飞行器、航空、宇宙航行

一种适于无人机俯冲飞行的双腔体燃油系统及其设计方法，双腔体燃油系统中软油箱的出口与油气分离器上端的进油口通过油泵连通，该油气分离器下端的出油口通过单向阀外接发动机进油口。在所述油气分离器的上端盖上开有进油口和排气口；在该油气分离器的侧壁下部开有出油口；在所述上腔体的侧壁板上安装有液位传感器。油气分离器分为上腔体与下腔体。本发明既能够满足无人机正常飞行时的可靠供油，还能够适应无人机在大机动飞行姿态下，尤其是俯冲飞行及拉起复飞时，燃油系统能够稳定可靠的为发动机供给纯燃油，保证了发动机的正常工作，并能够有效避免无人机在飞行时的偏航、过载、突风等不利因素造成的燃油液面剧烈晃动对出油口处供油可靠性的影响。

本发明涉及一种内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，包括飞行器机体，飞行器机体上表面为Bump前体，下表面为高容积率的乘波体，飞行器机体内部设有进气道、燃烧室和喷管，进气道为高外压缩比内乘波进气道。上述技术方案中提供的内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器，将进气道和乘波体分别置于飞行器机体上下两侧，通过几何布局上的解耦，实现乘波体流场和进气道入口流场的气动解耦，避免因内外流强耦合带来的设计效率低、非设计点外阻大的问题，显著提升高速吸气式空天飞行器的气动设计效率；有效解决现有内外流耦合飞行器总体配重/力矩平衡困难、进气道下移时飞行器推力降低、进气道流向布置范围有限以及飞行器总长受限制的问题。

一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构，属于航天器太阳帆板展开技术领域。本发明解决了现有的太阳翼解锁方式分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大的问题。包括封装壳体、穿装在封装壳体内的排线板、轴向滑动套装在封装壳体上的安装座及螺纹套装在封装壳体上的限位螺母，排线板上排布有电阻丝，排线板的两侧与封装壳体内壁之间夹设有绝缘压板，排线板的两端部与两个绝缘压板之间分别通过螺钉连接，所述安装座固装至星体表面，限位螺母与安装座之间的封装壳体上套设有预紧弹簧，排线板的一端固装有熔断部。本申请结构简单，容易装配、质量轻、冲击小、生产成本低，制作周期短，并且不占用空间，能够满足微纳卫星研发成本低以及可靠性高的需求。

一种基于热刀的太阳帆板展开系统，属于航天器太阳帆板展开及锁定技术领域。本发明解决了现有的微纳卫星太阳能帆板的压紧释放与展开锁定方式存在的分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大的问题。每个帆板与卫星本体之间均通过微型铰链连接，所述帆板上均预埋压紧埋件，所述热刀结构安装在卫星本体上，两个压紧埋件之间通过大力马线连接，通过热刀结构切割大力马线实现帆板的展开，每个帆板与卫星本体之间至少设置一个支撑座，且每个支撑座均与卫星本体固接。本申请用于微纳卫星太阳帆板的压紧释放及展开锁定。具有低成本、结构简单、容易装配、质量轻、冲击小、布片率高、易于标准化模块化等特点。

本发明提供一种增稳减阻的飞行器尾部构型，飞行器尾部为船型尾部，飞行器尾部的周身分布有“双三角”尾翼，所述尾翼包括：内翼和外翼；所述内翼与所述飞行器尾部固连一体，所述外翼与所述内翼连接，为可动舵面。本发明提供的船型飞行器尾部，可以基本不受舵机限制，完成发动机主体到喷口的有效收缩，达到减小飞行器底部面积与底阻的目的。完成有效收缩，不需要不延长飞行器尾部长度，可以减小飞行器长度或增大其它部件安装空间。舵机鼓包与尾翼内翼一体设计，既增加全飞行器升力与全飞行器稳定性，又减小舵机鼓包的飞行阻力，从而提高全飞行器升阻比。

本发明涉及机械设备性能测试技术领域，尤其涉及一种用于舰载直升机着舰辅助设备的可靠性增长平台，包括：可靠性增长平台底座、可靠性增长平台上部加载装置、运动模拟平台；所述可靠性增长平台底座安装在运动模拟平台上，所述可靠性增长平台上部加载装置安装在可靠性增长平台底座的上表面；本发明解决现有技术不能高效、省时、安全以及准确的对舰载直升机着舰辅助设备进行可靠性增长试验的问题。

