飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种具有减振起落架的无人机，包括：机身；机臂，机臂与机身相连；旋翼组件，旋翼组件设于机臂的远离机身的一端；起落架，起落架包括第一管件和第二管件，第一管件的轴向两端分别与第二管件相连，第二管件位于第一管件上方，第二管件的远离第一管件的一端转动安装有连接板，连接板与机身可拆卸相连，第一管件的外周壁上设有外螺纹；套筒，第一管件上外套有多个间隔开的套筒，套筒的内周壁上设有内螺纹，内螺纹与外螺纹螺纹配合；和柔性件，柔性件被构造成呈环形且沿套筒的轴向方向延伸，柔性件可拆卸地外套在套筒上。本装置可通过转动套筒，调整套筒的位置进而调整柔性件的磨损面和磨损位置，以延长使用寿命。

本发明公开了一种机臂可折叠的无人机，包括：机身；第一臂管，第一臂管的一端与机身相连，第一臂管的远离机身的一端外套有第一卡环，第一卡环的外周壁上设有限位座，限位座上设有限位槽；第二臂管，第二臂管的一端外套有第二卡环，第二卡环与第一卡环转动连接，第二卡环的外周壁上设有滑动座，滑动座上滑动安装有滑板；紧固件，紧固件与限位座相连；旋翼组件，旋翼组件设于第二臂管的远离第一臂管的一端；无人机具有第一状态和第二状态，在第一状态，滑板滑入限位槽内，第一臂管的轴线与第二臂管的轴线共线，紧固件将滑板固定在限位座上，在第二状态，滑板滑出限位槽，第二臂管相对第一臂管可转动，由此可实现机臂的折叠。

本发明公开了一种具有伸缩机臂的无人机，包括：机身；机臂，机臂包括第一臂杆和第二臂杆，第一臂杆的一端与机身相连，第一臂杆上设有可移动的紧固轴，紧固轴的一端设有柔性垫，第一臂杆的内周壁上设有限位凸起；第二臂杆的外周壁上设有沿第二臂杆轴向延伸的导向槽，导向槽的槽底壁设有限位凹槽，限位凹槽为多个，多个限位凹槽沿导向槽的长度方向间隔排布，第二臂杆可滑动地伸入第一臂杆内，限位凸起位于导向槽内，第二臂杆滑动以使得限位凸起与其中一个限位凹槽配合，紧固轴移动以使得柔性垫与第二臂杆抵接以固定第二臂杆；旋翼组件，旋翼组件设于第二臂杆的远离第一臂杆的一端，本装置可实现机臂的伸缩。

本发明公开了一种机臂可伸缩的无人机，包括：机身；第一臂管，第一臂管的一端与机身相连，第一臂管内部中空，且第一臂管的远离机身的一端敞开；旋转头，旋转头被构造成环形，旋转头的轴线与第一臂管的轴线共线，旋转头设于第一臂管的远离机身的一端且相对机身可绕自身轴线转动，旋转头的内周壁上设有内螺纹；第二臂管，第二臂管的外周壁的至少部分区域设有外螺纹，第二臂管的一端穿过旋转头伸入第一臂管内，且外螺纹与内螺纹螺纹配合，旋转头转动以驱动第二臂管沿其轴向移动；旋翼组件，旋翼组件设于第二臂管的远离旋转头的一端。本装置在使用时，旋转头转动可以带动第二臂管轴向移动，从而可实现机臂长度的调整，调节方式简单，方便使用。

本发明公开了一种适用于无人直升机舱体固定的安全扣件装置，包括上扣件和下扣件、环形锁定扣和快拆销件；所述上扣件与上舱盖固定连接，所述下扣件与主舱体固定连接；通过上扣件和下扣件、环形锁定扣和快拆销件等几种关键结构是组合装配可形成对连接件周面以及多个方向同时紧固，保障连接件结构可靠性以及稳固性，满足了无人直升机舱体固定的设计要求。

本申请公开了一种海洋卫星回归轨道确定方法及装置、存储介质，所述方法包括：根据卫星观测幅宽和重访周期内的运行圈数，确定不同刈幅的卫星实现全球全覆盖的最小回归天数；根据卫星的最小回归天数以及轨道参数，确定卫星的轨道高度、轨道倾角、交点周期、卫星运行圈数和卫星轨道回归周期；根据潮汐的各分潮进行潮汐混叠分析，确定潮汐混叠方程，将卫星轨道回归周期代入潮汐混叠方程，计算各分潮的混叠周期；基于各分潮的混叠周期计算各分潮混叠信号之间的会合周期；判断各分潮的混叠周期是否可分，若不可分重新确定卫星的轨道高度、轨道倾角、交点周期、卫星运行圈数和卫星轨道回归周期，直至确定出合适的海洋卫星回归轨道的相关参数，作为设计参数。

