飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种翼身融合布局飞机，该飞机包括传统推进系统和辅助电推进系统，辅助电推进系统包括彼此独立控制且对称布置于传统推进系统外侧或内侧的第一和第二辅助电推进系统，传统推进系统包括两台基础发动机，第一和第二辅助电推进系统分别包括：使用电力作为动力源的电动机、控制电动机的控制器、为电动机供电的发电机组、与电动机连接并由电动机驱动的辅助推力产生器。根据本发明的翼身融合布局飞机，当基础发动机单发失效时，能够利用差动的高速桨扇或涵道风扇为飞机提供额外的偏航控制，从而解决翼身融合布局飞机由于垂尾布局限制而导致的偏航力矩不足的问题；并且具有节能减排的特征，可减少对传统推进系统的依赖。

本发明涉及一种风挡雨刷装置，该风挡雨刷装置包括：雨刷臂；马达，马达驱动雨刷臂围绕枢转点往复运动；雨刷刃，雨刷刃附连到雨刷臂，以随着雨刷臂的往复运动刮刷风挡，其中，雨刷刃是两段式结构，包括一段雨刷刃和二段雨刷刃，并且一段雨刷刃和二段雨刷刃经由枢转装置连接；以及控制装置，该控制装置使二段雨刷刃能够围绕枢转装置在贴附一段雨刷刃的收起状态和与一段雨刷刃成角度的展开状态之间旋转。这样，通过本发明的两段式风挡雨刷装置，大大增加了风挡刮刷面积，消除了现有技术中存在的风挡雨刷无法刮刷到全部飞行员视野防护区的缺陷，确保了飞行器的飞行安全。本发明还涉及包含该风挡雨刷装置的风挡清洗系统。

一种基于霍尔推力器自生扭矩的航天器角动量控制方法，包括步骤如下：(1)根据航天器上霍尔推进系统推力器的配置和布局位置，获得各台推力器的推力指向角度；(2)确定每台推力器工作时产生的扭矩大小；(3)根据励磁电流方向与扭矩方向的关系，确定推力器的励磁电流的正负方向；(4)根据每台推力器的扭矩矢量方向，建立每台推力器励磁电流方向对航天器三轴产生扭矩分量的对应关系式；(5)获得航天器的三轴角动量控制需求，确定目标方向的扭矩；(6)根据霍尔电推进系统的在轨工作的任务策略，通过调用使推力器工作时产生目标扭矩方向的励磁电流方向，对推力器在卫星三轴上产生的扭矩进行叠加或者抵消控制，产生目标方向的扭矩。

本发明公开了一种飞机前缘组件，其具有面对前进方向的前缘端和背对前进方向的后缘端，包括：第一舱壁板、第二舱壁板、前梁以及前缘蒙皮，并且形成所述前缘组件的前缘端，其中，前缘组件还包括辅助梁部，辅助梁部的第一侧附连到第一舱壁板和前缘蒙皮，辅助梁部的第二侧附连到第二舱壁板和前缘蒙皮，其中辅助梁部包括腹板，腹板具有基本平坦的腹板平面，其中辅助梁部的第一侧相比辅助梁部的第二侧更靠近前缘端，使得腹板平面相对于前梁所在平面倾斜。该飞机前缘组件能够提高抗鸟体撞击的安全性、减轻前缘组件的重量并且确保鸟体滑离组件。

本发明提供了一种宇航环模设备宽温区控温系统，包括：内热沉、外热沉、加热丝、控温盘管、控温支撑、内热沉盘管和热控涂层；所述外热沉、加热丝、控温盘管、控温支撑和内热沉盘管，由外至内依次排布；所述加热丝通过两端的支撑结构固定在外热沉与控温盘管之间；所述控温盘管通过紧固块固定在控温支撑表面；所述控温支撑通过螺钉与内热沉连接；所述内热沉盘管通过铜钎焊方式焊接在内热沉外侧面；内外热沉及加热丝通过外部空间固定成整体；所述控温盘管、控温支撑、内热沉盘管及内外热沉表面均喷涂热控涂层。本发明可以有效解决宇航环模设备自液氮温区至高温温区连续控温难题，经济型更好、控温更加精准。

