飞行器、航空、宇宙航行

一种采用同步解锁双拔销器的空间保护罩装置包括，保护罩支架，为圆环结构，其上设有两个凸耳卡槽、凸台；两个拔销器组件，固定在所述凸耳卡槽上；保护罩，为圆形，设有一对凸耳结构，与两个所述凸耳卡槽位置相匹配；熔断解锁装置，包括：热熔线、两根不锈钢细丝、电加热器；锁紧状态时，所述电加热器压紧在所述热熔线上，各个所述凸耳卡槽分别与各个所述凸耳结构通过各个拔销器组件销接固定；解锁状态时，所述热熔线被所述电加热器熔断，通过分别与该热熔线两端连接的不锈钢细丝触发两个拔销器组件的拔销开关，接着将所述保护罩弹射离开保护罩支架，实现解锁操作。本发明的优点在于：性能稳定、保护罩可降解、质量轻、可靠性高。

本发明公开了一种航天器轨道转移的允许控制集合构建方法，先获得了初始和终末的位置、速度。再根据初始状态获得所有可能的脉冲轨道转移控制量，根据所有可能的脉冲轨道转移控制量构建轨道转移段允许控制集合；在动力下降段根据初始点的位置构建动力下降的允许控制集合。使其不必在每种情况下都完整的计算一遍轨道的各阶段，在同等算力下降低了计算时间，易于在轨实时计算。采用构建允许控制集合的方法便于多阶段任务的离线计算，并可将允许控制集合作为预案，实现紧急状态下的制导律快速获取。

本发明公开了一种基于自主滤波阶切换的非线性卫星轨道确定方法，属于卫星轨道确定领域。利用高阶方法适合于非线性较强时的精确状态估计，及低阶方法适合于滤波器进入平稳阶段的高效率滤波，通过设计自适应滤波阶切换策略，在保证精度的前提下，在一个估计过程中根据需要动态改变滤波阶。在滤波过程中，通过计算测量新息并检验滤波一致性特性，当系统非线性较强时，采用高阶算法保证精度；当滤波过程进入稳定状态时，采用低阶算法保证效率。该方法不仅保持原有非线性扩展卡尔曼滤波采用高阶时的高精度特点，同时继承了低阶运行时的高效率，普遍适用于卫星、空间碎片等的轨道确定，可加速高精度卫星轨道确定的执行速度。

本发明涉及线夹检测设备技术领域，且公开了一种线夹X光检测用无人机。一种线夹X光检测用无人机，包括无人机，所述无人机通过安装机构与射线器固定连接，所述无人机的底部固定安装有起落架，所述无人机顶部的右侧固定安装有支架，所述支架的顶部与成像板固定连接，所述无人机顶部的右侧设置有挂接机构；本发明通过设置环形的无人机机身，射线器往上发射，射线贯穿无人机机身，不干扰无人机工作。成像板通过绝缘的支架和无人机机身顶部固定连接，刚度好。挂接机构的设置保证了无人机挂接的便捷与稳定；挂线后，为了减少震动，节省无人机电池用电，无人机停桨。拍摄完毕，再启桨控制无人机脱线，落地。

一种用于水平起降航天运载器质心控制的贮箱布局方法，实现水平起飞航天运载器贮箱布局与推进剂消耗可控、可按需设计，解决此类航天运载器水平起飞、飞行过程中配平难度大的问题。通过采用此方法，实现飞行器质心落入控制期望的位置区间，从而降低抬头起飞难度，降低飞行中控制配平难度，本方法适合水平起飞的火箭发动机运载器，及各种组合动力运载器。

一种带有前馈补偿的新型CMG操纵律设计方法，属于航天器控制领域。航天器GNC模块在每个控制周期内不仅计算各个CMG的框架角速度指令，而且计算由于星体角速度影响而施加在各个CMG框架轴的陀螺力矩，将这两部分同时提供给CMG单机，用于确定控制律。与现有技术相比，本发明给出的方法利用陀螺力矩的信息，对CMG单机进行前馈补偿，从而放宽对星体角速度的约束，解决星体角速度较大时出现的CMG失速问题。

本发明公开了一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，包括机体和若干推进器，机体圆柱状回转体，推进器绕机体中心线圆周均布，推进器通过机臂连接在机体表面，推进器为喷气式发动机或者是螺旋桨式。推进器共三个，机臂与机体的连接为可旋转的活动连接，机臂的旋转轴线垂直于机体中心线并与机体中心线相交。无人机还包括若干尾翼，尾翼圆周均布在机体尾部，尾翼数量与推进器数量相同，尾翼根部设有折叠机构用于将尾翼伸出或收回。通过各推进器出射角以及出力即可完成无人机的平飞、转向、俯仰调整的姿态变化，还加入了无人机的自转姿态变化，组合灵活多变，可以通过简单控制即可完成非常复杂的飞行动作。