本发明公开了一种多机型直升机旋翼动平衡仿真台机构，包括上盘(1)、内轴(5)、外轴(12)、下盘(15)、弹性套柱销联轴器(26)、电机(30)、伞齿轮轴(41)、内轴伞齿轮(43)。本发明利用一个伞齿轮轴(41)带动内轴伞齿轮和外轴(12)的伞齿轮的方式实现双轴共轴、同转速、反向旋转输出的功能，通过拆装上盘(1)、下盘(15)及在上盘(1)、下盘(15)上安装相应配重可以仿真单旋翼直升机旋翼动平衡状态(包含各种奖叶数及转速的机型)及共轴双旋翼直升机旋翼动平衡状态(包含各种奖叶数及转速的机型)，具有传动平稳、噪音低的特点，为各型直升机旋翼动平衡监测技术研究的仿真提供不平衡振动信号创造了条件。

本发明提供了一种仿生飞行器油箱，包括舱体件、第一端框件和第二端框件，所述第一端框件、第二端框件分别固定在所述舱体件的两端形成第一容纳腔，所述舱体件内壁面或外壁面设置有至少一条燃油冷却通道，所述燃油冷却通道前端设置连通到第一容纳腔的进油口，所述燃油冷却通道后端设置一根出油管。所述燃油冷却通道为单通道螺旋形结构、多通道螺旋形结构、多通道平行结构或者多通道近似平行结构等。本发明通过在油箱承载结构上集成类仿生物循环系统的燃油冷却通道，能够很好地运用燃油热沉对飞行器进行降温，减少防热层的使用，进而增加燃油容积提高航程。

本发明公开了一种新型无人机补光装置，包括云台、拍摄箱、机壳、第一导向支杆和第二导向支杆，所述云台固定在无人机主体的底端，所述拍摄箱安装在云台的底端面中心处，拍摄箱的内部设置有摄像头，拍摄箱的底端通过固定板、连接板和第一电机固定连接放置机壳的导向支架，所述导向支架的内部对称安装有两组第二电机，其中两组第二电机的机轴均在机壳内同轴固定连接有传动轴，所述第一导向支杆与第二导向支杆均设置有两组，其中在每组传动轴位于机壳外的一端上均套有一组第一导向支杆和一组第二导向支杆。该新型无人机补光装置，调节了两组补光灯之间的相对位置，进而可以根据需要调节补光的强度大小。

本发明公开了一种缓冲效果好的无人机支撑装置，包括第一固定架、第二固定架、紧固螺栓、底板和支腿，所述第一固定架和第二固定架呈U型板状结构，所述第二固定架的两端突出段外侧边上固定有滑条所述第一固定架和第二固定架组成安装架，安装架的底部四角均铰接安装有支腿，所述支腿底部处铰接安装有缓冲结构，安装架的底部四角且靠近支腿处均水平固定有底板，所述底板底部铰接安装有支撑结构，所述支撑结构远离底板的一端铰接安装在支腿的内侧边上。该缓冲效果好的无人机支撑装置，设计合理，能在工作过程中对无人机进行很好的缓冲减震，并能在需要时根据无人机的底架大小不同对支撑装置进行调整，适合推广使用。

本发明公开了一种地外天体采样返回舱的自动开关舱门，该自动开关舱门包括金属舱门、舱门防热结构、压紧释放装置、锁定装置、传动装置、驱动装置以及分离螺母；锁定装置和分离螺母均固定安装于金属舱门的内侧，锁定装置用于将处于关闭状态的金属舱门锁定于门框；传动装置固定安装于门框，与驱动装置传动连接，并包括与金属舱门固定连接的舱门轴，用于将驱动装置提供的旋转运动转变为金属舱门的直线平移运动和旋转运动，以实现金属舱门开关动作；压紧释放装置固定安装于返回舱，并与分离螺母配合实现对开启状态的金属舱门进行压紧固定和解锁释放。上述自动开关舱门具有运动包络空间小、受环境因素影响小的优点。