本发明公开一种应用于旋转舵面的振动敏感传导装置，包括舵面、振动敏感传导装置、舵机装置；所述振动敏感传导装置安装于舵面及舵机装置内部。所述振动敏感传导装置包括弹簧、第一滑块、第二滑块、导向轴承、第一连杆、第二连杆、挡块、稀土永磁体、线性霍尔传感器、传感器盖板；高速飞行带来的舵面颤振表现为舵面绕舵轴以极小幅度来回转动，从而带动第一滑块沿着舵面内滑槽往复滑动，通过传动机构带动稀土永磁体在舵轴滑槽以颤振频率滑动；所述线性霍尔传感器安装于舵轴末端，实时测量磁场强度变化，通过标定数据计算其滑动频率，即舵面颤振频率。本发明能够实时监测飞行器舵面颤振频率，实用性强，占用空间小，极大提高飞行器飞行可靠性。

本发明公开了一种农业无人机用加液装置，包括箱体，所述箱体底部固定有底座，箱体顶部固定有进料机构和加压机构，所述箱体一侧外壁固定插接有导液机构，导液机构的出料端固定有加液枪，所述底座左侧外壁固定有横板，横板一侧开有滑槽，滑槽内滑动卡接有滑块，滑块与加液枪之间固定有支撑转向机构，所述滑块上螺纹插接有螺杆，螺杆传动连接有驱动机构。本发明能够方便完成加液工作，方便快捷，节约劳动强度。

本发明公开了一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法，属于航天器轨道控制技术领域。包括以下步骤：步骤一、建立卫星轨控任务姿态，并保持稳定；步骤二、绕推力矢量轴进行姿态旋转；步骤三、推力器工作进行轨控。本发明对于未装有姿控推力器或姿控推力器损坏的卫星，在卫星轨道控制任务中，令卫星的姿态绕推力器矢量轴进行旋转，能够保证卫星在推进干扰力矩持续作用的情况下，卫星各个轴的角动量始终控制在了一定范围内。使得卫星在仅有轨控推力器的情况下，轨控任务能够长时间持续工作，极大的提升了卫星的轨道控制能力。

本发明公开了一种直线上行半转下行运转的扑旋翼装置，公转主轴与公转电机传动连接，同时固定有圆柱齿轮，且圆柱齿轮的端面与机身的侧面平行；定位柱与公转主轴平行且间隔设置，并且通过轴承与带齿环形板的滑槽连接；带齿环形板的外周设置有一圈与圆柱齿轮相啮合的齿，公转电机驱动带齿环形板做上行直线运动且下行圆弧运动；直线驱动系统带动自转主轴沿带齿环形板的轴向方向运动；伺服电机驱动自转主轴通过轴承相对直线驱动系统自转，旋翼设置在自转主轴上，且旋翼的转动平面与自转主轴的轴线平行。本发明公开了一种直线上行半转下行运转的扑旋翼装置，在提高升力产生效率的同时，可以有效降低工作所需空间，灵活方便。

本发明公开了一种上行半转下行水平运转的扑旋翼装置，包括：支撑组件，转动组件，驱动组件和旋翼组件，支撑组件、转动组件、驱动组件和旋翼组件联动配合，从而实现了该扑旋翼装置自转主轴随公转主轴公转的同时还可进行自转的技术效果，使得旋翼组件在下行过程中能够始终保持旋翼组件旋转面与水平面平行，进而为飞行器提供竖直向上的升力，旋翼组件在下行过程中能够保持旋翼组件的旋转面与水平面垂直或接近垂直，进而减小旋翼组件上行过程产生的阻力，即避免了旋翼组件上行和下行过程中产生升力的抵消，为飞行器起飞和空中悬停提供了持续稳定的升力。该扑旋翼装置设计合理，结构简单，易于操作，方便控制，节能高效，具有良好的应用前景。

本发明提供一种倾转式自由半转扑旋翼航空器，机身的两侧均对称通过轴承转动连接转轴，且框架固定在转轴上；倾角调节装置分别连接机身和转轴，并与控制器电性连接，驱动转轴转动，带动框架倾转；扑旋翼的公转主轴通过框架设置在机身的两侧，并通过轴承与框架转动连接，同时公转主轴每侧的自转主轴的两端分别通过轴承转动连接前转臂和后转臂；公转电机通过公转传动齿轮组驱动公转主轴公转一周，公转主轴通过自转传动装置驱动自转主轴自转半周。本发明提供了一种倾转式自由半转扑旋翼航空器，提高了上升的效率以及飞行的安全性。

