飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种基于无人机的可防机翼缠绕卡壳的柳絮清理装置，包括无人机架、刮杆、回收框和雾化喷头，所述无人机架上螺钉连接有透气网框，且透气网框上螺钉连接有上透气网板，所述往复丝杆转动连接在装置外壳上，且往复丝杆上活动连接有推板，所述装置外壳上开设有下料槽，且下料槽内螺钉连接有橡胶板，所述存储箱上螺栓安装有导流管，且导流管上螺栓安装有雾化喷头。该基于无人机的可防机翼缠绕卡壳的柳絮清理装置设置有下料槽，推板能够将第一滤网板上吸附的柳絮通过橡胶板处的下料槽能够方便快捷的将柳絮推送至回收框中进行后续的回收处理，同时结合导流管上的雾化喷头能够有效防止柳絮发生二次飘散。

本发明涉及一种基于无人机技术的快速伽马剂量率测量系统，包括测量装置，所述测量仪包括测量仪和数据传输系统所述测量仪上设有飞行机构和节能机构，所述飞行机构包括连接箱、固定管、移动盘、移动管、防护盘、四个连接组件、四个桨叶和四个动力装置，所述连接组件包括支撑杆、限位块、弹簧和安装孔，所述节能机构包括光伏板、转动盘、传动组件和四个除尘组件，所述传动组件包括转动轴、连接轴承、丝杆、滚珠丝杠轴承和装配孔，该基于无人机技术的快速伽马剂量率测量系统通过飞行机构提高了测量速度和便捷性，不仅如此，还通过节能机构实现节能的功能。

本发明公开了一种牵引杆，涉及牵引技术领域。该牵引杆包括前置连接段、缓冲段和第一锁紧件。前置连接段与缓冲段铰接，前置连接段开设有第一通孔，缓冲段开设有第二通孔，第一锁紧件用于在前置连接段与缓冲段所呈的角度为180度时穿过第一通孔和第二通孔，以固定前置连接段和缓冲段的相对位置。与现有技术相比，本发明提供的牵引杆由于采用了铰接设置的前置连接段和缓冲段以及用于穿过第一通孔和第二通孔的第一锁紧件，所以能够进行折叠收纳或者展开使用，以便于存放以及运输，并且能够有效避免在存放或者运输过程中变形甚至折断，实用性强。

本发明涉及无人机保护技术领域，且公开了一种多媒体摄影无人机异常坠落自动保护辅助装置，包括复位弹簧，所述复位弹簧底部活动连接有配重块，所述配重块底部活动连接有挤压块，所述挤压块底部活动连接有挤压弹簧，所述挤压弹簧左右两侧均活动连接有挤压板，所述挤压板底部活动连接有转动轴，所述挤压板左侧活动连接有传动板，所述传动板左侧活动连接有传动弹簧，通过挤压块处于处于失重状态，相对于转动轴向上运动，从而带动挤压块向上运动，从而使得施加给挤压板的横向力消失，进而带动储伞腔张开形成降落伞，降低无人机的坠落速度，使得无人机安全降落，从而达到了无人机异常坠落时自动保护防止其坠毁的效果。

本发明公开了一种无人机雨伞，包括无人机模块和遮挡伞模块，遮挡伞模块设于无人机模块的下方，能够避免其对无人机模块的升空飞行造成阻碍，且升空过程中，遮挡伞模块无需撑开，也减小了环境风对飞行平稳性的不良影响，稳定性得以增强；再者，遮挡伞模块具备伞座、伞架、伞面及收放机构，伞座与无人机模块之间为可拆卸连接，从而在不使用时，无人机模块和遮挡伞模块可被便捷拆开，分别进行折叠收纳，极大地节约了收纳空间，携带方便。

本发明属于直升机座舱应急逃生技术领域，公开了一种用于铰链式舱门抛放的齿轮联动机构及其使用方法。所述机构用于连接机身与舱门，所述机构包括：机身连接上接头、机身连接下接头、舱门连接上接头、舱门连接下接头、上销轴、下销轴、连杆；机身连接上接头、机身连接下接头分别固定在机身骨架上，舱门连接上接头、舱门连接下接头分别固定在舱门侧边上；机身连接上接头和舱门连接上接头通过上销轴连接；机身连接下接头和舱门连接下接头通过下销轴连接；连杆设置在上销轴、下销轴之间；所述机构还包括：转向装置，所述转向装置用于将旋转运动转换为直线运动；所述装置固定在舱门连接下接头上；可实现座舱铰链式舱门从内外两侧的整体抛放。