本发明公开了一种具有多机翼同步折叠机构的无人机，包括机体和若干推进器，机体圆柱状回转体，推进器绕机体中心线圆周均布，推进器通过机臂连接在机体表面，推进器为喷气式发动机或者是螺旋桨式。推进器共三个，机臂与机体的连接为可旋转的活动连接，机臂的旋转轴线垂直于机体中心线并与机体中心线相交。无人机还包括若干尾翼，尾翼圆周均布在机体尾部，尾翼数量与推进器数量相同，尾翼根部设有折叠机构用于将尾翼伸出或收回。通过各推进器出射角以及出力即可完成无人机的平飞、转向、俯仰调整的姿态变化，还加入了无人机的自转姿态变化，组合灵活多变，可以通过简单控制即可完成非常复杂的飞行动作。

一种大型箱板式通信舱结构，从几何上由内向外分为隔板与外板，舱体空间被2层水平板从下到上分为下舱、中舱、上舱。从装配关系上，下舱隔板、中舱隔板、2层水平板与南北外板不可拆，形成具备总装模块化工艺性的内构架；上舱隔板与对地板不可拆，形成局部总装模块化工艺性的天线舱结构；10块东西板、天线舱结构、内构架相互可拆；从传力体系上，通信舱大质量载荷主要分布在东西南北、对地外板上，本发明从外板将大质量分散载荷逐渐集中，并最终汇集到通信舱的平台舱接头处。本发明的通信舱结构提供了多达40㎡的舱体外表载荷安装面积，确保了大面积载荷、大通路转发器、大面积载荷舱散热的连接需求。

本发明公开了一种用于无人机的防侧翻缓冲脚架及其缓冲方法，包括：通过阻尼器连接的装配板和缓冲脚架，装配板底面连接阻尼器，缓冲脚架包括通过固定组件连接的平衡台板和支撑架组件，平衡台板上表面等角度设置若干导轨，平衡台板外周侧面等角度设置若干固定组件，固定组件包括固定架和设置在固定架之间的第一传动轴，第一传动轴外侧均设置定滑轮，通过第二传动轴连接的第一支撑构件和第二支撑构件，第二支撑构件上表面设置安装架，安装架之间设置卷收器，卷收器通过预紧带连接配重滑块，配重滑块沿导轨移动缓冲脚架在反作用下推动自身旋转，通过阻尼器控制旋转速度，直至相邻的支架机构接触地面。

本发明公开了一种自平衡无人机脚架及其平衡方法，包括：托板以及等角度设置在托板外周底的支撑杆组件，沿托板上表面径向等角度设置若干滑轨，托板外周侧面等角度设置若干第一弹性转轴和若干定滑轮，第一弹性转轴连接支撑杆组件，支撑杆组件包括两个关于托板轴线对称的支架机构，支架机构包括折叠构件和连接在折叠构件上的配重构件，通过预紧绳连接的配重滑块和卷收器，卷收器通过固定件连接第二支撑杆，预紧绳从下至上依次经过动滑轮和定滑轮连接配重滑块，配重滑块沿滑轨运动。通过改变配重滑块在滑轨上的位置，无人机的重心位置向另一个卷收器方向偏移，减弱无人机脚架落地时对地面的斜向作用力，从而使无人机脚架快速调整到平衡状态。

本发明公开了一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法及系统，所述方法包括：采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态；对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模；在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制；在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略；通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。本发明能够在实现卫星初指向控制的基础上，通过卫星带动激光进行捕获和扫描不确定区的方法，提高了卫星的姿态稳定度，并达到更高的姿态相对指向控制精度，实现远距离分布式卫星间的高精度对准。

本发明涉及一种保护无人机技术领域，具体涉及一种无人机保护装置、无人机装置及其驱动方法，无人机保护装置包括保护叶、伸缩件和连接板，所述伸缩件一端连接所述保护叶，以带动所述保护叶伸缩移动；连接板设置于所述伸缩件的另一端与无人机旋翼之间；其中，所述伸缩件的另一端与所述连接板之间转动连接，使得所述保护叶可以转动至所述无人机旋翼的上方或所述机架的支撑脚的下方。本发明无人机保护装置可用于多种类型的无人机装置上，对无人机装置起到较为全面的保护作用，且机构简单、灵活性强，较为实用。