本发明涉及机械设备性能测试技术领域，尤其涉及一种舰载直升机着舰辅助设备的测试平台及其操作方法，通过双缸并联液压缸驱动着舰辅助设备来模拟着舰辅助设备接近直升机的动作，通过另外单出杆液压缸和双出杆液压缸模拟直升机探杆的动作，实现了对着舰辅助设备性能测试的功能；本发明全过程自动控制，使得测试过程操作更加简单，节省人力物力。

本发明提供了一种不依靠外源驱动的单向热导通的空间辐冷器，包括散热器、导热板、多个形状记忆合金簧片以及复位弹簧，所述散热器安装在导热板上，所述形状记忆合金簧片贴装设置在散热器底部外围；所述复位弹簧设置于散热器底部中心，两端分别与散热器底部中心、导热板固定；形状记忆合金簧片根据记忆温度发生形变，使散热器与导热板分离或接触。本发明提供的辐冷器对平台安装要求极低，具有广泛应用的前景，能够完美实现单向热导通。

本发明公开了一种植保无人机，包括水泵电机、飞行电机、高度检测模块、流量检测模块、控制系统和移动控制终端。水泵电机用于驱动水泵进行农药的泵送；高度检测模块用于检测当前植保无人机的飞行高度并生成飞行高度信号；流量检测模块用于检测流过水泵的农药的流量并生成流量检测信号；控制系统与水泵电机、飞行电机、高度检测模块和流量检测模块电连接，用于控制水泵电机和飞行电机的输出功率，并接收流量检测信号和飞行高度信号；移动控制终端与控制系统通信连接，用于接收用户输入的数据，数据包括基准喷洒值Q和飞行高度基准值H。本发明从喷洒剂量和喷洒高度两方面对农药剂量控制进行了改进，能达到较好的喷洒效果。

本发明公开了一种架空高压线巡检无人机、无人机巡检方法，包括机体，所述机体的四周对称设置有四组飞行组件，每组所述飞行组件包括支架、飞行电机和桨叶，所述支架的一端与所述机体的外表面中间位置固定连接，所述支架的另一端与所述飞行电机的外表面一侧固定连接，所述桨叶与所述飞行电机的输出轴固定连接，所述机体的下表面边缘处对称设置有四组支撑组件，所述支撑组件包括支腿、弹簧、支杆和支脚，所述支腿的顶端与所述机体的下表面固定连接。本发明中，通过设置摄像组件，可以实现第一摄像头的全方位旋转，使得巡检观察更加全面，设置的伸缩机构可以使得伸缩天线展开，提高抗干扰能力，设置的夹持机构，可以处理飘落高压线上的小物品。

本公开实施例提供了一种登机桥的远程控制方法、装置、介质和电子设备，所述远程控制方法包括：获取已停靠的目标飞机的舱门位置和所述登机桥的泊桥位置；根据所述舱门位置和所述泊桥位置规划所述登机桥的第一运动路线；获取人机交互信息，所述人机交互信息在操作人员根据视频数据、音频数据和空间数据进行人机交互操作后生成；根据所述第一运动路线和所述人机交互信息生成操作指令，以控制所述登机桥与所述目标飞机的舱门靠接。本公开实施例的技术方案可以提高登机桥的操控便捷性和操控效率。

本发明公开了一种基于非连续螺纹副的分离解锁装置，主要由限位触发销、盖板、向心调节球轴承、非连续螺母、主驱动弹簧、推力滚针轴承、壳体、上压紧板、下压紧板、非连续螺杆、限位座、分离弹簧、加载螺母和捕获帽等组成。本发明采用整体非连续螺母承载形式，连接预紧整体螺纹副承载时刚度大，并且安装简单，与分瓣螺母形式相比，缩小了螺母的限位机构，不仅提高了连接刚度和强度，也减小了装置触发和承载构型的包络尺寸，使得空间布局紧凑，实现了承载50～100kN能力级别装置的轻小型模块化设计目标，可满足大型复杂航天器的大承载连接需求，还可以实现快响应、低冲击、可重复使用的解锁分离的功能。

