻、多功能化、维护性好、造价低等优势。通过飞行平台的不断组合、分离和重组等，理论上可以实现“永久驻空”。

本发明公开了一种基于智能驱动装置的变形机翼。该变形机翼的骨架包括从前至后顺序排列的机翼前缘、中隔板、后隔板和尾翼；机翼前缘与中隔板之间的前形状记忆合金驱动装置构成机翼的下表面Ⅰ，机翼前缘与中隔板的上方覆盖的蒙皮Ⅰ构成机翼的上表面Ⅰ；中隔板和后隔板之间的后形状记忆合金驱动装置构成机翼的下表面Ⅱ，中隔板和后隔板的上方覆盖的蒙皮Ⅱ构成机翼的上表面Ⅱ；机翼的上表面和下表面均光滑过渡；变形机翼上表面和变形机翼下表面在尾翼的后缘相交；尾翼的上表面和下表面分别安装上、下压电智能驱动装置。该变形机翼具有结构紧凑、驱动元件少、驱动能力大、变形翼面连续的优点，可以推广应用于机翼弯度变形的结构设计中。

本发明提供一种基于吹吸气流动控制的超声速飞机声爆抑制方法，包括以下步骤：步骤1，对超声速飞机的流场进行数值模拟，获得超声速巡航状态下飞机机翼下表面的压缩区域与膨胀区域的位置；步骤2，在压缩区域弦向5％‑15％和展向10％‑80％的范围内，布置两个至四个吸气口；步骤3，在膨胀区域弦向80％‑95％和展向10％‑80％的范围内，布置两个至四个吹气口。优点为：本发明通过在飞机机翼下表面的压缩区域安装吸气口，并在膨胀区域安装吹气口，利用激波和膨胀波之间的相互干扰作用，能够显著降低地面观测到的声爆强度。与此同时能够增加全机升力，减小阻力，从而提高超声速飞机的气动性能，更好地满足超声速飞行需求。

本发明提供了一种基于折纸变胞构型的可展开空间支撑装置，包括基座和设在基座上的多个可展开分支，多个可展开分支呈圆周阵列或相对设置地安装在基座上，可展开分支包括驱动模块、多个展开模块以及变胞模块，相邻的展开模块通过变胞模块连接，其中变胞模块包括两个折叠板、两个展开杆、四个折弯杆；本发明具有较大的展开比、能够提供较大的工作空间、便于航天器携带、稳定性高的优点。

本发明公开了一种无人机动力系统防护装置，包含滑套、滑片、卡扣和固定杆；卡扣包含能够利用插接配合而实现组装和分离的扣头和扣槽；滑套为弧形空心条状面板，一端开口、另一端封闭；固定杆一端和所述滑套内壁固连，另一端和无人机的机臂固连；滑片为弧形条状片板，设置在滑套内且一端从滑套的开口端伸出，能够相对滑套自由滑动；扣槽和所述滑套的封闭端固连，扣头和滑片远离滑套封闭端的一端固连。本发明中能够设置在无人机各个机臂上，对无人机的每个螺旋桨进行保护，防止无人机的桨叶碰倒树枝造成坠机的问题。

本发明公开了一种用于播种的无人机的施肥装置，包括滑板、调节结构、导轨、升降块、操作块、无人机本体、肥料箱、上料口、搅拌箱、下料口、升降结构、搅拌结构、摇杆、搅拌叉和挡板。本发明的有益效果是：操作人员转动摇杆，摇杆从而带动搅拌叉对肥料进行搅拌打散，同时搅拌叉会在运行过程中碰到挡板，当碰到挡板时将其转动成为展开状态，当搅拌叉离开挡板时，挡板会自动落下闭合搅拌箱底部的长方形槽，从而在展开和闭合的过程中会将少量的肥料下落，至下料口装填到无人机本体顶部的肥料箱，从而防止因为下料速度过快导致搅拌不均，并且在不使用搅拌装置时实现自动闭合防止肥料漏出。