本发明涉及一种用于碳纤维支撑杆式太阳翼的零重力补偿装置，其特征在于包括固定式吊绳、固定式装置、随动式吊绳、跟随式装置，其中：固定式吊绳一端固定在固定式装置上，另一端固定在与太阳翼模拟墙相连接的撑杆上；随动式吊绳的一端固定在跟随式装置上，另一端固定在与太阳翼外板相连接的撑杆上；固定式装置，安装于固定位置，包括位置可调的吊绳的安装点，用于安装固定式吊绳，该吊绳安装点始终位于撑杆与太阳翼模拟墙相连接的根铰的轴线上；跟随式装置，位置能够随着太阳翼外板作以板铰为轴的圆周运动叠加直线运动的复合运动，包括位置可调的吊绳安装点，用于安装随动式吊绳，该吊绳安装点始终位于撑杆与太阳翼外板相连接的板铰的轴线上。

本发明公开了一种火星车自主休眠与唤醒控制方法，为器上选用能源相对充分工况下自主休眠策略还是能源匮乏工况下自主休眠策略提供了依据，提升了自主休眠策略的使用灵活性；根据火星车在每个火星日的峰值电量判断是否需要进入休眠态或进行最小工作模式，并可在能源状况好转后从最小工作模式自主恢复为正常工作模式；适用于火星车在火面检测到沙尘后尽快休眠，保证火星车休眠后能保留充足的电量，为后续唤醒后在最小工作模式下充电以恢复能源平衡提供基础；结合火星车在每个火星日的峰值电量和火星车当前实时电量，共同判断是否需要进入休眠；该策略适用于唤醒后使用，旨在唤醒后尽可能使用蓄电池来维持供电不进行休眠，同时又保护蓄电池不被过放。

本发明一种基于星时驱动的电推进位置保持方法，对电推进点火任务参数进行预处理，按参数是否根据任务变化的特点分为策略参数和属性参数；通过星时驱动，按时间顺序依次进行电推力器每轨点火前的初始化工作、矢量调节机构转向调节、电推力器参数配置、开机弧段处理。本发明实现了电推进的多轨道和多弧段的自动点火任务，提高了卫星的自主运行能力，点火轨道数和弧段数可地面灵活配置，具有更好的灵活性和可扩展性。

本发明公开了一种临近空间浮空器及其控制方法，浮空器包括携带球、保护球、平漂载体球和负载，所述平漂载体球设置在所述保护球内，该平漂载体球和保护球同时与位于下侧的所述负载连接，所述携带球连接在所述保护球的上侧，且所述携带球和保护球之间设置有切断连接的分离装置。本发明利用净举力经验公式给平漂球充入合适的浮力气体，在白天施放，平漂球系统通过外套气球进行保护隔离阳光和臭氧，通过串球携带的方式将平漂系统带入指定高度进行平漂，通过抛舱装置实现浮空器载体的昼夜转换，使胶乳气球平漂时长最长能达到24小时。

本发明公开了一种直升机液压舵机试验器及试验方法，属于舵机测试技术领域，此试验器包括箱体和主电路，其中主电路的输入单元的输入端用于与直升机上的电源相连，输出端分别与各指示单元的一端相连，指示单元的另一端则与输出单元相连；电压调节单元的输入端与输入单元相连，输出端与极性选择开关的一端相连，极性选择开关的另一端分别与各伺服阀开关的一端相连，各伺服阀开关的另一端则与输出单元的对应端相连；各配平阀开关的第一输入端均与电压调节单元的输出端相连，各配平阀开关的第二输入端均与极性选择开关的另一端相连，各配平阀开关的输出端均与输出单元的对应端相连。本发明具有结构简单、操作简便、安全可靠且测试效率高等优点。

本发明涉及一种基于法向过载的总攻角控制方法，在配平翼未成功展开时，通过下述方式进行控制：分析纵向短周期运动，简化俯仰平面内的动力学方程；建立期望法向过载即法向过载指令为零；根据简化的俯仰平面内的运动方程，推导攻角偏差与法向过载的关系；基于实测法向过载与期望法向过载的偏差，结合推导的法向过载与攻角偏差的关系，求解控制力矩，按照控制力矩进行控制。

一种用于将乘客登机桥(10)从飞机(1)自动分离的方法，该飞机(1)具有机身(2)和机门(3)，乘客登机桥(10)初始位于对接位置，其中，乘客登机桥(10)的桥头(13)与机门(3)对准，所述方法包括以下步骤：‑检测开始信号以开始分离过程；‑确认安全状况；‑自动将乘客登机桥从对接位置移动到停放位置。