本发明属于无人机舵面机械操纵系统技术领域，公开了一种单舵机控制双垂尾操纵结构，用于双垂尾舵面控制的操纵。包括：垂尾舵机、舵机摇臂、两个连杆组件、垂尾转轴摇臂、垂尾转轴；其中，垂尾舵机固定在无人机结构平台上，垂尾舵机输出轴自带了舵机摇臂，两个拉杆组件的一端连接舵机摇臂，两个拉杆组件的另一端连接在垂尾转轴摇臂上，垂尾转轴摇臂和垂尾转轴由定位销固定；采用一台电动舵机控制垂尾的双舵面同步控制，使舵面变距保持一致；降低舵面操纵偏差对飞行控制的影响，确保无人机双垂尾舵面的稳定控制。

本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种直升机低噪声旋翼桨叶气动外形。桨叶气动外形采用了多段翼型配置、前后掠桨尖构型、桨尖尖削以及负扭转设计，能够有效地降低旋翼气动噪声。在声学风洞开展了该桨叶和基准桨叶噪声测量试验，结果表明，在典型斜下降状态，该桨叶噪声优于基准桨叶，旋翼噪声最大降幅达6分贝，平均降噪幅度接近4分贝。

本发明属于直升机液压系统技术领域，公开了一种具备流速控制的组合式蓄压器和液压刹车系统。可应用于具有保压要求的直升机液压系统，首次采用流速自控制的蓄压器一体化设计，避免了充压或补压时流速过高对蓄压器造成冲击，提高充压时后端执行机构运行平稳度。通过在泵源至刹车蓄压器之间供压管路上设置限流阀和限流切断阀，两者配合设置，既保证作为负载端的刹车系统流量使用需求，也在当其间管路或设备出现断裂、损坏等引起供压油路液压泄漏后及时切断供压管路供压，避免液压油继续泄漏而影响主液压系统正常工作，提升了采用动力式刹车液压系统的主液压系统的安全性。

本发明属于直升机动力系统设计领域，涉及一种三发直升机全发应急模式控制方法。在特殊情况下，通过自动控制或者驾驶员控制三台发动机功率提升至应急功率，以提高直升机飞行安全性及执行紧急任务能力。

本发明属于直升机应急漂浮系统技术领域，公开了一种防倾覆拉带式直升机应急漂浮系统的浮筒，浮筒布置在前机身驾驶舱门下方；所述浮筒包括：主囊、副囊、防倾覆前拉带、防倾覆后拉带、前上拉带、后上拉带、前下拉带、后下拉带和前拉带；主囊和副囊的连接形式为相嵌式结构；防倾覆前拉带和防倾覆后拉带位于浮筒最上端；前上拉带、后上拉带、前下拉带、后下拉带和前拉带位于副囊内侧；防倾覆前拉带、防倾覆后拉带、前上拉带、后上拉带、前下拉带、后下拉带和前拉带分别连接到机身结构上；提供足够的浮力保证直升机有足够的侧向恢复力矩，防止直升机侧向倾覆。

本发明属于直升机燃油系统技术领域，公开了一种直升机燃油管路集成系统。由第一控制阀、第二控制阀、第三控制阀、第四控制阀、第五控制阀、第六控制阀、第七控制阀、转输泵、压力加油口盖、单向阀、增压泵、压力加油控制阀、第一燃油箱、第二燃油箱、第一外挂油箱、第二外挂油箱组成。使用一套管路分别实现燃油转输、压力加油、外挂油箱输油功能。

本发明属于起落架设计技术领域，公开了一种尾起落架连接接头，包括：两个横向连接板、两个纵向连接板、四个垂向连接板和尾起落架连接件；两个横向连接板、两个纵向连接板组成四边形结构，四个垂向连接板分别对应连接在两个横向连接板和两个纵向连接板上；所述尾起落架连接件位于四个垂向连接板的中心，且尾起落架连接件为中空碗状环形件，所述中空碗状环形件一周通过加强筋与四个垂向连接板连接；两个横向连接板、两个垂向连接板与机身框固定连接，所述两个纵向连接板、两个垂向连接板与机身梁固定连接。

本发明属于直升机主起落架舱结构强度设计技术领域，公开了一种无人高速直升机可收放主起落架承力结构及其设计方法，主起落架承力结构由前框、后框、上平台、左斜纵梁、右斜纵梁、底部蒙皮、收放作动筒接头和缓冲支柱接头组成。主起落架通过收放作动筒接头和缓冲支柱接头与主起落架舱连接，收放作动筒接头和缓冲支柱接头负责将主起落架载荷传递到主起落架舱结构上、并向机体实现传递与扩散。本发明提出的设计方法提供了与主起落架连接的机身结构强度设计流程和步骤，该承力结构既能对主起落架连接提供足够的支撑刚度、也能保障主起落架载荷合理传递与扩散。