本申请实施例涉及一种基于混合电推进系统的垂直起降倾转动力翼飞机，包括：机身、前动力翼、后动力翼和混合电推进系统，前动力翼有两个，分别设置在机身两侧的前端，前动力翼可相对于机身转动，后动力翼有两个，分别设置在机身两侧的后端，后动力翼可相对于机身转动，混合电推进系统与前动力翼和后动力翼连接，机身两侧分别设置有前动力翼和后动力翼，前动力翼和后动力翼均可相对于机身转动，以便能够根据实际情况进行前动力翼和后动力翼的调节，以完成飞机的垂直起降，以及降低飞机的飞行阻力，以提高飞机的航程，采用混合电推进系统驱动前动力翼和后动力翼，能够使功率分配更加合理，以降低油耗，提高飞机的航程。

本发明涉及轻型飞机机身技术领域，具体是一种高性能高强度串座式复合材料机身结构，所述机身包括有机身龙骨、用于封闭机身龙骨的机身蒙皮和若干个隔框，所述机身龙骨内设置有将龙骨前半段内侧空间隔开的地板，所述地板为长条状且自机身头部向机身尾部延伸，所有隔框沿着机身龙骨的长度方向间隔分布在机身龙骨内，所述机身蒙皮为全碳纤维环氧树脂基体复合材料层合板，本发明机身全部由碳纤维复合材料制造，结构重量低，滞空时间长，降低运行成本的同时，最大限度的降低了机体结构重量，并因此具有更高的有效载荷比例，机身上部组成细长平坦的驾驶舱，保持流线外形的同时具有较高的空间利用率。

本发明公开了一种用于建筑物外立面自动巡检的无人机挂载装置及无人机，包括安装架，所述安装架的下端外表面固定安装有滑动装置，所述滑动装置上对称设置有两组侧夹臂，所述安装架的前端和后端均活动安装有遮挡架，所述滑动装置上和两组遮挡架之间均设置有拉紧装置；所述滑动装置包括固定安装在安装架下端的若干组滑轨，所述滑轨上设置有两组滑块。本发明所述的一种用于建筑物外立面自动巡检的无人机挂载装置及无人机，侧夹臂之间的距离和遮挡架之间的距离均能够调整，而且调整方便，配合拉紧装置，能够使得侧夹臂和遮挡架与挂载物品充分的接触，能够将挂载物品夹紧，从而能够提高挂载物品的稳定性，具有更好的使用前景。

本申请提供一种桨叶定位方法、装置及飞行器，其中，桨叶定位方法包括步骤：检测桨叶的电机的转速并得到第一转速值；判断所述第一转速值是否满足预设条件；当所述第一转速值满足所述预设条件时，检测是否接收到所述桨叶的悬停信号，其中，所述桨叶的悬停信号由位置检测传感器检测到所述桨叶上的检测区域时生成；当接收到所述桨叶的悬停信号时，向所述电机发送停止旋转指令，以使得所述桨叶在预设位置。本申请能够对飞行器的桨叶进行定位，使得飞行器的桨叶旋转至预设位置，进而使得飞行器能够放入至仓库中。

本发明涉及一种用于V型蒙皮蜂窝夹层结构的胶接工艺，包括步骤一，将胶膜固定在V型蒙皮上；步骤二，对V型蒙皮采用专用模具进行定位；步骤三，对V型蒙皮与专用模具进行整体封装后进行蜂窝校验，观察V型蒙皮胶膜上的蜂窝压痕；步骤四：若压痕均匀将去除隔离膜后的V型蒙皮与专用模具作为新整体结构重新封装，对重新封装后的新整体结构升温进行胶接，本发明通过在V型蒙皮内预先固定胶膜，并利用专用模具进行定位，将专用模具与V型蒙皮进行蜂窝胶接校验，对胶膜压痕均匀的V型蒙皮与专用模具重新封装后进行胶接，能够使得V型蒙皮内的胶膜与蒙皮粘接牢靠，可以有效避免V型蒙皮成型过程中的胶接缺陷。