本发明属于飞机机翼技术领域，具体涉及一种襟翼与附加翼固连的双缝襟翼。包括附加翼和襟翼，所述附加翼和襟翼之间通过连杆固定连接，固定连接的附加翼和襟翼作为一个整体在一套驱动连接机构的作用下实现收放；在双缝襟翼处于放下状态时，主翼与附加翼之间、附加翼与襟翼之间分别存在一个缝隙，产生双缝襟翼的增升效果。本发明的双缝襟翼通过刚性连接的附加翼‑襟翼结构，在襟翼放下时实现了双缝襟翼的增升效果，同时保持其结构复杂程度与单缝/富勒襟翼相当，在同等结构复杂度条件下提升了升力，从而减小了机翼和襟翼面积需求，降低飞机重量，提升飞机性能。

本发明属于飞机机翼技术领域，具体涉及一种等载荷的三片式翼梢帆片结构及其设计方法。包括机翼翼尖和在机翼翼尖上前后安装的三个翼梢帆片；三个翼梢帆片采用正弯度12％‑14％厚度翼型，帆片根弦弦长为22％±1％Ct，其中Ct为机翼翼尖弦长，帆片的展长为19％±1％Ct，帆片的梢根比为0.6±0.05；从前到后三个翼梢帆片的安装角分别为‑5°±0.3°、‑1°±0.3°和0°±0.3°，使得在设计飞行迎角时三个翼梢帆片基于自身翼面积的法向力系数为0.4±0.02。本发明在3个帆片上载荷相当，各自产生了3个强度相当且同向旋转的小涡流，3个小涡流相互干扰、削弱，降低了总的机翼翼尖涡流强度。

本发明公开了一种液压收放起落架机构，包括液压泵、液压油箱、第一单向阀、安全阀、蓄压调节阀、蓄压单向节流阀、蓄压器、压力继电器、第二单向阀、第三单向阀、卸荷阀、第四单向阀、第一二位二通电磁阀、第二二位二通电磁阀、第五单向阀、应急放二位二通阀、行程开关、应急放下凸轮盘、主起落架液压作动筒、前起落架液压作动筒和主起落架收放作动筒、三个第六单向阀和三组控制阀组。本发明可以有效降低液压能源功率并具有双重应急放下模式，操作简单，可靠性更高，确保飞机起落架能放下安全着陆。

本发明公开了一种一种无人机撒药装置，包括主体和旋翼，所述主体的下端设置有喷药机构，所述喷药机构包括药箱、水泵和混合组件，所述药箱上固定安装有水泵，所述水泵的一端固定连接有进水管，所述进水管伸入药箱内部，所述水泵的另一端固定连接有分水管，所述分水管上固定第一输水管，所述药箱的侧面上固定安装有支撑架，所述支撑架的下端与药箱之间固定安装有支撑座，所述支撑架的一端固定安装有分流管，所述第一输水管与分流管固定连接，所述支撑架的另一端设置有喷洒头，所述分流管上设置有第二输水管，所述第二输水管与喷洒头固定连接；本装置能够有效的防止药物沉淀，避免影响喷洒的效果。

本发明公开了一种全方位移动监控机器人装置，包括支腿，速度传感器，伺服电机，所述支腿的顶部固定连接有固定翼，所述固定翼的顶部固定连接有转轴，所述转轴的外侧壁转动连接有风扇，所述固定翼的外侧壁固定连接有固定座，所述固定座的顶部对称固定连接有导板，本发明通过速度传感器的速度监测，当速度超过阈值时，使得限位块无法对限位板产生限位效果，进而使得降落伞向上移动，由推杆的推动使得降落伞完全打开，防止装置损坏时下降过快导致的设备损坏，保证了监控数据的完整性，通过伺服电机的转动实现了对监控区域的全方位监控，确保了监控区域的安全性，并且达到了对镜面的清理，保证了监控区域的安全性。

本发明公开了一种电驱动舰载直升机快速固定及横移系统，属于舰载直升机技术领域，所述系统包括对内部起到保护作用的盒状壳体、使系统能够自动控制的控制系统、用于传递动力实现机械爪移动的主传动系统和用于机械爪的锁止和解锁的内部执行机构；所述壳体容纳并支撑控制系统、主传动系统和内部执行机构；所述控制系统是具有防爆特性的四周由钢板组成的封闭空间。本发明可自动控制并实现对舰载直升机的探杆捕获、快速系留、校直和探杆释放的功能，在保障舰载直升机安全地着舰和放飞起到了关键作用，且在满足相关性能指标的情况下，优化了传动方案，实现了动力系统电气化，能够适配包括无人机在内的更多机型。