本申请公开了一种自动实现同步轨道卫星位置保持的方法及装置，该方法包括：设置点火参数、卫星任务模式、位置保持操作作业调用规则、位置保持操作作业脚本执行流程以及故障判读规则；根据点火参数、卫星任务模式、位置保持操作作业调用规则、位置保持操作作业脚本执行流程以及故障判读规则基于SCL语言生成位置保持作业脚本集，其中，位置保持作业脚本集包括多个位置保持作业脚本；根据当前卫星位置保持操作任务以及位置保持操作作业调用规则从位置保持作业脚本集中调用位置保持作业脚本，并根据位置保持作业脚本自动实现同步轨道卫星位置保持。本申请解决了现有技术中卫星位置保持操作的质量和效率较低的技术问题。

本发明公开了一种具有实时监控功能的无人机，包括支脚、支腿和支架，所述支脚上侧设置有所述支腿，所述支腿上侧设置有所述支架，所述支架上侧设置有太阳能板，所述太阳能板内侧设置有风机孔。有益效果在于：本发明通过设置的IRI1101热成像仪，使得无人机在夜晚时也可以进行有效的监控，大大提高监控质量，通过设置的电磁波反射涂层，使得无人机在进行监控时不容易被电磁波探测器发现，避免监控工作的失败。

本发明公开了一种用于飞机发动机参数采集设备的参数标定方法，通过激励器给定信号对飞机发动机参数采集设备进行测试数据采集记录，将采集记录的AD转换电压值进行多项式拟合，将符合误差范围的多项式的系数作为参数标定量以配置文件形式存放于飞机发动机参数采集设备的数据存储区，供其正常采集各个发动机参数信号转换计算成实际物理量。本发明利用多项式拟合各个模拟量的电压值与对应激励器给定测试信号量来进行参数标定，减少了传统直接对飞机发动机参数采集电路进行信号调理所带来的繁琐；通过增加测试样本、调整多项式阶数或分段拟合等方法进行多项式拟合，实现参数标定，提高了发动机参数采集计算的精度。

本发明公开了一种无人机喷管的独立悬挂减震装置，包括机翼和喷管，所述机翼的底部设置有固定组件，所述固定组件的一侧套接有固定筒体，所述喷管设置在固定筒体的内部，所述固定组件由相互焊接的柔性固定部和卡接部组成，所述机翼的底部开设有方形槽，所述卡接部与方形槽活动连接，所述固定筒体的内部均匀设置有充气变形管，所述柔性固定部上设置有外螺纹，所述固定筒体的端部设置有内螺纹，所述外螺纹与所述内螺纹相互螺接，所述充气变形管设置在两个柔性固定部之间，所述充气变形管与外界气源连接，所述固定筒体上均匀开设有气囊挤出槽，充气变形管的内部呈折叠状设置有气囊，本发明，具有功能多样和防止侧翻的特点。

本发明属于在飞机上的配置技术领域，尤其涉及一种同时具备电动和手动控制尾轮锁的装置，包括电动推杆和手柄，电动推杆包括电机、推杆和控制装置，推杆的前端用于与手柄连接；推杆上设有条形孔，条形孔的前端设有球头柱塞，条形孔内滑动设置旋轴，球头柱塞用于固定旋轴；手柄上设有与旋轴相适配的旋孔，手柄上设有销轴孔，销轴孔内滑动设置销轴，销轴还与锁销连接，锁销用于插入轮叉中的锁闭孔。本发明实现了电动与手动调节尾轮锁装置的开启与锁闭状态的功能。

本申请提供一种用于飞机壁板精度自修正的变形监测方法及系统。所述变形监测方法包括：确定所述飞机壁板在制造过程中影响变形的关键特征；使用基于结构光的双目摄像机对所述关键特征进行实时监测；根据实时监测结果进行关键特征变形误差计算，获得变形数据；根据所述关键特征的变形数据进行数值解算，获得整体变形数据。采用结构光作为成像光源，有效避免了普通白光光源照射到金属壁板上时的反光问题。同时结构光成像操作简单，不需要在被测物体表面粘贴大量的相机识别标识，大大减小工作量。使用双目摄像机式监测变形，测量范围大，测量响应较快，并且使用结构光作为特征匹配光源，保证了测量精度。

本发明涉及一种榫卯式无螺钉螺栓盖板式热防护结构及其制备方法。所述盖板式热防护结构包括表面防热盖板、隔热材料固定组件和N块隔热材料活动组件，N大于等于2；N块隔热材料活动组件与表面防热盖板采用榫卯方式活动连接，隔热材料固定组件塞入各个隔热材料活动组件与表面防热盖板之间共同形成的空隙内部，用于最终将隔热材料活动组件与表面防热盖板限位固定，构成盖板式热防护主体结构。