本发明属于无人机技术领域，具体的说是一种高速公路违章巡查无人机，包括无人机机身、外防撞环、转动叶片、内活动环和摄像头；所述无人机机身整体为S形结构；所述无人机机身的底部活动设有摄像头；所述无人机机身的两侧面为平面结构，且无人机机身的两侧面通过安装板活动设有第一支撑杆；所述第一支撑杆的一端通过销轴活动铰接在安装板上；本发明通过设置超出转动叶片外边缘的外防撞环，进而避免无人机在飞行的过程中转动叶片撞向障碍物，如电线杆、树干等而停止运转，从而可避免由于转动叶片停止运转而导致的无人机坠落的现象发生，同时本发明中的第二支撑杆可收缩在第一支撑杆上的滑动空腔内，进而可减小无人机的整体体积，便于收纳。

本发明公开了一种农业用可自动调配药量的喷洒无人机，包括框体，所述框体靠近底部的内壁连接有两个加料机构，所述框体靠近中部的内壁固定连接有配制箱，所述配制箱上方的框体内壁固定连接有安装板，所述安装板的上表面固定连接有两个相对的抽取机构，所述框体靠近顶部的侧壁连接有两个喷药机构，所述框体的顶部连接有使安装轴转动的第一驱动机构，所述凸轮机构一侧连接有使喷药机构发生偏转的第二驱动机构，所述安装杆靠近中部的外壁连接有搅拌机构。本发明通过结构间的联动，使得无人机在飞行过程中，能够自适应调节，实现均匀喷洒，同时避免了药液的不必要浪费，能源利用率较高。

本发明公开了一种野外勘察用通信网络节点保护系统及其使用方法，包括通信节点设备本体、第一壳体以及通过螺栓固定于第一壳体进行固定连接的第二壳体，所述通信节点设备本体与第一壳体和第二壳体之间设置有弹性保护机构，且第一壳体和第二壳体的外表面套设有弹性保护套，所述弹性保护套的表面开设有圆孔，且第一壳体位于圆孔处的表面设置有磁控组件，本发明涉及通信网络检测传输设备技术领域。该野外勘察用通信网络节点保护系统及其使用方法，可实现通过在对节点设备进行缓冲保护的同时，对节点设备下降的速度进行减速保护，很好的达到了通过降低节点设备着陆的速度，来减小地面对节点设备冲击力的目的，适用范围广。

本申请提供了一种防雨通气的运动舱门，所述运动舱门上设有多个用于通气的防雨通气孔，所述防雨通气孔的半径范围为0.25mm～0.5mm。本申请所提供的防雨通气的运动舱门通过设定合理孔径的防雨通气孔，即可以使防雨通气孔实现通风透气的功能，又可以避免水滴进入舱门内而起到防雨的效果。

本申请的实施例提供了一种飞行器共振分析方法、装置、计算机设备和可读存储介质，涉及飞行器安全技术领域，飞行器共振分析方法包括：获取飞行器的飞行数据日志，飞行数据日志包括飞行器在多个帧的飞行参数；根据多个帧的飞行参数确定震动时间范围；判断在震动时间范围内飞行器的电机转速是否在预设共振电机转速范围内；若是，则判定震动时间范围内为目标震动时间范围，飞行器在目标震动时间范围内发生共振；若否，则判定飞行器在震动时间范围内仅震动，通过上述步骤，能够便捷地确定飞行器是否发生共振。

本发明公开了一种无人机稳定性保持系统，包括位于无人机机翼上的传感器以及位于无人机机翼上的燃油箱；所述传感器用于获取无人机稳定性变化的数据，所述燃油箱内装有无人机飞行所需的燃油，所述燃油箱与无人机的油箱连通，通过调节燃油箱内燃油的质量，以保持无人机的重心处于安全范围内。本发明在无人机机翼上的传感器与燃油箱的配合作用下，能够无人机的重心始终保持在安全范围内，提高了无人机的飞行稳定性与操控性，同时燃油箱还能够对无人机的油箱进行供油，提高无人机的航程，实现更远距离的飞行。