本发明从飞行装置出发，尤其是用于无人驾驶飞机的飞行装置，所述飞行装置具有至少一个基体（12a；12b；12c；12d；12e）和至少一个或多个布置在所述基体（12a；12b；12c；12d；12e）上的升力螺旋桨（14a；14b；14c；14d；14e），所述升力螺旋桨被设置用于升起和/或推进所述基体（12）。提出，所述飞行装置包括多个布置在所述基体（12a；12b；12c；12d）上的控制螺旋桨（16a；16b；16c；16d），所述控制螺旋桨是与所述升力螺旋桨（14a；14b；14c；14d）不同地构造的并被设置用于调动所述基体（12a；12b；12c；12d）。

本发明公开了一种民用飞机雷达罩的维修工装，属于雷达罩领域，一种民用飞机雷达罩的维修工装，包括基座，所述基座底部四角固定连接有移动轮，所述基座顶部中间偏左的位置固定连接有支撑台，所述基座顶部且位于支撑台右方的位置固定连接有两组相对称的支撑柱，每组两个所述支撑柱相对的一侧之间转动连接有转轴，所述转轴外壁固定连接有驱动轮，所述基座顶部且位于支撑柱右方的位置固定连接有斜板支撑，所述斜板支撑左侧靠近顶部的位置转动连接有稳定套，所述稳定套内部活动套接有雷达罩，它可以实现，对雷达罩进行维修时，维修人员不必离开雷达罩即可对不同位置的损坏进行维修，给维修带来便利且节省维修时间。

本发明公开了一种双段扑翼机传动机构，包括电机、机架中板、机架后板、一对曲柄、一对末级齿轮、二级齿轮轴、二级双联齿轮、初级齿轮、一对末级传动轴。本发明的双段扑翼机传动机构将末级齿轮与扑动机构的曲柄通过插销分别固定在末级传动轴，末级齿轮两端都有支撑，使末级的两个齿轮受力简单且可靠。本发明解决了末级齿轮采用传统悬臂支撑，容易滑齿，极限功率小的问题；相较于普遍的末级齿轮与扑动机构的曲柄固连，将末级齿轮与扑动机构的曲柄分开，末级齿轮和曲柄的受力情况较为简单，使曲柄的形变更小，扑动动作受材料弹性形变影响较小，使扑动动作更接近理论设计状态。

本发明公开了一种双段扑翼飞行器机架，包括机架中板、机架后板、机架撑板、电装模组、上骨架、下骨架、尾舵模组、机架尾板。本发明设计了一种双段扑翼飞行器机架，通过三根碳纤维杆做骨架，固定各个机架板，同时为飞控、舵机提供了一个安装平面。本发明解决了由于扑翼在空中扑动冲击影响下，尾部刚度不足，尾舵控制力较弱而导致飞行品质下降的问题；相较于采用单根主梁或者主梁加支撑的结构方式，采用三根碳纤维杆做骨架，结构简单，装配方便，提升整体刚度，使尾舵在扑动过程中因机身刚度不足的形变更小，降低飞行控制难度。

本发明提供了一种被动隔振的两轴四框架机构光电吊舱，在不改变两轴四框架光电吊舱内框架和外框架结构的前提下，能够有效地解决中高频振动对光电吊舱侦察精度的影响，通过在载机基座和外框架、外框架和内框架间增加隔振机构进行两级隔振，有效地解决中高频振动对光电吊舱工作的影响。同时，两级隔振设计缩小了内外框架间距离，可以有效利用吊舱本体的空间、减小内框架的配重。总结来说，本发明能有效解决各种中高频振动引起的角位移，提升光电吊舱的测量精度，增加光电吊舱内部空间使用效率，可广泛应用于各型机载体、舰载光电吊舱中。

本发明公开了一种组合式膨胀型平漂气球的释放方法，包括下述的步骤：(1)根据所需平漂高度，确定内外球规格，将两个及以上的气球内外球嵌套组合；(2)根据组成构件的重量，进行净举力计算与修正，然后计算出内外球拉力值与气量；(3)确认充气顺序，精准控制内外球气量，使内外球均充气至所需的拉力值，然后连接仪器并施放。本发明能灵活快速的以较低成本、较高成功率实现高空较长时间驻留探测，及较大高度范围的覆盖探测，既可实现气球高效施放，又能保证所需升速与数据的准确性。