本发明公开了一种基于直轨道的舰载直升机自动牵引装置及方法，属于舰载直升机舰面综合保障技术领域；牵引装置包括用于驱动舰载直升机运动的纵向牵引装置、用于驱动舰载直升机运动的横移装置、用于实时检测舰载直升机于甲板的位姿的两个位置传感器和两个姿态传感器、专家知识库、用于控制并驱动纵向牵引装置与横移装置动作的运动控制器、主控系统、舰载直升机及其探杆；牵引方法包括以下步骤：舰载直升机安全系留、位置测算、姿态测算、专家知识库根据位姿生成牵引方案、位姿校直、索引至机库。本发明有效的解决了现有舰载直升机牵引系统所存在的操作过于繁琐、对操作人员经验要求极高、系统安全性较差等问题。

本发明公开了一种无人机桨叶保护罩，包括相连接的第一罩壳和第二罩壳，所述第一罩壳和第二罩壳所围成的空间用于放置桨叶，所述第一罩壳和第二罩壳的连接处设有弧形筋，所述第二罩壳带有第一安装部，所述第一安装部的外壁朝向所述第一罩壳的一侧带有的连接体，所述第一安装部的内部设有气囊机构。本发明通过设置气囊机构，可以发现无人机是否在坠落，当坠落时，可以通过启动气囊来保护无人机不受损坏，同时，镂空的结构设计，进而将螺旋桨与外部隔开，避免螺旋桨意外伤人割物。同时避免异物撞击螺旋桨，提升飞行安全性。

本发明公开了一种生命检测系统及基于生命检测功能的搜救无人机，该生命检测系统包括雷达成像模块、热成像模块、录像模块、反馈模块、控制模块、供电模块和用于投放定位仪的投放组件；其中，雷达成像模块、热成像模块及录像模块均与反馈模块电连接；反馈模块、投放组件及供电模块均与控制模块电连接。控制模块用于控制供电模块对雷达成像模块、热成像模块、录像模块以及投放组件进行供电，同时控制反馈模块接收来自雷达成像模块、热成像模块以及录像模块反馈的信息，并对接收到的信息进行分析并回传给控制中心；通过本发明的方案，可有效地对飞行地区的生命进行检测并进行实时录制。

本发明涉及一种卫星平台构型，具体地，涉及一种扁平化高载荷承载能力卫星平台。所述卫星平台包括：若干平台单元，连接件和分离机构；其中，若干所述平台单元正反堆叠设置，正反堆叠设置的相邻所述平台单元之间通过所述连接件连接，每个所述连接上均设有分离机构，用于将平台单元以此逐个释放分离。由于采用上述技术方案，本发明采用扁平化平台单元充分考虑整流罩柱段交替串联安装问题，支持高密度堆叠交替安装。采用点式弹簧分离机构支持从上至下逐个释放分离。分体式采用内嵌框架的箱板式构型，减轻了结构重量，提升了卫星承载能力；该模块化微型卫星平台构型采用模块化构型，简化了星上各分系统接口，缩短了生产周期。

本发明公开了一种立柱式卡板定位装配型架，包括中部设置有凸起滑轨的底座，所述底座上平行设置有三根立柱和若干高度可调的外形定位支撑器；所述底座的滑轨上安装有若干组能够滑动的运动导轨组件，每组所述运动导轨组件上均安装有板卡，所述板卡上设置有定位组件，板卡通过定位组件与立柱实现定位与活动连接，底座最后部的立柱上还设置有外形检查定位器和可调压紧组件。本发明通过提供一种完成壁板类、翼面类飞机零组件装配工作的装配型架，其结构设计精简，使用定位销代替传统的螺钉插销，制造和使用均较为方便，体积较小，方便搬运，开敞性高，具有较好的安全性，适宜广泛推广应用。

一种飞机悬挂装置连接孔堵盖结构，包括堵盖和堵盖连接销，其特征在于：所述堵盖适应飞机气动外形面，所述堵盖表面设有凹槽，所述堵盖连接销的头部适应堵盖表面的凹槽，堵盖连接销从凹槽贯穿深入到悬挂装置内部，所述堵盖连接销的端部有小凹槽；所述堵盖结构还包括堵销、弹簧和止动销，所述堵销、弹簧和止动销设置在悬挂装置的安装孔内，堵销固定在悬挂装置的支座上，所述止动销的头部适应堵盖连接销端部的小凹槽，止动销的尾部通过弹簧连接到堵销。止动销通过弹簧的弹力，将堵盖连接销卡紧，进而卡紧堵盖，将堵盖固定在飞机的外表面，使得圆形的堵盖不会轻易旋转，能够很好地适应飞机的气动外形面。使得堵盖能够稳定的固定在飞机的外形面上。