本发明公开了一种脱离地球引力的磁悬浮动力旋翼飞碟，它包括碟壳、碟舱、旋翼系统，以及控制系统，其特征在于所述旋翼系统是磁悬浮电动力旋翼系统，由磁悬浮旋翼轮、电动力环、磁悬浮轴、磁悬浮导轨组成，自给电磁动力推动旋翼旋转，旋翼与其动力系统融为一体，有利于减小体积，减轻重量，提高动力转换效率，旋转的运动易于控制；旋翼轮在径向上悬浮于磁悬浮轴，在轴向上悬浮于磁悬浮导轨，能有效地避免其旋转时与碟壳内部的接触或摩擦。作为本发明的改进，还可在碟壳内共轴地上下叠放安装两套磁悬浮电动力旋翼系统，也可在碟壳内共轴地内外嵌套安装两套磁悬浮旋翼系统，克服旋翼旋转时形成的反扭矩，实现飞碟自旋角度和自旋角速度的自动控制。

本申请属于飞机发动机试验领域，涉及一种整机条件下获得发动机各部件实际性能的方法，所述方法包括：通过调节外涵出口面积来改变风扇工作点，获得整机条件下的风扇特性；开展不同面积的固定喷管和压气机可调导叶角度调整试验，获得模拟整机环境条件下的压气机特性；采用静压损失代替总压损失来计算主燃烧室总压恢复系数，通过分析燃气成分，获得主燃烧室和加力燃烧室燃烧效率；根据各转速状态总膨胀比及内涵出口压力获得低压涡轮膨胀比；通过试验获得发动机涡轮冷却气封严结构、管路以及喷嘴的流动特性，进而确定各流路引气量。本申请能够获得各部件在整机工作环境下的实际性能和相互之间的匹配关系，能够为气动稳定性评估提供重要的支撑。

本发明提供了一种圆形电磁脱落插头及连接器，该圆形电磁脱落插头包括插头壳体组件和电磁脱落组件，所述插头壳体组件包括插头壳体、针前绝缘体、针后绝缘体、第一卡簧和多个插针，该连接器包括插座和与所述插头，所述插头与插座对接，所述插座包括插座壳体组件和限位套组件，电磁脱落组件和限位套组件配合实现插头和插座的锁紧和分离。本发明采用电磁分离结构将分离脱落电连接器利用电磁力分离，这种情况对分离体的运动轨迹没有干扰，有利于飞行器按预定轨迹行驶。

本发明属于航天热控技术领域，公开了一种基于内埋热管的空间遥感器用轻质辐射器、控制方法，辐射板上侧胶接有热量分配层；辐射板中间设置有蜂窝层，蜂窝层上侧胶接有非辐射面，蜂窝层下侧胶接有辐射面，蜂窝层中间穿设有内埋热管；热量分配层设置有外贴热管，外贴热管外侧设置有柔性高导热材料层。本发明通过外贴热管将热量从遥感器传导到空间辐射器上，高导热材料铺设在外贴热管和非辐射面上，使热量能够均匀分布在非辐射面上，内埋热管内埋热管对辐射面进行等温化，提高辐射面的温度均匀性，进一步增加空间辐射器的散热效率，有效解决空间遥感器在资源受限条件下，散热量与辐射器尺寸之间的矛盾，且质量轻，结构强度好，抗震能力强。

一种无人机的测绘专业相机防护装置，包括无人机主体，无人机主体底面中心位置设有第一转轴，第一转轴由设于无人机主体内部的第一电机驱动，第一转轴下端固定连接第一护罩，第一护罩内壁前后两侧分别固定安装有第一吊耳，第一吊耳内侧分别固定安装有第一套筒，第一护罩内部设有第二护罩，第一套筒分别贯穿第二护罩并与其通过扭簧轴承转动连接。本发明一方面能够使无人机的起落架能够自动让开镜头，提高拍摄效果，同时在无人机坠落时能够利用起落架和护罩形成对球形相机的两层保护，球形相机与第一护罩在正常情况下为刚性连接以保证拍摄画面稳定，在紧急情况下又可自动变为柔性连接以缓解坠落时的冲击力。