本发明的实施例公开一种圆柱形飞行器结构舱体的散热面扩大装置，包括：固定螺钉孔、安装法兰和主散热结构，其中主散热结构，采用扇形延展结构，用于为所述舱体扩大散热面；安装法兰，用于安装和固定主散热结构，使装置与所述舱体的舱壁建立热连接；固定螺钉孔，用于将所述散热面扩大装置连接到舱体结构本体外壳，为所述安装法兰提供安装位置。主要用于解决该飞行器有限结构尺寸下的高功耗设备散热问题，能够在不改变现在舱体内部设备布局的前提下，根据内部设备功率进行外尺寸灵活设计，有效解决固定结构外形下高功耗设备的被动热控设计问题，随舱体尺寸及内部功耗设备情况灵活调整，无活动部件，设计简便；结构厚度低，重量轻，扩展能力强。

本申请提供一种飞机整机的落震试验系统及落震试验方法，所述落震试验系统包括：升降机构，与试验厂房的起重机相连，用于抬升或释放飞机；测量平台，设置于所述升降机构下方，用于承接释放的飞机，包括：承载平台，包括中央孔；一组测力传感器，设置于所述承载平台下方的地面上，为所述承载平台提供支撑；测速仪，设置于所述中央孔下方，用于测量飞机的下沉速度。利用试验厂房的起重机对飞机进行悬挂，更具通用性、成本低、使用便捷；使用电机驱动一体化的升降机构实现飞机的抬升和释放，代替手动绞盘，既可以节约人力又可以适用于更重的飞机。在试验过程中同时获得飞机下沉速度，满足试验规范要求。

本发明涉及一种自跟踪型零重力卸载吊挂装置，用于实现被卸载件的自跟踪吊挂卸载功能，该装置通过质心转动单元、旋转吊环、以及外圆导轨和外圆滑车的组合运动实现被卸载件三维运动过程中吊挂装置的吊挂卸载力自跟踪通过质心，实现被卸载件的质心零重力卸载。该装置通用性好，安装调试简单，重量轻，操纵方便。

本发明涉及用于低噪音交付物品的无人机，尤其涉及用于交付物品的固定翼无人机、用于固定翼无人机的起飞着陆装置、由无人机和起飞着陆装置组成的系统以及同于所述系统的进场方法。固定翼无人机具有机翼控制面、至少两个驱动单元、至少一个机尾组件、至少一个向后突出且可从后方接近的结构件、物品保持装置、接收单元和控制单元。起飞着陆装置容许固定翼无人机无声地着陆在竖向结构上。

本发明涉及一种飞行器轮子和制动器组件，包括：‑轮子(20)和制动器(21)，包括至少一个摩擦构件(31)、致动器支架(24)和由该致动器支架保持的至少一个制动致动器(25)；‑第一测量设备，该第一测量设备布置成测量轮子(20)的旋转速度；‑第二测量设备，该第二测量设备布置成测量摩擦构件(31)的温度；‑数据集中器(40)，该数据集中器布置成获取由第一测量设备和第二测量设备产生的测量信号，并且处理测量信号处理并将该测量信号发送到外部，该数据集中器(40)安装在致动器支架(24)上。

本文教导了用于飞机的推进系统。该推进系统包括但不限于配置成产生气体射流的发动机。该推进系统还包括喷嘴，该喷嘴与该发动机联接并且布置成接收所述气体射流。该喷嘴具有配置成可扩张和收缩的喉部。该推进系统还包括与该喉部可操作地联接的控制器。该控制器配置成控制该喉部扩张和收缩，并且通过控制该喉部扩张和收缩来控制由所述气体射流施加的推力的大小。该控制器还配置成当飞机以本地声速或高于本地声速飞行时，通过控制该喉部扩张和收缩来控制推力的大小。

本发明涉及一种基于无人机的遥感监控系统，包括无人飞机本体，所述无人飞机本体左侧面和右侧面均连接有支撑杆，所述支撑杆的底面连接有第一电机，所述第一电机的输出轴表面固定套接安装有螺旋桨，所述无人飞机本体的底面连接有支撑腿。本发明所述基于无人机的遥感监控系统，设置有第二电机、丝杆和第一滑杆，第二电机转动使得丝套在丝杆的表面滑动，带动保护罩在第一滑杆的表面滑动，两个保护罩向遥感传感器的两侧打开，将遥感传感器露出，避免了无人机飞行时遥感传感器的表面积灰的情况，提高了被测数据的精准度。