本发明涉及飞行器技术领域，特指一种人力驱动的飞行器，包括机舱，机舱内设有脚踩式驱动结构、座椅与手拉式驱动结构，机舱顶部设有飞行装置，飞行装置包括第一飞行单元与第二飞行单元，第一飞行单元包括套筒、转动轴承二以及对称固定于转动轴承二两侧的下旋翼，转动轴承二固定于套筒，套筒固定于机舱，下旋翼通过铰接结构铰接有扑翼，套筒上套有可上下活动地转动轴承三，扑翼通过连杆二连接于转动轴承三，转动轴承三内设有直线轴承，直线轴承通过连杆一连接于机舱内的脚踩式驱动结构，第二飞行单元包括传动杆、转动轴承一以及对称固定于转动轴承一两侧的上旋翼，转动轴承一固定于传动杆上端，传动杆下端穿过套筒，并连接于机舱内的手拉式驱动结构。

一种仿猛禽变体翅膀，属于仿生飞行器结构设计技术领域。它包括仿生骨骼系统、仿生羽毛系统、连接仿生骨骼系统与仿生羽毛系统的连接机构以及线性映射机构；仿生骨骼系统包括依次连接的仿生臂部骨骼、仿生肘部骨骼和仿生掌部骨骼，仿生肘部骨骼、仿生掌部骨骼均通过连接机构与仿生羽毛系统相连接，仿生羽毛系统包括一组间隔排列的仿生羽毛，连接机构包括羽管和羽管盖。本发明可用于仿猛禽飞行器中，可以使得仿猛禽飞行器拥有与猛禽相近的翅膀，可以实现大幅度的伸展、收缩和扑动，为提高仿生飞行器的飞行能力奠定物质基础；同时猛禽翅膀带有羽毛，羽毛可以随着翅膀的伸缩而变化，使得翅膀始终保持流线型，具有较高的飞行效率。

本发明涉及一种储存设备，更具体的说是一种无人机自动升降储存设备，包括冷却机构、升降台机构、机身机构，设备能够在无人机降落后开始对设备进行降温，设备能够将无人机保护在设备内，设备能够将设备内空气进行排出，设备能够停止降温，所述的冷却机构与机身机构相连，机身机构与升降台机构相连。

设置于在围绕地球的轨道上飞行的人造卫星100的紧急轨道脱离装置10具备：产生用于使人造卫星100从轨道脱离的推力的推进装置27；接收从人造卫星100中的卫星总线3的发送部21隔着间隔重复发送的重复信号的接收部31；在设定时间的期间接收部31没有接收到重复信号的情况下、或者接收部31从发送部21或所述人造卫星的外部接收到轨道脱离指令的情况下，输出表示该情况的检测信号的检测部33；响应于检测信号进行用于使推进装置27工作的处理的工作装置35；以及与卫星总线3的电源装置15分开设置并向接收部31、检测部33及工作装置35供给电力的电源装置37。

本发明提供一种作业部能够相对于作业对象接近到适当的距离的飞行体。本发明的飞行体具备：飞行部，其至少具备多个旋翼和驱动旋翼的马达；主体部，其沿垂直方向呈长条状延伸；以及连接部，其将飞行部与主体部以能够相互位移的方式连接。飞行体的主体部在垂直方向上的全长为飞行部在水平方向上的最大直径的两倍以上。主体部具有比连接部更靠上侧的上部和比连接部更靠下侧的下部，上部的长度为下部的长度的三倍以上。

本发明的一个目的在于提供一种飞行部和主体部可拆装并能够分别运用的飞行体。本发明的飞行体具有飞行部和主体部。主体部以至少该主体部能够设置于待设置面的方式拆装自如地与飞行部连接。此外，飞行部和主体部通过将它们以能够分别在规定范围内摆动的方式连接的连接部拆装自如地连接。根据这样的结构，在飞行体到达预定活动地点后，只有具备照相机等的主体部留在该处并独立于飞行部持续活动。

本发明涉及一种控制配备有带刹车轮的起落架的飞机的刹车的方法，该飞机由喷气发动机驱动并配备有推力反转系统，一种方法，包括根据估计的抓地力/附着力，估算制动车轮的抓地力/附着力，并激活反推力系统或调节反推力系统产生的反推力（如果该系统已被激活）。

本申请涉及一种单旋翼无人机系统结构，针对无人机单旋翼这一结构空白，本发明提供了一种单旋翼无人机系统结构。单旋翼无人机的技术难点在于如何解决有由单旋翼带来的反作用扭矩。为了解决单旋翼旋转带来的反作用扭矩，本发明提出为单旋翼无人机加装平衡系统结构，除去一般无人机所具有结构外，平衡系统将着重解决单旋翼旋转的反作用扭矩。通过平衡系统内部转子高速转动带来扭矩与单旋翼的反作用扭矩相互抵消，保证单旋翼无人机稳定性。