本发明提出了一种适用于空间光通信终端的锁紧及解锁模块，包括俯仰轴锁槽装置、方位轴锁槽装置、以及连接两者的旋转锁杆装置；俯仰轴锁槽装置包括俯仰轴支架，方位轴锁槽装置包括方位轴支架，俯仰轴支架和方位轴支架上均连接有能够伸缩的短行程直线运动机构；旋转锁杆装置包括旋转支撑杆、以及驱动旋转支撑杆转动的旋转电机。锁紧状态时，旋转支撑杆的两端分别卡入俯仰轴支架和方位轴支架的锁槽中并锁紧。本发明能够在火箭发射段以及不可链区牢固锁定光通信终端，具有常规解锁和破坏性解锁两套解锁方案，能够同时锁定两自由度，还可重复使用且可靠性高；并且锁紧之后，旋转电机可处于待机状态，以减小卫星功耗，以及延长旋转电机的寿命。

本发明提供了一种低温推进剂热力学排气系统地面集成试验装置及方法，包括贮箱(1)、真空容器(2)、主动热力学排气系统、以及被动热力学排气系统，其中，所述贮箱(1)位于真空容器(2)内部，与真空容器(2)内壁固定连接，贮箱(1)与真空容器(2)之间的夹层通过真空机组(21)抽真空以模拟外太空环境。本发明中地面集成试验装置及方法，能够对多种排气方案及其组合进行测试，且各方案中试验结构件多设置于贮箱外部，方便维护，提升设计可靠性；设置于贮箱内部的结构件如喷射混合装置结构简单，稳定性高。

本发明提供一种卫星偏航导引下的飞轮组动量管理方法，所述方法包含：S1、基于实时测量的每个飞轮的转速，计算得到飞轮组角动量；S2、将所述飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系下，得到卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量；S3、基于卫星本体坐标系到卫星轨道坐标系的转化矩阵，将卫星本体坐标系下的三轴飞轮组角动量投影到卫星轨道坐标系下，得到卫星轨道坐标系下的三轴飞轮组角动量；S4、根据预设的卸载动量阈值，判断卫星轨道坐标系下哪个轴的飞轮组角动量需要卸载，将卫星轨道坐标系下该轴的飞轮组角动量投影到卫星本体坐标系，并通过推进系统进行卸载。本发明通过管理飞轮组角动量，保证卫星姿态的精度及稳定度。

本发明公开了一种处于推力器死区内提高卫星姿态控制精度的方法，其特征在于，该方法通过控制卫星上设置的推力器组合来控制卫星的卫星姿态，推力器组合包括若干推力器，该方法包括：获取卫星的控制信息，其中，控制信息由测量敏感器实时获取；根据控制信息计算得到若干时间脉冲指令，其中，若干时间脉冲指令用于分别控制若干推力器，以使卫星满足任务指标要求；将时间脉冲指令发送至对应的推力器；判断卫星的姿态幅值是否超过任务指标要求和/或测量敏感器的采样周期是否超过卫星计算机的采样周期，若是，将当前节拍的时间脉冲指令扩大设定倍数并将扩大设定倍数的时间脉冲指令发送至对应的推力器。

本发明公开了一种利用卫星姿态测量信息进行卫星大惯量转动部件的转动惯量在轨估计方法，包括：获取卫星在处于姿态稳定状态时的三轴控制力矩；获取卫星残余角动量产生的干扰力矩；根据所述三轴控制力矩和所述干扰力矩，计算卫星补偿角动量与大惯量转动部件在轨真实角动量不一致导致的残余角动量；根据所述残余角动量计算得出大惯量转动部件的在轨真实转动惯量。通过卫星姿态遥测信息进行一系列分析计算，求解出卫星残余角动量与转动部件转动惯量。通过对转动部件转动惯量的修正，能显著提高卫星的在轨姿态稳定度。计算结果对载有大惯量转动部件的卫星在轨转动惯量估计和修正，提高姿态指向精度具有现实意义。

