飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种基于5G的飞行器，包括机身和设置在机身上的旋翼，所述机身底部设有基座，所述机身底部位于基座两侧设有支撑脚，支撑脚的一端铰接在机身底部，其另一端扣住基座，所述机身顶部设有固定座，并通过固定座安装有飞行器用的降落缓冲装置，所述降落缓冲装置上设有飞行器充电装置，并在所述基座底面设有用于开启飞行器充电装置的引导充电头，所述基座内部还装配有信号传输模块、信息接收模块、电源模块以及主控模块。本发明底部设有基座，并在基座设有用于开启飞行器充电装置的引导充电头，使在飞行过程中通过机身上端设置的飞行器充电装置能够对另一飞行器进行充电，提高飞行器的飞行距离。

本发明公开了一种控制无人机武器平台悬停装置，包括第一转轴、第二转轴和第三转轴，所述第一转轴两端贯穿并通过轴承活动连接在第一安装箱中，所述第二齿轮固定套接在步进电机输出轴上，所述第三转轴两端贯穿并通过轴承活动套接在第二安装箱中，所述第三转轴上固定连接有第二锥形齿轮，其中一个所述第二锥形齿轮固定套接在步进电机输出轴上，所述第二转轴两端分别贯穿延伸至第一安装箱与第二安装箱内并连接在第一锥形齿轮上，通过设置步进电机带动第二齿轮和第二锥形齿轮转动，从而带动第一齿轮与第二锥形齿轮上的第一转轴和第三转轴转动，从而使第一转轴和第三转轴同时顺时针转动，使得无人机在空中有角度的悬停。

本发明公开了民用客机客舱系统集成验证测试环境系统，本发明的测试环境系统由管理控制子系统测试台、接口管理子系统测试台和PA子系统测试台组成；所述管理控制子系统测试台、接口管理子系统测试台和PA子系统测试台通过配线管理系统通信连接；通过自定义配线管理系统对被测设备或被测系统进行管理，能够灵活配置被测件数量、被测件与模拟器的切换及组合；同时通过配线管理系统中信号的切换、适配以完成不同架构的客舱系统集成验证工作。本发明能够为民用客机客舱系统开发和系统需求验证提供支持。

本发明提供一种无人机飞行时用的保护装置，包括机身和扇叶，所述机身的底部两侧均设置有支撑腿，所述支撑腿的底部外侧套接有外支撑套，其中支撑腿的底部通过限位块滑动在外支撑套内，所述限位块的底部通过减震弹簧连接到外支撑套的内侧底部。本发明中，通过在机身的底部开设有置物槽，第一微型气缸可通过伸缩杆带动摄像头上移，并移动到置物槽内，从而能够对摄像头进行储存，防止无人机在降落的时候，造成摄像头的碰撞损坏；同时在支撑腿的底部外侧设置外支撑套，且外支撑套的内部通过减震弹簧与支撑腿连接，从而能够对无人机起到减震抗压的作用，进而能够对无人机起到保护的效果。

本发明提供一种无人机快速收放支架，包括机身和连接底座，所述机身的底部两侧分别设置有四个支撑腿，所述机身的外侧连接有四个支杆，其中支杆的顶部转动连接有扇叶，位于同一方向的两个支撑腿的底部连接有底板，其中底板的底部开设有卡槽；所述连接底座与两个底板为可拆卸连接。本发明中，通过设置连接底座，通过拉动连接底座上的弧形挡板，可将无人机支撑腿底部的底板卡合到凸起板上，然后通过弧形挡板对其限位，从而起到对无人机固定的效果，通过设置连接底座可对无人机进行存放，且结构简单，可起到快速收放的效果，操作方便，省时省力。

本发明公开一种飞机重力加油枪的固定装置，所述装置包括重力加油枪安放座及圆口喷管安放座，所述重力加油枪安放座包括加油枪座底板和加油枪管固定板，所述加油枪座底板两侧向上U形折弯并与所述加油枪管固定板固定连接，两者之间形成固定舱，所述加油枪座底板内侧两边均固定有弹簧，每个所述弹簧均与加油枪挡板相连接，所述加油枪座底板前部开有第一圆孔，用于安装与飞机加油车配套的传感器，所述圆口喷管安放座包括圆口喷管筒座以及与圆口喷管筒座相配合的端盖，所述圆口喷管筒座底部固定有固定支架，该装置重量小，操作简便快捷，并配备了圆口喷管安放座，同时根据飞机加油车上使用的传感器配套安装，实现飞机加油车电气联锁功能实施。