本发明提供机场和车辆。本发明涉及的机场是配备有车辆(10)的机场。车辆(10)具有用于向外部供给电力的外部供给单元(PL)，机场具备能够经由外部供给单元(PL)从车辆(10)接收电力的电力接收设备(30)。本发明涉及的机场，在伴随灾害发生了停电的情况下，能够从机场所配备的车辆接收电力。

一种民用火箭的活塞式回收装置，在现有技术中加入剪切筒活塞结构作为过度，利用物理的机械结构提高破坏成功率。本发明通过活塞推进结构、降落伞筒对降落伞的约束结构、两侧开槽的降落伞筒结构和头罩的螺栓紧固保证回收装置能可靠工作。工作时，位于系统底座的点火装置在接收点火信号后被点燃，产生的点火压力推动活塞向头部方向运动，活塞结构中的剪切筒在活塞的作用下做相同运动，剪切筒推动剪切板带动头罩使头罩和壳体产生相对位移，连接两者之间的剪切销钉被破坏，头罩分离打开，头罩内的伞绳拉动降落伞筒中的降落伞脱离壳体，完成开伞动作，使开伞过程安全可靠。

本申请涉及用于飞机的T型尾部接头组件。描述一种T型尾部接头组件，其被用于将左和右水平稳定器机械地联接到竖直稳定器。在一种实施例中，T型尾部接头组件包括多个下肋弦构件，每个下肋弦构件均具有第一基部构件、从第一基部构件的第一表面突出的第一翼片、接近第一基部构件的端部在第一翼片中的凹口以及从第一基部构件的与第一表面相反的第二表面突出的附接构件。T型尾部接头组件进一步包括多个上肋弦构件，每个上肋弦构件均具有第二基部构件、从第二基部构件的表面突出的第二翼片以及接近第二基部构件的端部在第二翼片中的凹口。T型尾部接头组件进一步包括：被布置在上肋弦构件和下肋弦构件之间的多个翼梁配件，其中翼梁配件接合下肋弦构件的第一翼片中的凹口和上肋弦构件的第二翼片中的凹口；以及多个翼梁弦，其被联接到多对所述上肋弦构件和所述下肋弦构件并将其间隔开，其中所述多个翼梁弦接近第一基部构件和第二基部构件的端部。

一种用于管理用于验证飞行器的轮胎的充气压力的系统中的能量的方法，包括：通过压力传感器来测量所述轮胎中的每一者的至少一个充气压力，获得与所述轮胎中的每一者有关的唯一标识数据，以及经由无线通信链路将如此收集到的测量值和数据发送至设置在所述飞行器内或所述飞行器外的处理单元，以使它们可供飞行员或维护操作员使用，发送所述测量值和数据的步骤是根据由检测所述飞行器的机轮的运动的运动检测器给出的触发信号(只要速度低于预定最大速度)按非周期性的方式来执行的，当超过此最大速度时，该发送步骤被中断并且所述压力传感器置于待机，并且在发出警报之际，中间数据发送序列能在此发送步骤期间被触发。

本发明公开了用于检测直升机主桨叶接近信号器(12)的一种便携式接近信号器原位检测仪及其检测方法。该检测仪包括检测仪主机、检测仪配件、箱体(17)；所述检测仪主机包括电源模块、检测模块，电源模块与检测模块电连接；所述检测仪配件包括充电器(13)、金属靶标(14)、隔离插头(15)和检测电缆(16)。所述检测模块包括A、B两组，分别用于检测直升机①、③、⑤、⑦号主桨叶接近信号器(12)和②、④、⑥、⑧号主桨叶接近信号器(12)。本发明实现了直升机主桨叶接近信号器的原位检测，提高了装备维修安全性和工作效率。

本发明公开了一种起落系统以及无人机，涉及航空技术领域，包括可转动的设置在机身上的起落架；以及直线驱动组件，直线驱动组件的伸出端可滑动的卡在起落架，直线驱动组件的固定端设置在机身上。使用本发明的起落系统时，当需要收起起落架时，直线驱动组件在第一方向运行，将收起后的起落架吸附在机身侧面；当需要展开起落架时，直线驱动组件在第二方向运行，直线驱动组件推动起落架展开以支撑机身。可见，采用本发明的起落系统可以将起落架切换为展开状态或者收起状态，展开状态时能够使得无人机在起降状态得到有效的支撑，从而不容易发生翻倒的问题，从而延长无人机的使用寿命。

一种用于电液伺服致动器(26)的控制系统(50)设想：控制器(55)，其产生控制电流(I)，该控制电流设计成控制电液伺服致动器(26)的致动，从而基于位置误差(e)实现位置控制回路，该位置误差(e)是电液伺服致动器(26)的参考位置(Pos)与测量位置(Pos)之差；和限制级(58)，其联接到控制器(55)以提供对电液伺服致动器(26)的致动器速度的限制；限制级(58)限制要提供给电液伺服致动器(26)的驱动电流(I)的变化率，以便限制致动器速度。