本发明涉及电动机领域，且公开了一种小型无人机电动机，包括安装板、固定板和电动机，所述固定板的顶部安装有固定座，所述电动机安装在固定座上，所述固定板安装在安装板的顶部，所述固定座的顶部固定连接有顶部加固板，所述固定座的顶部和顶部加固板的底部均安装有与电动机相贴的导热软垫，所述固定座的内部开设有多个互相连通的底部散热空间，所述底部散热空间的内部安装有中空的底部导热板。该小型无人机电动机，源源不断的向导气管内注入低温气体，形成一个完整的气体回路，使得气体的流转更加顺畅，能够更加高效的带走电动机上的热量，使得电动机的温度更低，工作更加稳定和安全。

一种多边形螺旋桨直升机，机身顶部重心的上边设置中心螺旋桨，以中心螺旋桨的旋转中心为水平多边形的中心，水平多边形的顶角到水平多边形的中心的距离相等，该水平多边形的中心、中心螺旋桨的旋转中心和多边形螺旋桨直升机的重心在水平面的投影重叠，水平多边形的每个顶角都设置一个相同的定距螺旋桨，中心螺旋桨是定距螺旋桨或变距螺旋桨，一个发动机驱动一个顶角上的定距螺旋桨，这些发动机是相同的，另一个不同的发动机驱动中心螺旋桨，驱动中心螺旋桨的发动机的功率大于或等于驱动水平多边形顶角上的定距螺旋桨的发动机的功率总和，机身下靠近重心附近设置起落架，多边形螺旋桨直升机，具有结构简单，载重量大的优点，适合长时间飞行。

本发明公开一种无人机旋翼保护结构及无人机，该无人机旋翼保护结构包括机臂、安装管、电机和旋翼，安装管的外管壁上设置有第一连接臂和第二连接臂，第一连接臂和第二连接臂内设置有插入孔，插入孔内插入有导热管，所述安装管内设置有导热限位盘，所述导热限位盘上设置有与电机的输出轴末端相配对的轴孔，所述导热限位盘通过导热管悬在安装管内，所述电机插入安装管内并与导热限位盘固定连接，所述第一连接臂和第二连接臂末端均设置有缓冲装置，所述缓冲装置上设置有弧形防护板，所述弧形防护板上连有弧形缓冲构件，所述弧形防护板和弧形缓冲构件构成半圆状设置；该无人机旋翼保护结构具有良好的缓冲能力，可以有效的避免旋翼撞击有异物。

本发明公开了一种可在投放后延时启动降落伞工作的试验装置，包括投放拉发模块和与之连接的试验弹；所述试验弹的横向一侧通过连接件与投放试验架固定连接；所述投放拉发模块一端与该投放试验架连接，另一端与所述试验弹连接；所述试验弹内部的容置空间内设有电路导通模块、延时模块以及供电模块；其中所述电路导通模块一侧通过线缆与供电模块连通，另一侧通过线缆与延时模块连通；并且所述延时模块通过线缆与降落伞启动模块连通；该降落伞启动模块与降落伞直接连接，以控制降落伞的开启。本发明用于在试验弹投放后延迟启动降落伞的工作，实现了模拟武器弹药和降落伞真实投放环境。

本发明公开了一种可止旋和安装气球伞的伞舱隔离装置，其特征在于，该伞舱隔离装置包括主盖板；所述主盖板上设有若干止旋销轴安装孔、气球伞安装孔、二级伞连接孔以及伞舱连接件安装孔，以对应安装止旋销轴、一级气球伞、二级伞以及伞舱连接件；其中所述止旋销轴的一端固定于所述止旋销轴安装孔内，另一端固定于伞舱的安装孔内，以阻止武器弹药发射后进入高速旋转时所述伞舱隔离装置与伞舱产生相对旋转。本发明还提供了一种可止旋和安装气球伞的伞舱隔离装置的安装方法。本发明能够防止被减速载荷高转速工况下伞舱隔离装置和伞舱发生旋转，防止扭断伞舱隔离装置连接件、保证降落伞系统按工作程序工作。

本发明公开了一种具备辅助提升升力装置的扑翼飞行器，包括：机身、机翼装置、助跑装置、电机和电池；所述机身尾部安装尾翼；所述助跑装置安装在所述机身下侧；两组所述机翼装置安装在所述机身两侧，所述机翼装置、所述助跑装置均由电机驱动，多个电机通过电池供电，所述机身顶部上方设置有辅助升力装置；本发明在扑翼飞行器的基础上增设了具有提升飞行器升力的固定翼、氢气球、多轴飞行器等装置，为飞行器提供稳定的升力，更有利于飞行。