本发明公开了一种变频可调式农业播种无人机，包括机体，所述机体内均匀开设有多个用于存放种子的储料槽，所述机体内从上至下还分别开设有放置槽和安装槽，且放置槽位于多个储料槽下方，所述放置槽内顶壁、内底壁与安装槽、对应的储料槽之间均竖直开设有第一通孔，所述机体上安装有驱动电机，所述驱动电机的输出轴依次穿过放置槽和安装槽。本发明中，通过设置驱动电机、凸轮与复位弹簧的配合，播种时，可以间歇的将定量的不同的物料转移至安装槽内并对其进行搅拌混合，之后再进行排放播种，从而保证了播种的均匀性，同时通过对驱动电机输出转速进行控制就可以方便的对播种的密度进行调节，使用方便。

本发明公开了一种狩猎牧场用定位驱赶系统，包括贴合板、其下方的安装板、两组分别焊接固定在安装板底壁两侧的置物座和两组分别安装在两组置物座侧壁上的声光报警器，所述贴合板上镶嵌安装有两组镶嵌块，且贴合板的底壁开有两组对称分布在其两侧并贯穿两组镶嵌块的衔接槽，两组所述置物座底壁相互远离的两侧均开有安装槽，两组置物座底壁均开有底槽，两组所述底槽内均设有与其内腔的顶壁焊接的电动推杆以及与电动推杆底端焊接的接地板。该狩猎牧场用定位驱赶系统，通过设置了声光报警器、承接架、摄影机、伸缩杆、夹持板、拉伸杆和导向轴，该系统随着无人机飞行至合适位置，使声光报警器工作即可使附近的动物被驱赶。

本发明提供了一种基于非常规布局的外吹式动力增升系统，本申请所述的动力增升系统中安装外部吹气襟翼的机翼位于机身靠后位置，机翼前方较远距离处安装有发动机。通过本申请所述的外吹式动力增升系统，发动机工作时产生的高温高速射流与周围低速冷空气掺混更充分，温度和速度大幅降低，因此与射流相互作用的外部吹气襟翼无需用耐高温材料制造，降低了重量和成本，还降低了射流偏转损失和噪音，提高了增升效果，分散了气流对襟翼的冲击载荷，不易发生有害流致振动。

本发明涉及飞行器总体布局设计领域，特别涉及一种采用前低后高式双翼布局的短距离起降飞行器，包括机身、前翼和后翼，其中后翼的安装高度大于前翼，发动机安装在前翼的上表面，与后翼尾缘处的外部吹气襟翼匹配，发动机的安装高度满足当飞行器巡航时，后翼的外部吹气襟翼处于收回状态，发动机射流从后翼下方通过，不与后翼发生相互作用，当飞行器起降时，外部吹气襟翼产生偏角，发动机的射流穿过外部吹气襟翼增加升力。本发明采用双翼布局形式使翼展更小，可以降低飞行器所需的跑道宽度，前低后高式双翼布局并采用新型外吹式动力增升系统能提高增升效果、降低起降距离。

本公开提供一种用于航天器前端的负膨胀结构，涉及航天器元件领域，包括阵列布置的多个胞元，每个胞元包括中心杆件和多个围绕中心杆件布置的结构板件，结构板件一端固定在中心杆件侧壁，另一端沿中心杆件对应固定点处的切线方向延伸，连接相邻另一胞元的一结构板件，结构板件用于在受热时发生膨胀带动中心杆件绕其轴线自转，以使中心杆件收卷结构板件，通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构，避免了支撑结构受热整体表现出膨胀而超出限值的问题，对航天器前端整体结构进行有效保护。

本发明公开了一种Z型折叠翼可变体飞行器，飞行器包括：机身、折叠三段翼；折叠三段翼包括：内翼、中翼、外翼、内转轴机构、外转轴机构；其中，内翼固定到机身的外侧；内转轴机构包括：与内翼固定的第一舱筒、设于第一舱筒内部的第一传力轴、用于驱动第一传力轴转动的第一电机、与第一传力轴连接的第一行星轮系结构；第一行星轮系结构用于带动中翼绕第一传力轴匀速转动；外转轴机构包括：与中翼固定的第二舱筒、设于第二舱筒内部的第二传力轴、用于驱动第二传力轴转动的第二电机、与第二传力轴连接的第二行星轮系结构；第二行星轮系结构用于带动外翼绕第二传力轴匀速转动。本发明基于行星轮系结构实现了机翼的稳定变体。