一种垂直起飞和着陆的个人飞行设备，该飞行设备被认为是由在其间铰接的两个独立部分构成的双翼机设备，第一独立部分包括驾驶员座舱(1)，驾驶员座舱铰接到第二部分，第二部分由机翼组件(6)形成，驾驶员座舱1通过两个铰接件(3)附接到机翼组件(6)，铰接件固定在机翼的直立的中央竖直支撑件(7)中，并且以这种方式，驾驶员座舱在机翼支撑结构内部具有有限的摆动可能性，机翼支撑结构进而设置有四个导管类型的螺旋桨(9)，所述螺旋桨由电发动机(20)驱动，其中两个螺旋桨设置在顶部机翼上，两个螺旋桨设置在底部机翼上，从而形成一种四轴飞行器，在每个螺旋桨的导管(10)的入口边缘上设置有环形喷射狭缝(11)，并且操作设备所需的电能由放置在飞行员座椅下方的电池(14)提供，电池通过速度调节器将电能传输到发动机，设备的整个操作借助于设置在双翼机的上机翼的中央部分中的飞行计算机(17)来管理，并且用机翼和发动机来完成垂直定向的起飞，飞行设备借助于固定在机翼末端中的起落架(15)降落到地面上，飞行设备如四轴飞行器一样起飞，并且通过减小机翼的倾角来完成到巡航飞行的过渡，由于机翼前进时的阻力增加同时飞行设备的平移速度增加，倾角自然地减小，并且同时，由于驾驶员座舱(1)的低重心并由于允许驾驶员座舱相对于机翼组件(6)旋转的接合点(3)，驾驶员座舱保持在竖直位置，并且着陆以类似于四轴飞行器的方式实现，降低速度导致机翼的倾角增大，直到机翼返回到着陆需要的垂直面。

一种拍照方法、相机、无人机和存储介质，其中，该拍照方法包括：响应于延时摄影功能的启动，拍摄第一图像后控制相机处于休眠状态；迭代执行如下过程，直至满足迭代截止条件：若相机处于休眠状态的时间达到图像拍摄间隔时长，则唤醒相机以拍摄第二图像，控制相机处于休眠状态。在迭代结束后，根据已拍摄的图像生成对应的视频。相机在间隔拍摄图像期间，拍完图像后随即处于休眠状态，降低了相机的功耗。

一种舵机自检的方法、舵机自检装置、控制器、舵机、可移动平台及计算机可读存储介质。舵机包括电源(Vcc)、H桥驱动单元(11)、驱动器(12,13)以及电机(14)。H桥驱动单元(11)包括第一桥臂(111)和第二桥臂(112)，第一桥臂(111)包括第一上开关管(AH)和第一下开关管(AL)，第二桥臂(112)包括第二上开关管(BH)和第二下开关管(BL)，第一上开关管(AH)和第二上开关管(BH)共同连接至电源(Vcc)，第一下开关管(AL)和第二下开关管(BL)相连接，第一上开关管(AH)和第一下开关管(AL)之间的第一连接点(P1)及第二上开关管(BH)和第二下开关管(BL)之间的第二连接点(P2)连接至电机(14)。第一连接点(P1)引出第一采样点(M1)，第二连接点(P2)引出第二采样点(M2)。该方法包括：在关闭驱动器(12,13)的情况下，获取第一采样点(P1)处的第一电压(U1)及第二采样点(P2)处的第二电压(U2)；及基于第一电压(U1)和第二电压(U2)来确定舵机是否发生故障。

一种推进单元包括电机转子、螺旋桨叶片和枢转止动件。电机转子绕中心旋转轴线旋转。螺旋桨叶片包括第一螺旋桨叶片和第二螺旋桨叶片，每个螺旋桨叶片具有安装到电机转子的近端基座，使得螺旋桨叶片是绕中心旋转轴线可旋转的。第二螺旋桨叶片枢转地附接到电机转子以独立于电机转子绕中心旋转轴线枢转有限的角度。枢转止动件机械地限制第二螺旋桨叶片相对于第一螺旋桨叶片的枢转量。