本发明公开了一种上行竖直运转下行轴翼共面运转的扑旋翼装置，包括：支撑组件，转动组件，驱动组件，旋翼组件和传动组件，通过支撑组件、转动组件、驱动组件、旋翼组件和传动组件的联动配合，能够实现该扑旋翼装置中旋翼组件在下行过程中，第二驱动电机驱动旋翼组件的旋翼面与转臂轴线始终保持平行，旋翼组件在上行过程中，第二驱动电机驱动旋翼组件的旋翼面始终垂直于水平面，即避免了旋翼组件上行过程中产生与升力抵消的力，从而使得该扑旋翼装置通过自转主轴的公转和自转实现为飞行器提供持续稳定的升力，进而实现飞行器的平稳起飞和空中悬停。

本发明公开了一种异步式三轴姿态控制磁悬浮惯性执行机构，其包含定子和转子，所述转子位于所述定子的空腔结构内，正常工作时，所述转子与所述定子之间无机械接触，其中，所述定子包含：若干个定子框架，各个定子框架之间相互连接，各个定子框架围成定子的空腔结构；若干个定子绕组，各个定子绕组分别安装在定子框架上；若干个传感器，各个传感器分别安装在所述定子框架上；转子包含：转子导体板，其设置于定子的空腔结构内。其优点为：该磁悬浮惯性执行机构利用各个定子绕组产生的三维空间电磁场与转子导体板之间的相互作用实现转子的悬浮和旋转，由于没有轴承结构的约束，其转子可以绕三维空间中任意轴旋转，具有输出三轴控制力矩的能力。

本发明公开了一种上行竖直运转下行水平运转的扑旋翼装置，伺服电机和公转电机均与控制器电性连接，且公转电机驱动公转主轴带动前转臂、后转臂、自转主轴和旋翼装置上行的过程中，伺服电机分别控制两个自转主轴，驱使公转主轴一侧的旋翼的旋转平面始终处于水平，另一侧的旋翼的旋转平面始终处于竖直；公转电机驱动公转主轴带动前转臂、后转臂、自转主轴和旋翼装置下行的过程中，伺服电机分别控制两个自转主轴，对应驱使公转主轴一侧的旋翼的旋转平面转换为始终处于竖直，另一侧的旋翼的旋转平面转换为始终处于水平。本发明公开了一种上行竖直运转下行水平运转的扑旋翼装置，不仅提高了升力，而且提高了升力产生的稳定性。

本发明公开了一种螺旋桨调速器安全活门组件，衬套螺纹固定在下壳体组件内；帽盖螺纹固定在衬套内孔上端，弹簧轴座置于衬套内孔内，其上端顶靠在帽盖的内孔内，安全活门卡接在衬套变径内孔内；压力弹簧套并被压缩在弹簧轴座和安全活门的凸台之间；衬套周壁与下壳体组件之间还设置有低压油腔，周壁上还设置有都与低压油腔连通的油孔Ⅰ和Ⅱ；油孔Ⅱ还连通压力弹簧所在的衬套内孔；弹簧轴座和安全活门之间的间距大于安全活门的下端面与油孔Ⅰ下端壁之间的距离。本发明能够调整调速器油泵出口压力，使其不超过最大值，以满足螺旋桨的变距需求，且安装拆卸方便、最高限制压力可调。

本发明公开了一种螺旋桨调速器选速机构，选速止挡组件上部套在选速手柄和变径螺杆轴上部之间；上壳体组件上端大圆柱外端套有复位扭簧；变径螺杆轴中下部变细处过盈装配在上弹簧座内孔内；阀芯上端面设置有下弹簧座；变径螺杆轴直径变粗的下端位于插片底面下方，固定在上、下弹簧座上的弹簧穿在变径螺杆轴上；阀芯安装在阀套内，阀帽下端面的阀芯上间隙装配有离心块钩端顶接在其底面凸台上的轴承；阀芯外圆上设置有凸肩，凸肩上下的阀芯外圆上设置有油槽Ⅰ和油槽Ⅱ；阀套上设置有与油槽Ⅰ连通的进高压油口、出高压油口和与油槽Ⅱ连通的回油口。使用本发明的螺旋桨转速在一定范围内无级可调，能保证在选定所需要的螺旋桨转速下可靠运行。