本发明涉及无人直升机测试系统，特别涉及一种无人直升机桨发匹配测试系统。包括无人直升机旋翼系统、无人直升机发动机、无人直升机齿轮箱、交流电力测功机及在线监测模块；无人直升机齿轮箱的输入轴通过发动机扭矩转速传感器和发动机电磁离合器与无人直升机发动机连接；无人直升机齿轮箱的一输出轴通过测功机扭矩转速传感器和测功机电磁离合器与交流电力测功机连接；另一输出轴通过旋翼系统扭矩转速传感器和旋翼系统电磁离合器与无人直升机旋翼系统连接；在线监测模块接收扭矩转速传感器的检测信号及控制电磁离合器的啮合和分离。本发明可进行无人直升机旋翼需用功率测试、发动机输出轴功率测试、齿轮箱功率传递系数及无人直升机桨发匹配特性。

本发明公开了一种新型飞行器动力装置，包括环形的外转子、环形的内转子以及位于外转子中部用于连接内转子的连接盘，若干个桨叶平齐安装在内转子内侧，并以内转子的圆心为中心环形排列，内转子内侧安装有十字交叉臂，十字交叉臂位于桨叶下方用于支撑转子结构，内转子底部设置有嵌装槽，连接盘中部设有凸环，凸环的外壁上设置有若干个加固架，若干个加固架上安装有换热块，加固架的外侧的连接盘盘面上对应设置有散热口。本发明的有益效果是：本装置采用多扇叶的螺旋桨，并通过灵活的安装结构使得在后期维护维修时成本更低；通过多个桨叶和全空的转子空间可搭载大直径、大扭矩的电机，拥有更好的散热，单位体积下空气动力使用充分。

本发明公开了一种用于机翼防除冰的电加热涂层，包括若干段沿机翼前缘的长度方向分段设置的区域加热层、与区域加热层一一对应并用于检测机翼前缘的表面温度的温度传感器、以及信号连接于温度传感器与区域加热层的控制器，当温度传感器所检测的温度小于预设温度时，控制器控制对应温度传感器的区域加热层进行加热。采用分段独立加热的方式，可使部分区域加热层对机翼前缘进行加热，避免加热面积过大而导致消耗功率过大的问题，以解决无人机供电能力有限而无法主动加热除冰的难题。另外，由于采用分段控制模式，某段区域加热层故障时，其他段防除冰涂层依旧能进行防除冰工作，提高除冰的安全可靠性。

本发明公开了一种星地一体化的高精度卫星多波束标校方法，利用星上标校波束形成设备实现多波束标校信号的产生与波束形成；地面标校站位于多波束标校波束的理论指向中心，通过对标校信号的捕获接收和功率测量获取实时的波束指向误差信息；测量数据通过地面链路或卫星链路传输到控制中心；在控制中心生成波束指向偏差补偿参数并送到卫星测控站；卫星测控站将波束指向偏差补偿参数转换成上注指令并注入到卫星平台。本方法采用地面标校的方式，能够降低对星上运算能力的需求，简化在轨运算处理流程，降低了卫星功率波动造成的测量误差，提高了计算结果精度，具有系统结构清晰、标校过程分工定位明确、偏差计算方法运算复杂度低的优点。

本公开涉及一种无人机及物流配送系统，其中，无人机包括机体、飞行控制器以及挂载系统，挂载系统包括：驱动件；同步传动机构，由驱动件驱动；和多个挂载件，分别位于驱动件两侧并与同步传动机构连接，以在同步传动机构的带动下从两侧同步锁止或释放挂载物。利用驱动件驱动同步传动机构从而带动挂载件同步从挂载物的两侧进行锁止或释放，以实现挂载物的装卸，完成挂载物的运输配送。通过设置同步传动机构，可以实现采用一个动力源即能完成装卸过程，减轻了装卸系统的重量，减少了无人机的负载，从而保证无人机的续航能力。挂载件在挂载物的两侧同步动作，避免了挂载物在锁止和释放的过程中发生倾斜，以保证挂载物的锁止和释放过程的安全和可靠性。