本发明公布了一种自主导航太阳能纳米曝气无人艇，属于水污染处理技术领域，它包括无人艇本体、无人艇动力舱、太阳能供电系统、纳米曝气系统，无人艇本体上开设有安装槽，安装槽内设置有无人艇动力舱，无人艇动力舱给无人艇的螺旋桨提供动力并通过控制器控制船舵的方向；所述太阳能供电系统包括设置在安装槽内的太阳能光伏电池板和蓄电设备，蓄电设备与无人艇动力舱和纳米曝气系统相连通；所述纳米曝气系统包括独立设置在无人艇本体下方的曝气水箱，曝气水箱内设置有曝气管，纳米曝气系统还包括设置在安装槽内的曝气泵，曝气泵通过连接管与曝气管相连，所述曝气水箱通过两侧的进水口进水，水流经过曝气管后通过曝气水箱尾端的尾盖流出。

本发明公开一种用于四旋翼无人机的机械臂，包括抓取部与依次铰接的第一连杆、第二连杆、第三连杆，抓取部设在第三连杆的尾端；第二连杆的转动平面与第三连杆的转动平面重合，且第三连杆的长度远小于第二连杆的长度，以实现抓取部抓取角度的粗调节与细调节；第一连杆与第二连杆的铰接处设有限位结构，以使得第一连杆与第二连杆之间的夹角最小为90°。使得四旋翼无人机利用四个相同的机械臂进行抓取物品，有利于抓取较长或者较大的物品，在抓取物品时可以利用机身底部的光电吊舱来观察抓取过程，并通过多个机械臂的协调，稳定被抓物品，同时调节无人机的重心，使其重心保持在飞行器的几何中心，有利于无人机飞行的稳定。

本发明公开了双电机驱动旋翼电动折叠机构，包括壳体、航插和折叠控制器，所述壳体上设置有航插，航插与直升机的机电管理计算机相连，旋翼折叠机构采用电机驱动的方式，结构紧凑、可靠性高、重量轻、维护方便、方便实现自动化控制，采用双电机驱动的方式，使整个结构的布置更加紧凑及重量更轻，采用双电机的方式，可以分别根据输出的需求来进行电机的选型及传动链的选择，选择及优化的空间大，可靠性高，采用双电机的方式，可以规避单电机驱动方式两种输出运动互相干扰的风险。

本发明提供一种氢气球飞行装置带档位的调向机构，其要点是：在轴承座的里侧面上有若干个钢珠盲孔，所有钢珠盲孔在一个圆周上均匀分布，在每个钢珠盲孔里依次放入弹簧和钢珠；它还包括带摇把的转盘，转盘呈圆环形作为所有钢珠盲孔的盖，圆环形转盘的里侧面有一圈凹形槽作为所有钢珠的轨道，凹形槽的断面呈圆弧形，在一圈钢珠轨道上有若干个均匀布置的圆坑，圆坑的深度小于钢珠的半径；连接杆轴承座端穿过轴承座后，将圆环形转盘和轴向限位的挡圈依次安装在连接杆上，其中圆环形转盘内圆孔与连接杆为周向固定连接、并盖到轴承座里侧面，钢珠的一部分进入凹形槽轨道，挡圈使圆环形转盘压迫钢珠和弹簧。

本发明是一种机动战斗飞机，一种双头双翅双发动机的战斗机，目的是解决现有战机的只能向前飞无法向后飞的缺点和在空中博杀战斗时无法向后，向左向右发射导弹枪炮摧毁对方飞机的问题，主要通过在原战机中增装一台向后飞的发动机，在原飞机的机翅上下增装一付可收缩伸张的滑动机翅，在原战机的左右侧增装两架机关枪炮构成一架可向后飞又可向后向左右发射导弹枪炮攻击敌机的机动战机。

本发明公开了一种折叠翼无人机的折叠机构，折叠件安装轴座的顶部设有右翼折叠安装件，左翼折叠安装件通过左翼折叠安装件上的四个安装孔用螺丝与左翼安装到一起，右翼折叠安装件通过右翼折叠安装件上的四个安装孔用螺丝与右翼安装到一起，折叠件安装轴座的内轴从左翼折叠安装件和右翼折叠安装件中间的轴孔穿出，左翼折叠安装件和右翼折叠安装件均可绕折叠件安装轴座的内轴转动，本发明采用单扭簧驱动方式实现折叠展开，结构简单、安装方便、占用空间少，同步性较好，采用内嵌式圆柱销设计，结构简单、锁死可靠，采用分离式结构设计，在折叠机构或机翼某部件出现问题时可快速更换问题件，大大的节约了成本。