本发明涉及一种高稳定度测控温系统地面试验系统设计方法，针对卫星内部高稳定度测控温系统建立地面检测试验系统。具体分为三个阶段，第一阶段，测温电路噪声测试：针对测温电路单板或单机，配合标准电阻进行测温噪声测试，用于标定测温电路自身的噪声水平；第二阶段，测温组件噪声测试：在完成测温电路自身噪声水平测试后，进行测温组件噪声测试，用于标定整体测温系统的噪声水平；第三阶段，测控温组件地面模拟试验：完成前两个阶段测试后，进行测控温组件地面模拟试验，在真实环境模拟下，进行高稳定度测控温体系的整体噪声测试。本发明实现了高稳定度测控温体系的地面试验。

本发明公开了一种基于深度强化学习的卫星消旋方法，其特征在于，包括以下步骤：标注已知卫星的数据样本建立已知卫星的样本数据集；利用全卷积神经网络训练样本数据集，使得终端能够了解和识别图像或视频中的已知卫星，得到图像或视频中已知卫星的关键点的置信度图；跟踪视频中关键点的运动轨迹，通过PNP算法估计已知卫星的位姿；通过DDPG算法训练最优消旋，空间机械臂的消旋刷刷航天器帆板侧边完成卫星消旋。本发明方法借助深度强化学习，实现对高速自旋的失控卫星的消旋，同时结合视觉信息让计算机跟数据和模型环境接触，训练最优抓取位姿，提高了空间机械臂目标捕获的准确度。

本发明涉及航空推进领域，并且更具体地涉及用于排空和监控从飞行器(100)的发动机(101)排出的流体的排空和监控装置(10)和方法。该排空和监控装置(10)包括至少一个第一进入通道(12)，用于直接从飞行器(100)接收从发动机(101)排出的流体；以及第一质量传感器组件(17)，用于检测已经通过第一进入通道(12)进入的、从发动机(101)排出的流体的至少一个质量参数。

一种旋翼飞机，具有用于驱动旋翼飞机、特别是直升飞机的主旋翼的电动驱动器(E)，其中，所述电动驱动器(E)包括：用于将所述电动驱动器(E)与旋翼桅杆(4)联接以与所述主旋翼或尾旋翼抗扭联接的装置，旋翼桅杆可以与直升飞机旋翼传动装置(2)的驱动单元抗扭地联接，提供一种具有电动驱动器的旋翼飞机，降低了空间需求，简化了结构并减少了维护需求。这是通过将所述电动驱动器(E)设计为电动环形马达实现的，其中，所述电动环形马达被相对于所述旋翼桅杆(4)同轴地布置和安装。

本发明涉及一种自由边界模拟支撑模块包括端板组件、升降机构组件、柔性支撑组件、控制组件；其中，所述端板组件包括上端板和下端板，下端板用于固定所述自由边界模拟支撑模块，上端板用于连接试验产品；所述升降机构组件包括驱动电机、传动轴、齿轮转向器、丝杠、立柱；所述上端板和下端板之间、若干立柱围成空间内设置柔性支撑组件。该支撑模块在试验前后采用升降机构组件实现试验产品的升降，试验过程中采用柔性支撑组件支撑试验产品，一方面实现了模态试验所需要的自由边界模拟，另一方面采用机械结构同步升降解决了目前柔性支撑组件升降安全性差、多柔性支撑浮起过程存在耦合以及其控制方法复杂等问题。

本发明公开了一种蒙皮骨架一体中温快速成型复合材料结构及方法，一种蒙皮骨架一体中温快速成型复合材料结构，包括主梁，所述主梁上包覆有蒙皮，所述主梁的下端固定有右轴承和左轴承，所述右轴承上固定有内端接头，所述左轴承上固定有外端接头，所述主梁的端头上连接有副翼舵机鼓包，所述副翼舵机鼓包上装配有副翼舵机鼓包口盖，所述主梁上通过胶接和托板螺母设置有上端泡沫、前缘内段泡沫、前缘中段泡沫和前缘外段泡沫。能够显著降低翼面的成型时长，并且降低机翼的机体重量，安装更快捷，施工更简单。