本发明涉及一种无人机实飞状态下环境模拟振动测试系统，包括无人机、模拟腔室、环境控制系统及数据处理装置，其中，环境控制系统包括控制器及由控制器控制下的调节模拟腔室内温度的温度模拟装置、调节模拟腔室内湿度的湿度模拟装置和调节模拟腔室内风力流向及大小的风力模拟装置。采用上述方案，本发明提供一种准确模拟现实环境，从而获得准确测试数据的无人机实飞状态下环境模拟振动测试系统。

本发明涉及一种多自由度节能无人机发射系统，包括无人机、发射装置和地面站，由地面站规划路线、发射装置将无人机进行发射、调节无人机飞行姿势、进行高空作用、依赖剩余能量返航实现。采用上述方案，本发明提供一种高效的多自由度节能无人机发射系统。

一种太空中多卫星锁紧弹射机构，属于航天技术领域。本发明解决了现有的传统卫星锁紧弹射机构不适用于一箭多星的星链式发射方式的问题。其中所述卫星组件包括N个由上到下依次叠设的卫星机构，每个卫星机构的外部均固装有星间弹射组件，所述星间弹射组件包括若干卫星承力杆及若干星间弹射弹簧，若干卫星承力杆均竖直设置且沿卫星机构周向布置，每上下相临的两个卫星承力杆之间配合连接以实现对相临两个卫星机构之间的周向固定，若干星间弹射弹簧对应设置在每上下相临的两个卫星承力杆之间。到达空间预定轨道后通过指令驱动解锁，在星箭弹射弹簧的作用下，释放卫星组件，卫星机构彼此之间在星间弹射弹簧的作用下相互弹射，释放卫星机构。

本发明属于直升机结构设计技术领域，公开了一种防松长度可调伸缩拉杆及使用方法，包括：上接头、螺母、调整垫片、可剥垫片、外筒、内杆、下接头；其中，螺母、调整垫片、外筒、下接头组成套筒结构；上接头、可剥垫片、内杆组成滑杆组件；滑杆组件安装在套筒结构内部，且滑杆组件穿过螺母和调整垫片与套筒结构组装在一起，防止拉杆内杆与接头螺纹松脱，并且安装长度可随实际安装尺寸调整。

本发明公开了一种用于太阳能飞行器的尾轮随动机构，包括：加长轮轴、第一锁紧结构、第二锁紧结构、第一拉线、第二拉线、随动垫块、随动转向轴、舵梁和尾轮。其中，所述加长轮轴安装在所述尾轮之上；所述第一锁紧结构和所述第二锁紧结构将所述加长轮轴和所述尾轮连接在一起；所述尾轮位于垂尾主梁下方；所述随动转向轴穿过所述随动垫块，并安装在所述随动垫块下方；所述随动垫块安装在所述舵梁下方；所述第一拉线和所述第二拉线分别连接所述加长轮轴和所述随动转向轴同侧端头部分。

本发明公开了一种旋翼无人机用自动撒播装置，该装置包括直流电机、电机传动轴、搅拌条、主轴、搅龙、撒播盘、物料仓和物料仓盖板等部件，整个撒播装置安装在旋翼无人机下方。该装置在进行撒播作业时，通过直流电机驱动主轴、绞龙和撒播盘等部件进行高速旋转，物料存放在物料仓上腔，在重力的作用下，物料沿着物料仓上腔的内壁滑向物料仓下腔，并被旋转的搅龙输送到撒播盘内部，随之被旋转的撒播盘沿周向均匀甩出，从而达到均匀撒播的目的。本发明可通过改变电机转速快速调节撒播速率，具有结构简单可靠、不易堵塞、撒播均匀和操控方便等特点，尤其适用于稻麦种子和固体肥料的撒播。

一种可长期贮存的恒温热屏蔽结构，包括：承力结构、高温隔热层和支撑环。高温隔热层和承力结构作为气体流道固定安装有多个支撑环；承力结构上设置有排气通道，承力结构中贮存凝胶状态的水汽化吸热，排气通道用于使包括水蒸气、水滴和气凝胶残渣的气态液态固态三相流物质从所述排气通道中排出。多个支撑环沿圆筒结构的轴向方向上阵列，作用是将小孔中排出的气态液态固态三相流物质减速，减少水滴和气凝胶残渣随水蒸气的飞出，将水滴和气凝胶残渣贮存、提高水的相变比率，同时减缓防热层界面受到的气流冲击。本发明解决了目前防热系统结构效率较低、系统复杂、可靠性低的问题。