本发明公开了一种适用于扑翼飞行器的单通复翼，包括单根或多根翼主骨、若干翼小骨、若干自适应开闭翼片和若干格栅网，多个翼小骨成排设于翼主骨上，若干自适应开闭翼片连接于多个翼小骨上，通过一一对应的格栅网与若干自适应开闭翼片组成一个气流单向通过的面。本发明所提供的单通复翼，能实现扑翼机垂直起降，滑翔飞行，安全坠落。

本发明公开了一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法，包括：进行太阳角、太阳角速度以及磁矢量变化率的模的计算；进行太阳矢量计算有效性判断；当太阳矢量计算有效时，基于飞轮启旋偏置完成情况进行施加力矩方向计算；进行磁矩施加方向计算，并计算磁矩与力矩方向的夹角；进行磁矩与力矩方向的夹角是否在上下限之间的范围内判断；当磁矩与力矩的夹角处于上下限之间的范围内，采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法计算磁控输出；以及进行磁控输出磁矩限幅。

本发明提供一种多旋翼无人机搭载平台及无人机，其包括承载框架、承载基板、多个机臂和多个脚架，承载框架呈环形，承载基板安装于承载框架内部，承载基板上开设有若干安装孔，多个机臂均一端连接承载框架、另一端固定连接电机座，多个机臂围绕承载框架的中心等角度间隔设置，多个脚架均连接承载框架且围绕承载框架的中心等角度间隔设置，承载框架呈环形，形成环形安装空间，能够安装多种测试设备；承载基板上开设有若干安装孔，能够满足不同的设备对不同孔位的安装需求，从而在研发测试的过程中，发现非标设备不能适配时，可以快速更换并安装其他设备。并且设备的安装角度也方便调整，降低了研发的成本，提高了研发的效率，具备很好的实用性。

本发明公开了一种飞行器推进螺旋桨，包括底座，所述底座的内部开设有腔室，所述腔室的的上下内壁之间设置有从动轴，所述底座的底部固定连接有动力装置，所述动力装置的顶部固定连接有延伸出底座的传动轴，所述传动轴的外侧固定连接有设置在腔室内部的主动齿轮，所述主动齿轮的外侧分别啮合有从动齿轮，所述底座的顶部设置有螺旋桨，所述螺旋桨包括浆座和桨叶，所述浆座的两侧内壁开设有空腔，所述空腔的内部插接有延伸出浆座的螺纹杆，所述螺纹杆的外侧螺纹连接有活动块。该飞行器推进螺旋桨，结构新颖，构思巧妙，便于拆装，能够提高传动轴转动时的稳定性，使传动轴能输出更大的扭矩，提升螺旋桨的使用性能及使用寿命。

本发明公开了一种无人机机翼驱动机构，包括固定在机身内的驱动电机，驱动电机输出端设有第一转杆，第一转杆通过长度可调的第二转杆连接第三转杆，第三转杆的端部设有用于与转轴连接的套环；所述第二转杆的两端均设有螺纹，位于第二转杆两端的螺纹旋向相反，第二转杆的两端均螺接有螺套，其中一个螺套与第一转杆转动连接，另一个螺套与第三转杆转动连接；所述的其中一个螺套通过第一轴承与第一转杆转动连接，所述的另一个螺套通过第二轴承与第三转杆转动连接；所述第二转杆的中部向外侧鼓出形成多棱柱。本发明具有驱动电机不易损坏、不易引发飞行事故、风阻较小、维护较为容易、适用范围较广、使用寿命较长的优点。

本发明公开一种太阳帆航天器薄膜预应力保持方法，旨在解决高低温交变环境导致薄膜预应力发生变化的问题。本发明通过以下步骤实现：S1，确定薄膜的张拉方式；S2，建立薄膜和支撑杆的热分析模型和力学分析模型；S3，计算薄膜和支撑杆在高温工况和低温工况下的温度场；S4，计算薄膜和支撑杆在高温和低温温度场下的热变形；S5，根据两种工况下薄膜和支撑杆的变形之差，确定薄膜与支撑杆的连接装置的参数。本发明提出的方法能够使太阳帆航天器在经历高低温交变时，薄膜预应力基本保持恒定，薄膜形面不发生变化。