本发明专利公开了一种谷物采样挂载装置，主要用于入境船舶谷物的采样工作，旨在提供一种智能化、操作简单、规范性好、采样均匀性佳的谷物采样挂载平台。它包括收集壳体，设置在收集壳体上的有采样器，振动模块，运动模块和能源即控制模块。在某个采样点进行采样时，通过运动模块带动采样器转动进行采样，当采样到达某个设定的采样值时即完成本次采样，等待前往下一个采样点，此采样过程实现了智能化操作，极大的减少了人工劳动任务。

本发明提出了一种大部件多轴全主动运动调姿方法及装置，在进行X、Y、Z方向角度调整时，分别将过产品重心与坐标轴平行的直线作为旋转轴线，给个方向的角度独立调整，在进行各角度变换时保证8轴同步运动。调整过程中各定位器之间的相对位置保持不变，避免对大部件产生应力损坏调姿部件。

本发明提出了一种飞机大部件多轴主随动调姿方法及调姿装置，围绕数控定位器的多轴主随动运动，四组数控定位器配合球头，球窝实现调姿飞机大部件XYZ轴的移动和旋转调姿，调整过程中不产生外部应力。

本发明公开了一种无人机及其动力装置，所述动力装置包括驱动组件和动力组件，驱动组件包括：安装座、舵机、传动组件、丝杆和转动件，舵机安装于安装座上；传动组件与舵机传动连接；丝杆的外周面上设有第一螺纹段和第二螺纹段，第一螺纹段与传动组件螺纹传动连接；转动件与第二螺纹段传动连接，以将丝杆的平移运动转化为转动件的旋转运动，其中，动力组件包括动力电机和与螺旋桨组件，动力电机与螺旋桨组件相连，动力电机驱动螺旋桨组件旋转，动力电机与转动件连接，以随着转动件的转动而转动。根据本发明的无人机的动力装置，能够通过直接改变螺旋桨组件旋转的方向，从而改变无人机在空中飞行的方向，结构简单。

本发明公开了一种无人机，所述无人机包括：机身总成，所述机身总成包括储物装置；机臂装置，所述机臂装置为两个且分别位于所述机身总成的两侧，每个所述机臂装置的长度两端分别为内端和外端，所述机臂装置的所述内端安装于所述机身总成；动力装置，每个所述机臂装置的所述外端分别安装有一个所述动力装置，每个所述动力装置均包括动力单元，所述动力单元包括动力电机和安装于所述动力电机的螺旋桨；两个所述动力装置产生的升力共面成预设平面，所述预设平面穿过所述储物装置。根据本发明实施例的无人机，无人机的结构简单，体积较小，生产成本较低，且平衡性与可控性较好。

本发明公开了一种飞行器的机身组件及飞行器，机身组件包括：机身、多个机臂和多个支撑臂。多个机臂沿机身的周向分布，每个机臂包括第一臂段和第二臂段，第一臂段的一端与机身相连且相对机身固定，第一臂段的另一端与第二臂段可转动地相连，支撑臂的数量与机臂的数量相同且一一对应，每个支撑臂邻近对应的机臂，每个支撑臂的一端与机身可转动地相连，每个支撑臂的另一端与第二臂段可拆卸地相连，在机臂处在展开状态时，第二臂段位于第一臂段的轴向一侧，第二臂段与对应的支撑臂相连，在机臂处在折叠状态时，第二臂段与对应的支撑臂分离，第二臂段位于第一臂段的径向一侧。根据本发明实施例的机身组件，机臂可以实现折叠且折叠结构可靠。

本发明公开了一种无人机的动力机构和无人机，无人机包括机臂装置，动力机构包括动力装置和驱动装置，驱动装置包括驱动组件、输出轴和第一传动组件，沿输出轴的轴向、输出轴相对机臂装置可移动，驱动组件用于驱动输出轴移动，第一传动组件用于将输出轴的动力传递给动力装置以带动动力装置相对机臂装置绕预设轴线转动，预设轴线与输出轴的轴线平行或重合。根据本发明实施例的无人机的动力机构，采用了一个可沿自身轴向移动的输出轴以及第一传动组件将驱动组件的动力传递给动力装置，传动形式简单，应用在无人机上时，能方便有效地改变无人机的飞行状态，并使得无人机的结构简单紧凑、尺寸小巧。