本发明涉及一种卫星入轨初期放气扰动的评估方法，包括步骤如下：(1)在卫星入轨初期，对疑似发生星体放气扰动的现象的卫星，通过卫星遥测获取姿态扰动期间执行机构的遥测数据变化量；(2)计算得到姿态扰动期间作用到卫星本体坐标系三轴上的扰动力矩；(3)基于卫星构型布局设计和可能的放气位点的机械参数，建立卫星放气力学模型，得到放气扰动过程中，卫星各轴扰动力与扰动力矩的关系；(4)根据卫星飞行时间T、扰动力作用时长ΔT、扰动力F的大小及姿态扰动现象，得到姿态扰动现象为卫星放气扰动的判据条件；(5)通过判据条件，对卫星入轨初期的姿态扰动现象进行判断。本发明的方法和模型为放气扰动的在轨处置提供依据。

本发明公开一种基于波前信息的飞行器尾流探测系统及方法，涉及飞行器尾流探测领域，以解决现有飞行器尾流探测难以在较大范围追踪分析飞行器尾流的时空特性的问题。系统包括：基于波前信息的飞行器尾流探测系统，包括：基平台以及中控信息处理系统；基平台，用于为飞行器尾流区域提供对空和对地双方向激光照射，对飞行器尾流区域进行空域扫描，获取经飞行器扰动的畸变波前光；中控信息处理系统，用于根据畸变波前光获得飞行器尾流区域的波前相位，重建飞行器尾流区域的湍流空间特征和时间特征，确定引起该尾流的飞行器位置。本发明提供的系统及方法实现了对大范围飞行器尾流的追踪分析，为飞行器探测和航路预测规划提供了技术手段。

本发明属于无人机设计技术领域，公开了一种实现任务载荷即插即用的快速集成方法，首先对任务载荷进行分析，确定其每个功能通道的分类，包括安装通道、供电通道、指令通道、情报传输通道和显示控制通道；然后根据任务载荷的各功能通道分类设计标准即插即用接口；最后将任务载荷集成到飞机上，其每个功能通道与飞机的功能通道相匹配。本发明通过“载荷分类和功能通道设计”的快速集成方法，实现了任务载荷的即插即用，极大的缩短了任务载荷集成的周期并降低了研制费用，可以快速的满足用户的需求，集成各型任务载荷，拓展无人机的应用领域。

本发明公开了一种用于空间非合作碎片捕获的笼型装置及其工作方法，装置包括球笼、常平架组件、连接件和机械臂；球笼包括笼盖和笼身，笼盖打开后，笼身开口允许碎片进入，及时关闭笼盖防止碎片逃逸，在无需识别非合作碎片具体姿态的情况下，完成对碎片的捕获。常平架组件使球笼和机械臂之间不发生角动量转移，碎片与球笼之间的碰撞力不会传递到机械臂上，消除了抓捕非合作碎片过程中存在的母星姿态改变的风险。球腔外壁上布满了压电元件，利用压电元件的正压电效应将碎片与球笼内壁之间的碰撞能转化为电能进行收集，在实现止翻、消旋的同时还可发电。

本发明提供一种航天器异面变轨轨迹规划方法，其步骤如下：步骤1：根据火箭实际参数及任务情况，获得轨迹规划方法相应参数；步骤2：建立火箭故障情况下的凸优化问题；步骤3：给定初始猜想，采用模型补偿方法迭代求解火箭故障情况下的凸优化问题。通过以上步骤，基于凸优化的火箭故障情况下的近圆轨道规划方法可以有效解决在故障情况下火箭的入轨问题，在一定时间内快速生成火箭可进入的半径最大的圆轨道与相应的轨迹；本发明所述方法科学，工艺性好，具有广阔推广应用价值。

本发明公开了一种无人直升机启动供电一体化电源控制系统及方法，所述系统包括无刷直流发电机、全桥LLC谐振变换电路、蓄电池组、DC/DC双向升降压电路、启动电机和检测及调理电路；所述全桥LLC谐振变换电路的一端与发电机连接，另一端与直流母线连接；所述无刷直流发电机与无人直升机的涡轮发动机相连；所述DC/DC双向升降压电路的一端与蓄电池组连接，另一端与直流母线连接；所述DC/DC双向升降压电路和蓄电池组之间电连接启动电机；所述全桥LLC谐振变换电路、DC/DC双向升降压电路和蓄电池组均与检测及调理电路的输入端连接；所述启动电机通过齿轮连接涡轮发动机。本发明提高了发电机供电范围，具有完善的故障诊断和保护功能，系统具有较高的可靠性。