一种中高热流条件下防热前缘栅格舵，属于热防护技术领域。本发明解决了栅格舵防热涂层虽然施工工艺友好，适合于栅格舵对象，但是抗冲刷能力低，不能抵抗再入高动压的难题，确保了栅格舵本体结构的热防护措施的安全性，避免在高动压冲刷下防热层/本体结构界面发生防热结构破坏。虽然端头裸露在来流空气中，造成端头本体结构的气动加热问题，但是由于后体受到了防热层的保护，栅格的结构本体温度较低，端头的高温可以向栅格结构本体传递，延缓了端头受热的高温压力。采用本发明热防护方案，即能够发挥低密度防热涂层的工艺友好性，同时避免了栅格舵格栅本体防热层不耐高动压冲刷的技术难题，确保了飞行安全。

本发明公开了一种无人机停桨控制系统包括：降落伞安全子系统，用于在检测出无人机的飞行状态异常时向飞行控制子系统发送停桨控制指令；飞行控制子系统，用于在接收停桨控制指令时重新判断此时无人机的飞行状态是否异常；若是，则对无人机的飞行状态进行持续检测，根据持续飞行状态信息判断无人机是否能够恢复正常飞行状态，当判断能够恢复正常飞行状态时，向降落伞安全子系统反馈取消停桨指令，当判断不能恢复正常飞行状态时，向降落伞安全子系统反馈确认停桨指令，由其执行停桨动作；若否，则关闭降落伞安全子系统并对无人机的飞行状态进行实时检测，并在检测出无人机飞行状态异常时，执行停桨动作。通过实施本发明能提高停桨控制的准确性。

本发明公开的一种无人机喷洒且模式可切换的喷药装置，包括飞行箱体，所述飞行箱体内设有处理腔，所述处理腔上侧内壁固定设有延伸至所述处理腔外侧的放置箱体，本发明是用于农民在喷洒药物时的装置，该装置不需要农民的力气，只要将调制好的药物放入指定位置就行，工作量轻松，并且可以根据实际需要喷洒的地形进行喷洒模式的切换，这样也方便农民的药物最大程度上的利用，减少药物不必要的浪费，降低用药成本，并且设备内的药物不足，设备会自动下降，防止设备做无用功。

本发明属于飞机检测领域，具体涉及一种快速检测飞机外部附件紧固情况的方法。采用本发明提供的检测方法检测时，检测人员不需要行至每一个附件处对附件进行人工检测，只需要围绕飞机周边移动，用发射装置将流动性发热发泡材质射至待测附件上部，同时配合热成像仪，即可快速、准确的检测飞机附件的紧固情况。

本发明涉及无人机技术领域，且公开了一种基于静电屏蔽的无人机抗干扰装置，包括无人机壳体，所述无人机壳体的内部固定安装有通讯装置，所述通讯装置的外侧固定安装有固定架，所述固定架的外侧活动安装有导体外壳，所述导体外壳的外侧固定安装有中转杆，所述中转杆的内部固定安装有磁铁片，所述中转杆远离导体外壳的一端活动安装有支撑架，所述支撑架靠近磁铁片的一端固定安装有电磁铁，所述支撑架远离电磁铁的一端固定安装有驱动轴；通过将通讯装置安置在八块导体外壳形成的内壳中，导体外壳与固定架贴合密闭，通过电磁铁和电机的驱动轴，配合中转杆和支撑架，对导体外壳进行移动旋转，实时控制避免无人机内部不受外部磁场干扰。

本发明公开了一种无人飞行器，包括机身、机翼、动力驱动机构，所述机身的两侧均连接有所述机翼，所述动力驱动机构包括螺旋桨、双头输出发动机、火花塞、喷嘴、涡轮轴、涡轮、固定架，所述机身呈中空且两端开口的结构，所述双头输出发动机通过所述固定架安装于所述机身中空内腔的头部；所述双头输出发动机一端的输出轴与所述螺旋桨相连接，另一端输出轴与所述涡轮轴相连接。本发明有利于长时间飞行和相对于地面更高的飞行，且机身姿态调节范围广，且调节灵活方便。

本发明公开了一种基于空间多臂接触的被动目标同步消旋抓捕操作方法，包括以下步骤：步骤1：服务航天器进入空间翻滚目标的轨道并跟随空间翻滚目标的轨道同步运动；步骤2：服务航天器获取空间翻滚目标的测量信息；步骤3：离线优化服务航天器的基座轨迹和机械臂的各关节轨迹及驱动力输入，形成接触消旋抓捕的轨迹，作为参考轨迹；步骤4：基于优化获得的参考轨迹，生成扩展的参考轨迹；步骤5：执行任务，对扩展的参考轨迹进行跟踪，实现对空间翻滚目标的接触消旋抓捕。本发明针对空间非合作翻滚目标，不需要目标上有任何抓捕点，并能够自行对目标进行消旋，且在消旋完成时同时实现对目标的抓捕和操作。