磁悬浮空心风扇悬浮无接触，无磨擦磨损。旋翼叶片由内毂和外毂相连成一体，翼尖部有外毂作保障，翼叶面宽受力大不变形，翼根部远离圆中心有足够空间设置翼根，因旋翼叶片数多、叶面宽，旋翼实度达0.9以上，所以低速运转就能产生大风量的推动力。转速低噪音就小，降噪。采用圆盘式直线电机作动力驱动，着力点远离圆中心，据杠杆原理可用十分之一或更小的动力就能产生相当于机械中心轴传动所需的大功率发动机产生的动力效果。采用数台小功率直线电机驱动，启动用电流小，且利散热。通过上下缓冲气室端盖上的可调向圆形、扇形进排气口及栅叶片和前后端进排气口及栅叶片相配合，开闭转换改变气流方向的风态模式，实现垂直起降、悬停、飞行。

本发明提供了一种用于植被喷洒农药的无人机，属于农业生产技术领域。它解决了碰到大风天气时，无人机飞行过程中产生倾斜，导致喷洒出的农药流被吹偏、吹散，使农药很难均匀的落到农作物上，导致农药喷洒的均匀性差的问题。本用于植被喷洒农药的无人机，包括下端均设有开口的壳体，所述壳体的后端壁设有注料口，所述壳体的下端固连有两个支撑杆，两个所述支撑杆关于壳体的中心线呈左右对称分布，每个所述支撑杆下端固连有底座，所述壳体内限定有储料腔，所述壳体的上端面设有风控机构。本用于植被喷洒农药的无人机使用更加稳定、效率更高。

一种用于无人机惯性抛射的装置，包括发射高度及角度调节机构、惯性驱动机构、无人机的惯性旋转和安装固定机构、无人机的触发解锁机构以及控制器。发射高度及角度调节机构用于调节无人机的初始发射高度和发射角度。惯性驱动机构用于提供动力，驱动无人机的惯性旋转和安装固定机构的旋转，进而为无人机提供惯性抛射力。本发明通过发射高度及角度调节机构、无人机触发解锁机构和控制器来控制无人机固定的高度、角度和解锁时机，以使得无人机获得所需的初始抛射角度以及速度。本发明可以控制无人机的惯性抛射速度，实现不同载荷的无人机抛射。本发明结构设计合理，操控方式简单，能源提供方便，发射灵活性强且连续发射能力强。

本申请公开了一种双摆臂式菱形四轮地面移动系统，实现地形适应性能优良、结构简单、车体姿态平稳、高轻量化。包括：车体、安装于车体上的双摆臂式悬架子系统及四轮独立驱动子系统；双摆臂式悬架子系统包括两组摆臂机构及差速平衡机构，每组摆臂机构包括两个相对角度固定的摆杆，四轮独立驱动子系统的前轮、后轮、左轮及右轮均具有独立驱动，前轮、后轮、左轮及右轮分别与摆杆连接。

干气孔，气孔通过导管与气泵相连接。每个导管均有单独控制的流量阀。流量阀由控制器单独控制，从而调节每个气孔的吸气流量，来控制机翼上表面的压力分布形态。该技术方案的重点之处在于如何根据实时的飞行状态，如飞行速度、高度、迎角等动态调整各个流量阀，实现需要的压力分布形态。本发明能够在宽工况范围内实施有效控制流动，显著提升飞行器气动特性，具有流动控制效率高的优势。

本发明公开了一种无人机迫降保护设备，包括无人机骨架，所述无人机骨架内设有缓冲机构，所述无人机骨架内设有控制器用于控制无人机电机的控制从而达到无人机的操控，所述控制器下方设有感应机构，该装置结构简单，操作简便，该装置在使用时，当无人机失去动力后，由于失重的状态会触发无人机的迫降设备启动，从而使得在下落过程中，降低下落的速度，并且落在地面后，通过弹簧的缓冲降低了对无人机的损耗，并且如果在下落地点是水上时，通过充气使得浮力增大，从而使得无人机上端的贵重部分得到了保护，并且该设备不仅可以再利用，也使得无人机可以再次回收，不仅保护了重要的设备，也保护了重要的信息，非常的方便。

本发明公开了一种电动智能消防大载重多旋翼灭火无人机，包括无人机本体、挂架以及灭火器罐，无人机本体搭载两块可拆卸动力电池，大大延长可作业时间，无人机本体自身配备两套降落伞，安全可靠；无人机通过挂架搭载灭火器罐飞向起火楼层，无需地面支撑，可以快速实现高层灭火，减小火灾造成的损失。本发明所述的一种电动智能消防大载重多旋翼灭火无人机，其结构合理，具有使用方便、灭火高度不受限制等优点，有效解决现有消防救援设备无法快速扑灭高层建筑火灾的问题。