本申请涉及一种微孔渗液结构、飞机防冰系统及飞机。微孔渗液结构包括：第一面板，包括多个微孔；第二面板，连接第一面板，第一面板与第二面板之间形成储液腔，第二面板上设置防冰液入口；阻尼膜片，设置于第一面板的内壁，覆盖多个微孔，在0℃以下时，阻尼膜片在两侧产生预设值的压差。本申请通过微孔渗漏进行防冰，飞机防冰系统运行能耗低，不会对翼型的气动效果产生影响。

本发明属于无人机技术领域，具体涉及一种巡检无人机，包括机身、机臂、电池装置、载荷控制舱体和巡检装置，机臂呈“H”形，机身包括支撑架，支撑架为“L形”，支撑架包括上部开口的底部框架、密封底部框架上部开口的顶盖以及垂直固定在底部框架一端的侧挡板，载荷控制舱体固定在侧挡板的一侧，电池装置固定在支撑架的上部且位于载荷控制舱体的后侧；巡检装置固定在载荷控制舱体的底部。该无人机的机臂整体为“H”形，有利于减少无人机飞行阻力，减轻结构重量；整体布局合理，将电池装置固定在支撑架的上部，将载荷控制舱体固定在支撑架的一端，将巡检装置固定在载荷控制舱体的底部，结构紧凑，体积小且电池能够支撑较长时间续航。

本发明涉及一种飞机壁板的安装方法及其与骨架间的装配间隙的计算方法，属于大型飞机的数字化装配技术领域。安装方法包括装配间隙计算步骤、压紧方案设计步骤及固连步骤；在装配间隙计算步骤，通过获取壁板内形轮廓曲线与骨架外形轮廓曲线，并通过曲线积分求解该两条轮廓曲线之间的间隙面积，以表征翼盒壁板的装配间隙；在压紧方案设计步骤，判断前述间隙面积是否大于临界间隙面积，若大于则需要进行压紧处理；在固连步骤中，按照压紧方案设计步骤所获取的结果，利用压紧装置挤压内形凸台与骨架外形之间的装配间隙，至使当前间隙面积小于临界间隙面积。该安装方法可有效地消除对翼盒壁板的装配间隙，可广泛应用于大型飞机的制造技术领域。

本发明提供一种输电线路无人机巡检智能管理系统,包括：无人机管理系统、地面控制系统、无线网络系统和线路取电系统；所述无人机管理系统与地面控制系统通过无线网络系统进行通信；所述无人机管理系统华人线路取电系统分别设置在无人机上；本发明实现了通过无人机进行输电线路的巡检，同时利用输电线路的电磁场感应取电，保证在输电线路上无人机可以无距离限制地飞行；并使得无人机始终与输电线路保持固定距离进行平稳飞行，从而保证无人机能够采集到清晰可用的图片。

本发明涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；设计飞行器的疏导式热防护结构；获得影响峰值干扰热流的关键性参数；对飞行器前缘区域的局部外形优化；将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证；完成疏导式热防护结构的设计，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验；根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成。本发明可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。

本发明涉及一种装备无级变速器的多旋翼飞行器，包括飞行动力源、至少三个旋翼以及至少两个无级变速器。通过对旋翼与无级变速器以及飞行动力源的连接方式进行具体设置，使得该多旋翼飞行器降低了对飞行动力源的控制要求，并且可使整体的控制趋于简单；通过对无级变速器的具体设置方式进行限定，尤其是对无级变速链和调速凸轮的结构特征进行具体设置，使得该无级变速器更加适应装备于多旋翼飞行器，从而整体提升多旋翼飞行器的性能和可操控性。

本主题公开了一种用于将飞行器固定至对接站的下部的系统，该系统包括对接站，该对接站包括：位于对接站的上部中的顶部部分，所述顶部部分包括被配置为将对接站悬挂在地面上方的接口；以及位于对接站的下部中的底部部分，所述对接站包括位于所述底部部分上的闩锁机构，该闩锁机构被配置为将所述飞行器固定至所述对接站。该系统还包括飞行器，该飞行器包括：对接构件，所述对接构件被配置为将飞行器对接到对接站中以及从对接站的闩锁机构释放飞行器；以及处理模块，其被配置为控制对接构件的操作。