一种智能穿绳器。涉及一种用于无人机穿绳作业的智能穿绳器。提供了一种安全可靠、操作简便，能大幅提高工作效率的智能穿绳器。用于无人机穿绳作业，所述穿绳器包括机械臂、平衡臂和控制单元盒，所述机械臂和平衡臂均为伸缩臂，所述控制单元盒内设有穿绳器控制单元和内置电源，所述内置电源用于给穿绳器供电，所述穿绳器控制单元用于控制穿绳器动作；所述控制单元盒连接所述平衡臂，所述平衡臂连接所述机械臂的一端，所述机械臂的另一端设有手掌，所述手掌上设有激光雷达和夹爪。

本申请涉及一种基于U形电磁螺线管的微型自主电磁对接装置和控制方法。所述装置包括由第一端直螺线管、第二端直螺线管、底部直螺线管构成的U形电磁螺线管，底部直螺线管的两端通过两个铁芯倒角分别连接第一端直螺线管和第二端直螺线管，U形电磁螺线管的两个端面位于装置的对接面上。第一端直螺线管和第二端直螺线管的线圈厚度和铁芯半径，根据预设的微纳航天器参数和预设磁力需求上限确定；微纳航天器参数包括，质量上限、尺寸上限和功率上限。底部直螺线管的长度根据预设的微纳航天器参数和预设磁场作用距离下限确定。上述装置满足微纳航天器应用约束条件，充分利用螺线管两端磁力增大对接装置磁力，还能避免漏磁对航天器电子环境的干扰。

本发明提出了一种上层大气层超高速巡航飞行器的减重机翼，包括：多片翼板，翼板的厚度和宽度相同；一组连接杆；其中所述连接杆将所述多片翼板顺次连接在一起，翼板之间具有通槽，组成所述减重机翼。当前飞行器减重设计主要涉及航空飞行区域(0km～20km)、临近空间(20km～100km)和外太空(300km～)，而上层大气层作为一个几乎未开发利用的空域，尚无该空域的飞行器减重设计技术。本发明在实现减重的同时，还能节省材料，也能保持气动性能不变甚至有所增强，是上层大气层超高速巡航飞行器机翼外形的减重设计的理想方法，能有效促进上层大气层的开发和利用。

本发明提供一种张拉整体式无人机回收装置，为保护无人机的安全快速着陆，需要设置具有缓冲功能的无人机回收装置。本专利将提出一种新型的张拉整体式无人机回收装置，其主体结构是由六杆张拉整体结构构成，这种新型结构具备轻质化、低能耗、抗冲击、展开可靠性高等优良性能。飞行器会以一定速度撞击在网面，冲击力使得网面和六杆张拉整体产生一定的变形，从而耗散一部分冲击力，同时冲击力也会使六杆张拉整体结构向后产生运动，使运动作用在阻尼器，从而进一步耗散冲击力。无人机回收装置处于折叠状态时，整体结构的体积将会大大减小，便于运输和携带。

本发明公开了一种带有画面传输功能的土地利用变化拍摄用无人机，包括外壳和摄像头，所述外壳内壁的顶部固定连接有安装槽，所述外壳内壁的顶部和底部之间滑动连接有滑动板，所述滑动板的左侧固定连接有清洁板，所述滑动板的右侧固定连接有两个连接杆，两个所述连接杆的一端之间固定连接有运动板，涉及无人机技术领域。该带有画面传输功能的土地利用变化拍摄用无人机能够对摄像头的镜面进行清理，有效的防止灰尘以及杂物附着在摄像头上，影响拍摄效果，方便了摄像头的拆卸和安装，拆卸时只需要旋转螺纹栓即可，安装时只需要将直齿板插入安装槽即可，操作简单，从而便于将摄像头拆卸下来进行维护，保证摄像头的正常运行。

本发明公开了一种非接触式无人机换电方法和系统，涉及无人机技术领域。该方法的具体实施方式包括：接收被换电无人机发送的低电量信息；响应于所述低电量信息，根据所述被换电无人机的位置信息确定飞行策略，并根据所述飞行策略飞行至换电位；在到达换电位后，和所述被换电无人机同步飞行，向所述被换电无人机发送换电通知信息，所述被换电无人机响应于所述换电通知信息抛下旧电池；控制所述换电无人机通过第一电池接收仓接收所述被换电无人机抛下的旧电池，将新电池抛至所述被换电无人机的第二电池接收仓。该实施方式能够提高无人机换电的效率及电池的利用率、降低场地及人力成本，且实现无人机的持续作业并扩大无人机的应用市场。