本发明公开了一种喷洒装置和具有其的飞行器，所述喷洒装置包括：驱动电机、安装外壳、密封件、喷洒模块和第一防水定位件，安装外壳内形成有容纳驱动电机的安装腔，安装腔的底壁上形成第一轴孔，密封件设于安装外壳的下端，密封件上形成有与第一轴孔对应的第二轴孔，喷洒模块设于密封件的下端，喷洒模块包括：连接轴和离心喷洒盘，连接轴的一端与离心喷洒盘相连，连接轴的另一端适于与穿过第一轴孔和第二轴孔后与驱动电机的输出轴相连，第一防水定位件设于安装外壳和密封件之间。根据本发明实施例的喷洒装置的密封性较高，从而提高喷洒装置的使用寿命，同时也提高喷洒装置的喷洒效率和喷洒效果。

本发明公开了一种无人机，所述无人机包括：机身总成、机臂装置、动力装置以及驱动装置，机臂装置的长度两端分别为内端和外端，机臂装置的内端安装于机身总成，动力装置安装于机臂装置的外端，且动力装置包括动力单元，动力单元包括动力电机和安装于动力电机的螺旋桨，驱动装置包括驱动机构和拉线，驱动机构安装于机身总成，拉线与驱动机构和动力装置分别相连，以使驱动机构通过拉线驱动动力单元相对机臂装置绕预设轴线转动。根据本发明实施例的无人机，有利于提高无人机的结构紧凑性、减轻机臂的重量。

本发明公开了一种用于无人机的机身组件和具有其的无人机，所述机身组件包括：安装框；连接梁，所述连接梁与所述安装框固定连接，所述连接梁为一体成型件；多个机臂，多个所述机臂间隔地设在所述连接梁上。根据本发明的机身组件，连接梁的生产效率高、结构强度高，可以有效地提高机身组件的装配效率。并且可以在一定程度上降低连接梁的重量，使机身组件轻量化。

本发明公开了一种飞行器的机身组件和具有其的飞行器，机身组件包括：机身；多个机臂，多个机臂沿机身的周向分布，每个机臂的一端与机身可转动地相连；多个支撑臂，支撑臂的数量与机臂的数量相同且一一对应，每个支撑臂邻近对应的机臂，每个支撑臂的一端与机身可转动地相连，每个支撑臂的远离机身的一端设有锁止组件，支撑臂通过锁止组件与对应的机臂配合；其中，每个机臂具有展开位置和折叠位置，锁止组件具有锁止状态和解锁状态，在锁止状态，锁止组件将机臂锁定在展开位置，在解锁状态，锁止组件与机臂脱离，机臂可转动至折叠位置。根据本发明的机身组件，机臂可以实现折叠，机臂在展开位置时结构稳定可靠。

本发明公开了一种喷洒装置和具有其的飞行器，所述喷洒装置包括：驱动电机、安装外壳、喷洒模块和换热件，所述安装外壳内形成有容纳所述驱动电机的安装腔，所述安装腔的底壁上形成第一轴孔，所述喷洒模块设于所述安装外壳下端以离心喷洒溶液，所述喷洒模块包括：连接轴和离心喷洒盘，所述连接轴的一端与所述离心喷洒盘相连，所述连接轴的另一端与穿过所述第一轴孔的所述驱动电机相连，所述换热件围绕所述安装外壳的外周壁设置，所述换热件与所述安装外壳之间限定出第一换热腔。根据本发明实施例的喷洒装置，可以对驱动电机散热，从而可以提高驱动电机工作的稳定性，进而可以提高喷洒效率和喷洒效果。

本发明公开了一种无人机，所述无人机包括：机身总成、机臂装置、动力装置以及驱动装置，机臂装置的长度两端分别为内端和外端，机臂装置的内端安装于机身总成，动力装置安装于机臂装置的外端，且动力装置包括动力单元，动力单元包括动力电机和安装于动力电机的螺旋桨，驱动装置安装于机臂装置的外端，且驱动动力单元相对机臂装置绕预设轴线转动，预设轴线与机臂装置的外端的中轴线平行或重合。根据本发明实施例的无人机，有利于调节无人机的飞行姿态，且有利于提高无人机的模块化设计。

本发明公开了一种用于无人飞行器的喷洒系统和具有其的无人飞行器，所述喷洒系统包括：喷洒装置和中转储液容器，所述喷洒装置适于离心喷洒溶液，所述中转储液容器设于所述喷洒装置上，并与所述喷洒装置连通，所述溶液经过所述中转储液容器进入所述喷洒装置后进行喷洒。根据本发明实施例的喷洒系统，可以均匀地进行喷洒作业，以提高喷洒效果。