太空中工作的转缆系统面临着宇宙飞船的角动量过大、转缆系统减旋困难的问题。外移转缆系统的工作过程很快，但是放出主绳非常长，占用空域过大，有触地的可能性。本发明提供一种转缆系统编队，把两个或以上的转缆系统组合，能够大大减少宇宙飞船上行过程中带来的角动量，并且大幅降低了减旋的难度，同时大大减少了空域的占用。利用这种技术，编队能够高效、快速地实现上行过程。

本申请涉及一种柔性卫星的分离控制方法、装置、计算机设备及存储介质，该方法包括：获取柔性卫星表面的状态信号；基于所述状态信号确定所述柔性卫星的当前状态；其中，所述当前状态包括搭载状态和分离状态；当所述柔性卫星处于分离状态，则生成启动控制指令；基于所述启动控制指令控制所述柔性卫星进入工作状态。通过本申请，可以自动控制分离后的柔性卫星开启子系统及其附属装置，增强了控制过程的可靠性。

本发明提供了一种无人机巡检故障保险装置及其控制方法，包括均安装在无人机机体内部的内驱组件、中心转轴和旋转臂，所述中心轴与内驱组件传动连接并由内驱组件驱动可进行转动，所述旋转臂的一端固定在中心转轴上，所述旋转臂的另一端与无人机固连，所述旋转臂的转动能够带动无人机绕中心转轴的轴线进行自转，当无人机遇到突发状况出现失控坠落时，旋转臂将沿着无人机偏航轴心转动，以无人机机体自转的方式提供“被动升力”，从而抵消坠落速度，使得无人机在空中保持稳定状态，避免炸机事故的发生。

本发明公开了一种核动力不落地飞机物流快递运输系统及方法，目的在于，提升物流快递水平与效率，降低航空物流快递成本，减少航空运输燃料消耗，其包括货运母机和多个转运货机，货运母机为核动力飞机，货运母机作不落地环球飞行或沿设定的航线飞行，还包括母机机场和多个货运机场，母机机场用于货运母机起降，货运机场用于转运货机起降，转运货机能够在货运母机和货运机场之间往返飞行，当货运母机临近货运机场时，货运机场的转运货机起飞并与货运母机对接完成空运集装箱交换后，转运货机与货运母机分离，自行飞行并降落至货运机场；或者，转运货机搭载于货运母机，临近目的地的货运机场后分离，飞行并降落至目的地的货运机场。

本发明涉及飞机用辅助安装设备技术领域，尤其涉及一种螺旋桨柔性安装装置，本发明的柔性安装装置改变了现有技术采用吊挂的方式以实现拆装的螺旋桨的操作，本发明的螺旋桨柔性安装装置包括移动基座、升降机架、安装台、角度调整机构以及固定座，待安装的螺旋桨放置在固定座上，操作员推动移动基座平移以使得待安装的螺旋桨靠近飞机上相应的安装位置，升降机架能够驱使螺旋桨上下移动，角度调整机构用于驱使螺旋角的倾角，从而使得螺旋桨能够对准飞机上相应的安装位置，实现柔性装配，具有结构简单，制造成本低，方便拆装，操作方便的优点，并且能够保证安装质量以及提高工作效率。

本发明提供一种MEO星座相位控制方法，包括步骤一：输入需控制卫星与基准星历史相位差数据，确定相位差，步骤二：建立并确定需控制卫星与基准星相位差的关系，步骤三：确定需控制卫星与基准星半长轴偏差，步骤四：确定需控制卫星半长轴控制量，本发明利用MEO星座历史相位信息，建立相位演化模型，提出了一种基于历史相位的MEO星座相位控制策略，通过历史相位数据演化规律确定相位控制策略，该方法避免了初始轨道及预报带来的误差。

一种无人机，所述无人机包括中心部、自所述中心部伸展的多个机臂，每一机臂上设置有至少一动力装置，所述动力装置包括旋翼以及驱动所述旋翼转动的动力电机，其特征在于：所述无人机还包括：一个或多个旋翼保护罩，所述旋翼保护罩设置在所述旋翼的旋转面的区域外，所述一个或多个旋翼保护罩连接至所述中心部和所述多个机臂中的至少一个；一个或多个传感器，所述一个或多个传感器中的至少一个设置在所述多个机臂中的至少一个机臂的末端且位于所述旋翼保护罩所围设的范围外。