本发明的实施例提供了一种飞机驾驶舱结构及飞机，涉及飞机领域。旨在使飞机安全气囊的实用性更好。飞机驾驶舱结构包括驾驶舱、操作平台、操纵杆、驾驶座以及气囊装置；操作平台、操纵杆以及驾驶座均设置在驾驶舱内，操纵杆位于操作平台与驾驶座之间，气囊装置安装在操作平台上；气囊装置包括气囊，气囊具有第一部，第一部用于在气囊膨胀后形成第一凹槽，第一凹槽用于容纳操纵杆。飞机包括飞机驾驶舱结构。气囊装置启动后，气囊膨胀，膨胀后的气囊上形成凹槽，凹槽能够容纳操纵杆，使操纵杆保持在原来的位置，不会影响飞行员进行后续地驾驶操作，提高飞行员快速响应的速度。

本发明属于无人机技术领域，公开了一种电动大载重多旋翼无人机机身，设置有主梁，机身结构中含有两根主梁，贯穿机头至机尾，中间含有多个减重孔和相关加强筋。其中减重孔可以进行结构减重和配合航电走线。主梁与框、底板、连接角片、连接组件、连接件相互连接，构成机身整体结构。主梁与框多颗铆钉铆接，主梁与底板多颗铆钉铆接，主梁与连接角片多颗铆钉铆接，主梁与连接组件多颗螺钉连接，主梁与连接件多颗螺钉连接。本发明机身主要材质为铝合金，具有易加工、质量轻、强度高的性能特点，同时具有结构性能好、稳定性强、工艺成熟、加工成本低、易于装配及后期维修等优点。

本发明提供一种单发多旋翼飞行器，涉及飞行器设备技术领域，包括机身，所述机身设置有发动机，所述发动机与一离合器连接，所述离合器与主动带轮连接，所述发动机固接在所述机身上；包括同步传动介质，以及分布在所述机身四角的第一从动带轮、第二从动带轮、第三从动带轮以及第四从动带轮，还包括旋转翼，所述旋转翼上连接有攻角调节器，所述第一从动带轮、第二从动带轮、第三从动带轮以及第四从动带轮的上端与所述旋转翼连接，所述机身上还设置有飞行控制器和舵机，所述舵机与所述攻角调节器连接。本发明的有益之处是，通过一个发动机即可带动多个旋转翼转动，减少发动机的数量，减轻机身重量，节约生产成本，续航能力强。

本发明提供一种单发三旋翼飞行器，涉及飞行器设备技术领域，包括机身，所述机身设置有发动机，所述发动机与离合器连接，所述离合器与主动带轮连接；包括同步传动介质，所述机身上设置有第一从动带轮、第二从动带轮、第三从动带轮，所述同步传动介质均与所述主动带轮、第一从动带轮、第二从动带轮、第三从动带轮传动连接，还包括主旋转翼、副旋转翼，所述主旋转翼、副旋转翼上连接有攻角调节器，所述第一从动带轮与所述主旋转翼连接，所述第二从动带轮、第三从动带轮上端分别设置有所述副旋转翼。本发明的有益之处是，通过一个发动机带动多个旋转翼，减少发动机数量，减轻机身重量，节约生产成本，续航能力强。

本发明提供一种单发四旋翼飞行器，涉及飞行器设备技术领域，包括机身，所述机身设置有发动机，所述发动机与离合器连接，所述离合器与主动带轮连接；包括同步传动介质，所述机身边角上设置有第一从动带轮、第二从动带轮、第三从动带轮，所述同步传动介质均与所述主动带轮、第一从动带轮、第二从动带轮、第三从动带轮传动连接，还包括主旋转翼、第一副旋转翼、第二副旋转翼、第三副旋转翼，所述主动带轮与所述主旋转翼连接，所述第一从动轮、第二从动带轮、第三从动带轮上端分别设置有所述第一副旋转翼、第二副旋转翼、第三副旋转翼。本发明的有益之处是，通过一个发动机即可带动多个旋转翼转动，减轻机身重量，节约生产成本，续航能力强。

本发明公开了一种混合翼无人机旋翼臂快速拆装机构，包括无人机，所述无人机的顶部设置有四个安装座，所述安装座的两侧均设置有旋翼臂本体，所述旋翼臂本体的内部开设有第二安装槽，所述第二安装槽的一侧内壁滑动连接有对称设置的两个横板，两个所述横板相互靠近的一侧固定连接有同一个第一拉簧，它还公开了使用方法。本发明的有益效果是：本发明结构简单；通过拉动两个拉板，并将其卡合在凹槽内，将旋翼臂本体插入第三安装槽内，再解除拉板的制动，并通过第一卡合组件、第二卡合组件和第三卡合组件实现旋翼臂本体和安装座的安装，只需用手竖直拉动两个拉板，使两个拉板相互远离即可实现旋翼臂本体的拆卸，操作简单。