本发明公开了一种螺旋桨调速器贝塔活门组件，活门一端设置有小距端堵，另一端固定有U型叉；衬套过盈压装固定在调速器壳体探出的圆形安装口的内孔内；活门有小距端堵的一端微间隙装配在衬套内；套在活门上并固定在U型叉槽内的复位弹簧压接在调整垫圈上；帽盖套在U型叉、调整垫圈和圆形安装口外圆上并固定在圆形安装口上；活门上设置有油槽，衬套设置有与油槽连通的高压油出、进口，小距端堵末端的衬套内腔为回油腔；正常工作状态下，高压油出口与油槽连通，小距限动时，小距端堵正好封闭高压油出口。安装本发明的螺旋桨调速器具有小距限动定距保护功能，具有β操纵和反桨功能，使螺旋桨结构变得简单，体积变小，质量变轻。

本发明公开了一种螺旋桨调速器，包括上、下壳体组件、底板、油滤组件、选速机构、动力涡轮调节组件、齿轮泵、调压和贝塔活门组件、复位手柄组件；发动机来油通过油滤组件连接底板上的低压油槽，齿轮泵出口分两路，分别连接贝塔活门组件的高压油进口和安全活门组件的高压油腔；安全活门组件的低压油腔连接低压油槽；贝塔活门组件的高压油出口连接选速机构的进高压油口，选速机构的出高压油口连接螺旋桨油腔；贝塔活门组件的回油腔连接选速机构的油槽Ⅱ；选速机构的回油口连接发动机的回油槽。本发明具有可选速、可控制顺桨、可实现反桨和平衡转速可调可控，使用该调速器的螺旋桨工作效率高，节省大量燃油，工作安全可靠性高。

本发明涉及双流道切换的管路式污染物处理装置。所述双流道切换的管路式污染物处理装置包括中央流道和外围流道，所述中央流道位于所述管路式污染物处理装置的中央，且所述中央流道内装有用于实现所述中央流道通断的阀芯，所述外围流道嵌套在所述中央流道之外，且所述外围流道内装有滤材，所述中央流道和所述外围流道之间由筒形栅板隔开。根据上述技术方案，本发明能起到以下有益技术效果：兼顾不同上游污染状态下的低流阻特性与污染物控制。

本申请公开了一种飞行器与地面协同测发控系统及控制方法，涉及飞行器测发控技术领域，其包括：远发射控制器用于产生控制飞行器发射的第三控制指令；加固计算机用于发出第一控制指令和第二控制指令；还用于将远发射控制器产生的第三控制指令转发给测发控一体机；地面电源用于对测发控一体机进行供电；测发控一体机用于对飞行器上其它设备发送测试指令，并将得到的测试数据发送至加固计算机；当加固计算机判断测试数据正常时，测发控一体机还用于对飞行器进行发射控制。本申请，构建以飞行器上测试为主、地面测试为辅的一体化飞行器与地面协同测发控架构，实现了整体小型化、轻质化和便携化，降低操作复杂度、及系统的使用和维护成本。

本发明涉及一种基于无人机的水华藻施药装置及喷施方法，包括检测无人机、施药无人机和后台系统；所述检测无人机用于水域中水华藻和水质检测，并将检测的数据传送给后台系统；所述后台系统用于对检测无人机传送的数据进行分析，判断是否需要进行除藻剂的喷洒，如需进行除藻剂的喷洒，则将喷洒信号和喷洒路径传输给施药无人机；所述施药无人机用于接收后台系统的喷洒信号和喷洒路径，对暴发水华水域进行除藻剂的喷洒。本发明能够有效地解决不同种类的水华藻，增大作业面积和工作效率。

本发明一种伞降回收无人机检测面板，属于无人机技术领域；包括检测面板壳体、电源连接器、注钥连接器、检测连接器、充电连接器、电池开关、陀螺开关、火头开关、加热开关、油泵开关、停车开关、开伞/延迟/抛伞显示板；所述开伞/延迟/抛伞显示板包括开伞/延迟/抛伞印制板、开伞/延迟/抛伞发光二极管、电阻器，所述开伞/延迟/抛伞发光二极管安装于检测面板壳体上，实现开伞/延迟/抛伞信号显示功能。检测面板集连接器、开关以及发光二极管于一身，于无人机而言，相当于设备上的操作面板一样，直观醒目，操作简单，即便非专业人员也可以依照使用说明书操作，实现相关功能，对于交付给客户或者部队来说，便捷性高。