旋翼飞行器具有悬停、密闭空间飞行以及密集障碍物区域避障等优点。固定翼飞行器具有较高的巡航速度和较长巡航时间等优点。旋翼和固定翼融合的飞行器既有短距离垂直起降的优点，又具有长航时的优势。现有的旋翼和固定翼融合飞行器大都是两者在机体结构、气动力学特征和控制方法的直接组合和简单拼接，存在结构粗犷、气动效率低等问题。本专利公开了一种旋翼和固定翼深度融合飞行器，具有结构紧凑、气动效率高、空间利用率优，质心配置范围广等优点。

一种适用于立方星的太阳翼线束管理装置属于航天技术领域，该装置包括：星体、驱动机构、铰链、连接杆、太阳电池阵、电缆和收线盒；驱动机构设置在星体内，控制连接杆运动，连接杆的另一端与太阳电池阵连接；电缆的一端固定在星体上，另一端与太阳电池阵连接；在星体上设有收线盒；当太阳翼收拢时，太阳电池阵通过连接杆与星体压紧，电缆收纳在收线盒中，由连接杆压紧，当卫星入轨后，铰链带动连接杆展开，此时电缆从收线盒中脱离，连接杆及太阳电池阵在驱动机构带动下旋转实现对日定向，通过电缆将太阳电池阵上的电信号和电功率传输至星体。本发明具有发射阶段有序压紧以及入轨工作阶段大角度扭摆的优点，提供更加可靠和易实施的线束管理方案。

本发明提供了一种智能车载飞行伞，包括主体框架、飞行组件、折叠伞布组件、充电对接组件、控制系统和电源模块，所述主体框架中央设置有控制室，所述控制室内收纳放置有控制系统和电源模块，所述飞行组件、折叠伞布组件、充电对接组件、控制系统和电源模块电连接，所述控制系统与外部移动终端设备无线连接；所述若干组飞行组件和折叠伞布组件环绕固定安装在主体框架上，所述飞行组件用于带动飞行伞整体飞行悬浮，所述折叠伞布组件能够相对主体框架展开形成完整伞面。本发明的飞行伞能够自动悬浮在人头上方隔绝雨水，无需手持，更为自动及智能化。

本发明公开了森林环境巡查用自主避让枝叶的无人机，该无人机包括外壳、平衡机构、旋翼机构，所述平衡机构及旋翼机构均设置在外壳上，所述平衡机构通过磁场使无人机的重心发生移动，平衡机构使无人机快速恢复平衡，所述旋翼机构通过重力及陀螺仪结构始终水平状态，旋翼机构为无人机的飞行提供动力。当无人机发生倾斜时，旋翼机构在自身重力以及陀螺仪结构的作用下快速调整自身状态，快速的恢复水平状态，而且不论无人机发生何种角度的倾斜时，旋翼机构都能处于水平状态，并为无人机提供平衡飞行的动力，本发明对于发生倾斜具有快速反应的效果。

本发明公开了一种基于曲柄滑块机构的仿生扑翼机器人，包括机架、设置于机架首端的扑翼机构和设置于机架尾端的尾翼机构；扑翼机构包括电机、齿轮减速装置、连杆一、滑块一、导向框、套筒、翅膀杆件和翅膀，电机通过齿轮减速装置传递动力给连杆一，连杆一与滑块构成了含偏心距的曲柄滑块机构，滑块一的动作由翅膀杆件传递给翅膀；尾翼机构包括旋转舵机、直线舵机、旋转板、滑块二、连杆二、尾翼固定件和尾翼，旋转舵机通过旋转板实现尾翼的旋转运动，直线舵机驱动滑块二直线运动，经连杆二带动尾翼固定件的转动，实现尾翼的俯仰运动；本发明中的基于曲柄滑块机构的仿生扑翼机器人，扑翼结构简单明了，扑翼飞行过程更加稳定，且仿生性好。

一种四旋翼无人机多功能测试平台。其包括上盖板、滑块、夹扣、外环架、伺服电机、竖向导轨、托盘扣、上托盘、下托盘、电机、定滑轮、牵引绳、角部立柱、侧板、下盖板、轴承和底座；本发明提供的四旋翼无人机多功能测试平台具有如下有益效果：能实现四旋翼无人机的定高飞行，借由平台上所设计的多个不同角度进风口外接进风装置来实现对四旋翼无人机在不同风向、风力条件下的飞行情况的测试；借由平台上所设计的加湿接口外接加湿设备来实现对四旋翼无人机在不同湿度条件下的飞行情况的测试。本平台采取轻量化设计，结构简单，测试功能多样化，可满足不同类型四旋翼无人机在不同类型条件下的测试需求，具有安全、稳定、多功能等优点。