本发明涉及飞行器技术领域，特指一种扑翼与旋翼结合的飞行器，包括机舱，机舱内设有驱动装置，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旋翼，转动轴承二固定于套筒，套筒固定于机舱，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上的多组扑翼，转动轴承一固定于传动杆上端，传动杆下端穿过套筒，并连接于机舱内的驱动装置，驱动装置驱动传动杆在套筒内作垂直上下往复动作，使多组扑翼与旋翼之间产生相对的张合运动。采用这样的结构设置，通过驱动装置驱动传动杆在套筒内作垂直上下往复动作，可产生升力，从而起到飞行器垂直起飞的效果。

本发明公开了一种具备辅助提升装置的混动节能四翼扑翼飞行器，包括：机身、机翼装置、助跑装置、电机和电池；所述助跑装置安装在所述机身下侧；四组所述机翼装置安装在所述机身两侧，所述机翼装置和所述助跑装置均由电机驱动，多个电机通过电池供电，所述机身顶部机头和机尾处设置有辅助升力装置；所述机身表面安装有太阳能电池板；所述太阳能电池板连接所述电池；机翼装置采用扑翼形式，模仿鸟类飞行，对角联动的四组机翼可有效提升飞行稳定性，减少扑翼飞行轨迹的落差，具备独立且对称设置的辅助提升装置，可进行转向，采用电池供电，并设置了太阳能电池板进行电力补充，提高飞行器的续航能力，保证飞行器的稳定飞行，提高飞行路程。

本公开提供了一种微小型悬停扑翼飞行器的矢量控制机构及具有该矢量控制机构的飞行器；该矢量控制机构包括：机架、滚转控制机构、两个俯仰航向控制机构及两个对称设置在所述机架左右两侧的机翼；每个所述机翼均包括翼膜及分别固定于所述翼膜两相邻边缘的前缘杆和翼根杆；翼根杆均靠近所述机架设置，且翼根杆位于前缘杆下方；所述滚转控制机构包括平行四边形机构及驱动机构；所述平行四边形机构包括两个对称设置在所述机架左右两侧的随动杆和设置在两个随动杆之间的平动杆，所述平动杆的两端分别与两个所述随动杆的一端铰接，两个所述随动杆的另一端均分别与机架铰接，所述驱动机构驱动所述平行四边形机构摆动。

本发明公开了一种基于记忆金属的空投装置，包括转接头模块、外壳、摄像头模块、挂钩模块和底座，外壳呈四立方体结构设置，外壳的顶端四角设置有槽口，外壳的内侧设置有挂钩模块，外壳的底端安装有底座，底座的底表面中部设置有摄像头模块，挂钩模块包含有拨杆、挂钩、导轮和记忆金属丝，拨杆和挂钩为可拆分连接设置，记忆金属丝和拨杆固定连接，且记忆金属丝具有加热收缩作用，外壳的内部设置有固定支架。本发明通过设置一套完整的解决方案，用户到手即用，无需进行额外改造，特别是比较与传统的舵机方案极大的减轻重量，能够在无人机上增加有效载荷，所搭载的FPV垂直摄像头也将辅助投放的精准程度，方便使用者快速瞄准目标。

一种无人机起降平台(100)、无人机起降控制方法(200)、无人机起降控制装置(300)及机器可读存储介质(304)。无人机起降平台(100)包括平台主体(101)、传送组件(102)和电池拆装组件(103)。平台主体(101)包括用于停放无人机(20)的降落区(110)，和与降落区(110)分离的起飞区(111)。传送组件(102)设于平台主体(101)，用于将停放在降落区(110)的无人机(20)传送至起飞区(111)。电池拆装组件(103)设于平台主体(101)，用于对位于起飞区(111)的无人机(20)进行旧电池拆除和新电池安装操作。