本发明公开了一种低空航磁探测无人机，包括装置本体，装置本体的顶端可拆卸安装有驱动机构，驱动机构的顶端转动连接有旋翼，装置本体的一端可拆卸安装有尾翼，装置本体的底端从左到右依次可拆卸安装有前起落架和主起落架，装置本体的另一端可拆卸安装有伸杆，伸杆的另一端可拆卸安装有筒体，筒体的顶端活动套接有顶盖。本发明通过设置了屏蔽罩，利用了屏蔽罩位于驱动机构和磁通门之间正中处表面，且屏蔽罩的材质为坡莫合金，从而使得屏蔽罩将剩磁磁场“吸收”到磁屏蔽罩中，从而减少对磁探头的干扰，进一步增加了该装置的使用效果，提高了该装置在运行时的稳定性能以及安全程度。

本发明提供了一种SAR天线板间电缆超稳定控温装置，包括：多层隔热组件、板间电缆和热敏电阻，其中，多层隔热组件包覆在SAR天线上，多层隔热组件能够随着SAR天线收拢与展开；热敏电阻设置在板间电缆上，板间电缆处于SAR天线的背面；当卫星在轨运行时，多层隔热组件通过控制板间电缆的温度振荡维护SAR天线的成像性能。本发明还提供了一种SAR天线板间电缆超稳定控温方法，本发明能够满足板间电缆在不同空间环境和内功耗条件下的温度需求，板间电缆要求在不同空间环境和内功耗条件下的温度需求为‑5～5℃范围，且温度振荡不超过5℃，具有较高的适应性。

本发明公开了一种滑台式机械臂以及安装滑台式机械臂的无人机，属于无人机技术领域，解决了高空检测作业的问题。其技术方案要点是：其包括有基座架、通过牵引结构安装在基座架上的滑台机构，滑台机构能够相对于基座架进行转动；滑台机构包括有滑台基座、连接在基座之间的丝杠、设置在丝杠上的滑块结构以及滑台电机，滑台基座底部与基座架连接；滑台机构与其滑台电机相对的一端设有具有锁定结构的连接机构；以及一种安装滑台式机械臂的无人机。本发明为建筑物表面作业提供一个稳定的无人空中作业平台，减少或摒弃传统人员高空作业风险，减少重特大安全事故的发生概率、人工地面操作无人机飞行检测高效。

本发明涉及无人机装备技术领域，特别涉及一种无人机电子控制机构。解决现有技术中的无人机机械电控部件占用无人机空间较大的技术问题。包括：无防护盖板封闭无人机机体时，能够位于一预设位置、且第一接触部件和第二接触部件能够接通产生一第一接通信号；第一执行单元能够接收第一接通信号、并驱动一锁紧部件将防护盖板和无人机机体锁定在预设位置；锁紧部件具有一第三接触部件；锁紧部件将防护盖板和无人机机体锁定在预设位置时，第三接触部件与第四接触部件接触产生一第二接通信号，并由一第二执行单元接收以控制无人机电源的通断。本技术方案设置的方式可以大幅度的减少无人机机体配置的机械机构部分，从而有效地增加无人机的整体空间利用率。

基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面反设计方法，包括以下步骤：1)根据高超声速飞行器总体设计需求指定全三维前体激波曲面；2)将全三维前体激波曲面离散为一系列参考平面内的前体激波曲线，利用弯曲激波理论求解对应的流场以及曲锥前体压缩面；3)以进气道唇口为输入条件，指定与之相匹配的全三维鼓包激波曲面；全三维鼓包激波曲面与步骤2)获得的曲锥前体压缩面的相贯线即为鼓包压缩型面前缘型线；4)将全三维鼓包激波曲面与鼓包压缩型面前缘型线以参考平面的形式进行离散，利用弯曲激波理论进行求解，获得参考平面内的基准流场及鼓包压缩型线，将所有参考平面内的鼓包压缩型线进行组合即可获得基于曲锥前体的高超声速鼓包压缩型面。

基于弯曲激波理论的全三维乘波体反设计方法，1)根据设计要求指定全三维基准流场内三维外流激波，全三维外流激波采用椭圆或非轴对称形状设计；2)将全三维外流激波离散为一系列参考平面，根据全三维外流激波角、激波曲率以及波后参数，利用弯曲激波理论求解对应的全三维外压缩基本流场；3)设计全三维乘波体捕获型线并在步骤2)的全三维外压缩基本流场中进行流线追踪得到高超声速全三维乘波体下表面压缩型面，所述型线采用椭圆曲线或非轴对称形状；4)以下表面压缩型面为基础对高超声速全三维乘波体进行几何构造：根据容积率要求，将乘波体上表面构造为平面或凸面，获得在设计飞行状态下基于弯曲激波理论的全三维乘波体。