本发明公开了一种定点监控无人机，所述对接芯的中心处螺纹连接有连接杆，且连接杆的顶部安装有支撑板，安装在对接芯顶部两侧的下侧杆与安装在支撑板底部两侧的上侧杆连接，且对接芯、下侧杆、上侧杆和支撑板之间均通过转轴连接。本发明所述的一种定点监控无人机，一是通过在转动芯的外部设置插销，不但能够根据需要更换不同大小的转动芯，同时还方便对损坏的转动芯进行更换；二是通过在摄像机的外部设置遮光片，并在摄像机的内部设置马达，能够光照方向调节遮光片的位置，从而提高摄像头拍摄的稳定性；三是通过在对接芯的外部设置上下侧杆，不但能够提高摄像机与主体连接的稳定性，同时还能降低摄像机的更换难度。

本发明涉及一种深空探测视觉成像环境模拟系统和方法，包括模拟空间目标运动模块、模拟深空环境投影模块和地外行星地形地貌模拟模块；模拟深空环境投影模块，用于在预设环境中提供模拟的深空环境；地外行星地形地貌模拟模块，用于在预设环境中提供模拟的地外行星地形地貌环境；模拟空间目标运动模块，用于为模拟深空环境投影模块和所述地外行星地形地貌模拟模块提供运动空间目标。本发明建立了空间目标在轨运行的空间环境和在地球外的行星的地表环境的仿真环境，包括地外行星地面纹理、地形起伏、岩石等要素，降低了实验成本、控制了实验的风险，且仿真环境操作简单和快读，可复用性强，可以大幅加快相应实验任务的实验速度，节省宝贵的时间。

本发明属于系留气球系统运行保障平台技术领域，尤其涉及一种系留气球一体化综合运行保障平台及其使用方法。保障平台包括钢结构平台(1)、锚泊装置(2)、升空回收装置(3)、防滑板(4)、轨道(5)、供配电设备(6)、氦气保障设备(7)、地面监控中心(8)、平台锚泊索具(9)、机械索具(10)、球体共形保护装置(100)、辅助锚泊装置(200)。本发明的系留气球一体化综合运行保障平台针对海洋岛礁的台风气候，采用导流半包围设计结构，有效提高了平台的环境适应性，且系统结构形式紧凑，占地面积小；通过多点布局，将解决我国面积广大的海洋专属经济区宽带通信覆盖问题。

一种无人机机翼的折叠机构，属于航空飞行器结构设计领域，针对无人机机翼展长容易受所搭载平台纵向尺寸约束问题，给出了折叠后机翼随折叠机构相对机身纵向移动，充分利用无人机纵向空间，进而增加机翼展长的技术方案。本发明的机翼折叠机构包括机构本体及纵向运动机构；本发明利用增加展长的方法增加机翼升力面积，为此类无人机(受所搭载平台纵向空间约束)在总体设计阶段赢得了设计空间。

接收与具有多个转子模块的飞行器相关联的一个或多个期望的力或期望的力矩的集合。接收与多个转子模块相关联的多个健康度量。至少部分地基于期望的力或期望的力矩的集合和多个健康度量来确定多个转子模块的多个命令。多个命令被发送到多个转子模块，其中多个转子模块中的每个转子模块被配置为施行多个命令中的对应命令。

本发明提供一种能够抑制飞翔体发生意外的转弯的飞翔体控制装置、飞翔体和程序。飞翔体控制装置(80)具有：指令值生成部(106)，其基于飞翔体(10)的转弯转矩的目标值即转弯转矩目标值，生成转弯转矩指令值；和干扰对应值生成部(108)，其基于由指令值生成部生成的转弯转矩指令值及使用飞翔体所具备的传感器(100)而获取的传感器检测值，生成与由干扰引起的转弯转矩对应的干扰对应值，指令值生成部通过从转弯转矩目标值中减去由干扰对应值生成部生成的干扰对应值而生成转弯转矩指令值。