本发明提出了一种模块化翼前缘结构及高速飞行器。模块化翼前缘结构包括：疏导模块(1)，为一体化翼形高温热管；储热模块(2)，为半封闭金属腔，设置在所述疏导模块(1)内；吸热模块(3)，为吸热材料，设置在所述储热模块(2)内。本发明以一体化翼形高温热管为载体，使翼结构等温化，从而大幅度降低了主动冷却的实现难度。金属锌或金属镁汽化与气动加热热量存在耦合关系，大幅度改善了主动冷却系统中的工质浪费现象。金属锌或金属镁汽化过程中，热结构温度基本保持不变，控温效果显著。

本发明公开了一种节能输电线路巡线无人机，属于无人机技术领域，包括无人机本体，所述无人机本体内包括控制器，无人机本体上连接有无人机机翼，无人机本体前部设有摄像模块，所述无人机本体底部还设有轮架，所述轮架上设有滚轮，所述滚轮通过轮轴与轮架连接，控制器通过轮架控制轮轴转动，带动滚轮转动，所述滚轮绕滚轮外沿设有凹槽。其优点在于：使无人机在巡线过程中无需全程飞行，大部分时间处于怠速状态，能耗减少，续航能力增强，巡线距离增加。

本发明提出了一种满足宽速域乘波性能的飞行器气动布局方法、设备及介质。布局方法包括：建立基础外形，并对基础外形的计算域绘制网格；采用激波装配法对所述基础外形的计算域进行流场计算，根据弹道点的状态参数分别开展计算，获得流场稳定解及稳定激波面；对飞行马赫数从大到小计算获得的激波面，分别沿激波面的流向迎风面选取一个切割位置，对激波面进行切割，得到的切割线作为乘波体迎风面的前缘线，将切割线上的点作为起始点采用流线追踪法获得乘波面；根据乘波体设计的实际长度的要求，对各个切割线的长和宽乘以系数，满足实际的长度要求和宽度要求，然后根据乘波体设计的装填比要求，获得乘波体的背风面。

本发明公开了一种基于柔性机构的被动式行星越障车，包括有常规车辆上的车体(3)、车轮以及驱动车轮的驱动机构以外，还有：柔性差动机构(5)、支撑轴(4)、左柔性铰链悬架(1)和右柔性铰链悬架(2)。左柔性铰链悬架(1)上设有左变形部位(1N)，右柔性铰链悬架(2)上设有右变形部位(2N)。左变形部位(1N)、右变形部位(2N)和柔性差动机构(5)的配合，分别实现被动式行星越障车的单边或者双边能够根据地形的变化产生被动变形，从而能够跨越障碍。

本发明涉及一种多功能无人机，支脚架上部设有集成摄像仪、瞄准仪、测距仪的控制盒，控制盒下部的支脚架上设置轨道架，轨道架下端设置发射轨道，发射轨道的前后均开设位于轨道范围内的限位通孔，限位通孔的下口在轨道架轨道内端面开口口径小于限位通孔孔径，限位通孔内置钢球和弹簧，钢球直径介于限位通孔下口开口口径和限位通孔孔径之间，钢球经弹簧抵压并由限位通孔上口拧紧锁紧螺钉，轨道架的轨道内经灭火弹上的轨道片挂接灭火弹，轨道片限位于两限位通孔之间，灭火弹尾部设置电子打火推进器。其结构简单，能实现灭火弹精准发射，提高灭火效率。

本发明涉及空桥技术领域，且公开了一种用于空桥的乘客踩踏防惯性设备，包括底板，所述底板的表面滑动连接有支撑杆，所述支撑杆的底部设置有横杆，所述支撑杆的顶部滑动连接有踩踏板，所述踩踏板的底部转动连接有承接杆，所述承接杆的底部转动连接有承接块，所述承接块的内部设置有摆杆，所述杠杆远离卡杆的一侧转动连接有挤压杆，所述挤压杆的底部固定连接有挤压板，所述挤压轮的表面转动连接有顶杆，所述顶杆远离挤压轮的一侧转动连接有膨胀气囊，所述膨胀气囊的底部转动连接有限位杆。该用于空桥的乘客踩踏防惯性设备，通过限位杆与横杆的配合使用，从而达到了在空桥移动时，降低乘客所受到惯性力避免乘客跌倒的效果。