一种云台的控制方法、云台、无人飞行器和存储介质。该方法包括：在预设的检测时间段内，获取云台的运行状态信息(S201)；根据运行状态信息确定云台的控制参数与设置于云台上的负载是否相匹配(S202)；在云台的控制参数与设置于云台上的负载不匹配时，确定设置于云台上的负载发生更换(S203)。通过获取云台的运行状态信息，根据运行状态信息确定云台的控制参数与设置于云台上的负载是否相匹配，在云台的控制参数与设置于云台上的负载不匹配时，可以准确有效地确定设置于云台上的负载发生更换，有效地实现了云台自动识别负载是否发生更换的过程，从而提高了对负载与云台之间匹配度识别的及时性和可靠性，且有利于云台控制的稳定可靠性。

一种飞行控制方法，包括：获取电源(11)的供电电压(步骤301)；若电源(11)的供电电压满足参考电压范围，则第二电源(B)当前在为负载电路(12)供电，控制无人飞行器执行安全操作(步骤302)；其中，若电源(11)的供电电压不满足参考电压范围，第一电源(A)当前在为负载电路(12)供电。还提供了一种电源供电方法、飞行控制系统及无人飞行器。通过该飞行控制方法提高了无人飞行器的安全性。

一种根据本发明的实施方式的盘形飞行器运载工具，其包括：可旋转的盘形机翼，该机翼从机翼的中心部分朝向其边缘向下倾斜地延伸，并且具有形成在中心部分以竖向地穿过该中心部分的通孔；本体，该本体设置在机翼的下部处所形成的空间中；用于向机翼提供旋转动力的驱动单元；连接单元，其一个端部部分连接至机翼的具有通孔的一侧，另一端部部分连接至驱动单元以将旋转动力传递至机翼；主流动路径，其布置在机翼与本体之间，使得通过通孔吸入的气体流入其中；喷嘴，其向下喷射沿着主流动路径流动的气体且形成在本体与机翼的下端部分之间的空间中；以及飞行控制单元，其调节机翼的高度以改变主流动路径的形状，从而对通过喷嘴喷射的气体的量进行控制。

具备机体主体（1）；具有一个以上推力产生子单元（3）的推力产生单元（6）；和对应各推力产生子单元地设置，将对应的推力产生子单元相对于机体主体在以与对应的推力产生子单元生成的推力方向相交的第一转动轴线（R）为中心的圆周方向上转动自如地连接的关节（5）；各推力产生子单元具有多个推力产生部（9），多个推力产生部能互相独立地改变生成的推力大小，在各所述推力产生子单元中，多个推力产生部中一个以上的推力产生部构成的第一推力产生部组（G1）配设为通过生成的推力产生向以第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩（τ1）；其它一个以上的推力产生部构成的第二推力产生部组（G2）配设为通过生成的推力产生向以第一转动轴线（R）为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩（τ2）。

通过设置垂直上升下降和水平飞行用螺旋桨、水平飞行用翼，从而得到能够高速水平飞行，且能够长距离飞行的航空器。

一种电磁能动量推进器具有空腔谐振器和用于将消散的电磁波发射到空腔谐振器中的电磁辐射源。电磁波在空腔谐振器的主要内表面区域上比在空腔谐振器的次要内表面区域上产生更大的电磁场振幅和更大的电磁辐射压力。空腔谐振器的主要内表面区域上的和次要内表面区域上的电磁场振幅之间的差形成高度定向的电磁能动量张量，并提供高度定向的一般相对论度量张量。结果，在空腔谐振器上产生推力或加速度形式的力，该力在基本上垂直于主要内表面区域的方向上推进该装置。

本发明涉及反无人机系统的多用途靶机及其工作方法，涉及的技术领域包括该靶机具有同时携带多种无人机无线电通信频率特征，以及模拟多种无人机的飞行特性，有智能化的迫降系统，本发明采用动力电机、燃料电池、机载通信接收模块和机身一体化设计，方便运输携带，模块化的设计能短时间内完成维修任务，适合外场使用，最终地面控制端能实时查看靶机通信链路的状态，并记录在黑匣子内。

本发明公开了一种抵消吸收动力的刹车系统，包括基座和液压缸，所述基座的上侧固定连接有两个液压缸，所述液压缸内设有活塞，所述活塞的两侧均通过两个平衡机构与液压缸内壁连接，所述活塞的下侧通过传动机构与基座上侧连接，两个所述活塞之间通过连接机构连接。本发明安装在飞机机轮上刹车，比正在研究的飞机全电刹车加碳陶瓷材料刹车系统更好，控制精度会更高更准，刹车力更强更耐磨更安全、耐雨水、耐油污，维修维护方便，安装在机车上，下山坡，长时间刹车效力强，是所有刹车系统结构方法全新的、技术成熟。