本发明公开了一种无人机，包括：机身总成；机臂装置，机臂装置为两个且位于机身总成的两侧；动力装置，每个机臂装置的外端分别安装有一个动力装置，每个动力装置均包括动力单元，动力单元包括动力电机和安装于动力电机的螺旋桨；驱动装置，驱动动力单元相对机臂装置绕预设轴线转动，两个动力装置产生的升力共面于预设平面S3，预设轴线与预设平面的夹角为θ，θ满足：0≤θ≤20°。根据本发明的无人机，无人机的结构简单，体积较小，生产成本较低，且在无人机飞行过程中，可将螺旋桨产生的推力在沿两个动力电机的排布方向上的分力控制在较小范围内，能量损失小，飞行效率高。

本发明公开了一种双旋翼无人机，包括：机身总成，机身总成上设有储料装置；机臂装置，机臂装置为两个且位于机身总成的相对两侧，每个机臂装置的长度两端分别为内端和外端，机臂装置的内端安装于机身总成上；动力装置，每个机臂装置的外端分别安装有一个动力装置，每个动力装置均包括动力单元，动力单元包括动力电机和连接动力电机的螺旋桨；两个螺旋桨的旋转轴线与两个机臂装置的轴线共面，两个机臂装置的轴线的交点位于储料装置内；喷洒装置，喷洒装置安装在机臂装置的外端，喷洒装置与储料装置相连。该双旋翼无人机有利于保持飞行平衡性，提升工作效率。

本发明公开了一种无人机的机臂装置及具有其的无人机，所述机臂装置包括：机臂本体，所述机臂本体的内端与无人机的机身总成相连；机臂端座，所述机臂端座与所述机臂本体的外端相连，所述机臂端座设有安装腔，所述无人机的驱动装置安装于所述安装腔内，所述无人机的动力装置可转动地安装于所述机臂端座且位于所述安装腔外，且所述无人机的驱动装置的部分伸至所述安装腔外以驱动所述动力装置相对于所述机臂端座转动。根据本发明的无人机，通过将驱动装置安装于安装腔内，可实现对驱动装置的可靠安装，有利于使得无人机的结构紧凑，优化无人机的结构布局，同时机臂装置的结构简单，加工难度较低。

本发明公开了一种无人机，包括机身总成、机臂装置和动力装置。机臂装置为两个且分别位于机身总成的相对两侧，每个机臂装置的长度两端分别为内端和外端，机臂装置的内端安装于机身总成，机臂装置由内端到外端向上倾斜设置，每个机臂装置与水平面之间的夹角为9‑35度，机臂装置的外端分别安装有一个动力装置。每个动力装置均包括动力单元，动力单元包括动力电机和螺旋桨。根据本发明实施例的无人机，无人机的重心相对升力作用点更低，可提高无人机飞行稳定性，而且无人机结构简单，体积较小，生产成本较低。

一种动力重心式飞机，采用的技术方案主要由飞机机身、机头、机翼、垂直安定板、水平安定板、动力装置、发电装置、储电装置、机轮、控制机构等部件组成。飞机机身为长方体型，飞机机翼投影面积为长方形整体机翼，在飞机重心垂直线机身上下方及机翼上方布置动力装置，机身、机翼、垂直安定板、机轮固定杆整体焊接而成。在水平安定板上设置可带动水平安定板向上转动90°的转动轴。在飞机动力装置入口及风力发电装置入口安装“螺旋曲线缠绕抛物线式通风罩”，飞机设计浮力大于飞机自重及极限载重量之和。在空中不会解体，不会沉入海底。用于农业生产、用于国防。

公开了驻车制动系统、操作驻车制动系统的方法及飞行器。一种驻车制动系统，该驻车制动系统包括：一个或多个压力换能器，监测驻车制动系统的流体压力；以及制动选择装置，被配置成指示驻车制动系统处于接合状态或脱离状态。驻车制动系统包括一个或多个处理器和耦接到一个或多个处理器的存储器。存储器存储包括数据库和程序代码的数据，该程序代码在被一个或多个处理器执行时，使驻车制动系统确定驻车制动系统的流体压力小于阈值压力。响应于确定驻车制动系统的流体压力小于阈值压力，驻车制动系统命令制动选择装置指示驻车制动系统处于脱离状态。