本发明实施例公开一种电动舵面锁机构，通过电动机组件驱动导动模组，并通过导动模组带动齿轮轴转动，驱动梯形螺母转动，从而驱动梯形丝杆组件沿轴向运动，使得梯形丝杆组件轴向移动时，带动第二支架移动按压第三开关组件并发出舵面锁上锁信号，或者，按压第四开关组件并发出舵面锁解锁信号；梯形丝杆组件继续在相同方向移动，按压第一或第二压开关组件以切断电动机组件的电路，电动机组件停止工作，梯形丝杆组件停止运动，同时，第一开关组件发出电动舵面锁机构上锁到位信号，或者，第二压开关组件发出电动舵面锁机构解锁锁到位信号。本发明实施例解决了现有舵面锁机构故障后难以准确定位故障件，以及稳定性、经济性和密封性较差的问题。

本发明公开了一种与直升机舱门密封的应急窗，包括设置在直升机舱门上，连接应急窗框和舱门的多个拆卸卡扣；所述拆卸卡扣包括设置在应急窗框上的固定部，以及设置在舱门上的卡止部，固定部可拆卸地连接卡止部，通过插销轴限定固定部相对于卡止部的位置，且多个拆卸卡扣的插销轴联动；位于应急窗框下方的舱门上设置有驱动手柄，驱动手柄通过联动机构同时所有插销轴同时撤下，以使得所有插销轴失去对固定部的限制，从而使应急窗框相对于舱门分离。本发明提解决了舱门无法抛放时，通过抛放舱门上的应急窗，实现提供应急出口的目的；通过舱门和应急窗原理样件进行抛放试验，结果表明可以实现应急窗的快速抛放，抛放力符合相关指标要求。

本发明公开了一种直升机旋翼振动调节系统，该系统中桨毂中央件安装在旋翼轴上，桨毂中央件上部固定的支撑件，控制盒通过支撑件安装在桨毂中央件的顶部；自动倾斜器连接固定在桨毂中央件的下部，桨毂中央件周围均匀分布有多个安装支臂，每个安装支臂均通过轴承与一个旋翼支臂连接；旋翼支臂可绕轴承进行前后摆动，实现旋翼系统的摆振运动；可控变距拉杆下端与自动倾斜器连接，上端通过变距摇臂连接旋翼支臂；控制盒内部安装有控制单元，可控变距拉杆由控制单元控制；在桨毂中央件上安装有振动传感器，控制单元接收振动信号，通过计算后输出用于调节可控变距拉杆作动位移的指令，可控变距拉杆根据指令调节旋翼支臂的变距运动，从而改变旋翼支臂中桨叶的升力，进而调节旋翼振动。

本发明属于直升机结构强度设计技术领域，公开了一种轮式起落架直升机着陆/舰载荷计算方法，所述方法包括：S1，获取无阻力着陆/舰状态下起落架的载荷，所述起落架的载荷包含航向载荷、垂向载荷、侧向载荷；S2，获取直升机起降面的滚动摩擦系数和滑动摩擦系数；S3，确定直升机着陆/舰时的状态，结合无阻力着陆/舰状态下起落架的载荷，以及直升机起降面的滚动摩擦系数和滑动摩擦系数，确定直升机障碍有阻力着陆/舰时的状态对应的起落架载荷。以全面考虑轮式起落架直升机的着陆/舰状态，获得由于起降面不平度等外部因素影响下的载荷，同时确定该载荷在着陆/舰谱中的时间比例，以此作为起落架及连接结构静强度及疲劳强度设计的依据。

本发明属于垂直/短距起降飞行器技术领域，具体涉及一种应用于倾转机翼飞机的机翼。主要分为机翼主体，机翼后缘气动装置，机翼前缘气动装置。其中机翼后缘气动装置通过可以旋转的连接机构固定于机翼主体后缘，机翼前缘气动装置固定于机翼前缘，位于机内的控制装置可以根据机翼迎角自动设置合适的后缘气动装置的角度。通过为机翼设置前后缘气动装置，人为的降低机翼升力受迎角的影响，大幅度的推迟失速发生的机翼迎角，使机翼的升力直到发动机竖起达到足够高角度时都是可控的，让全机的控制可以实现从机翼到发动机的无缝衔接，大幅提高转换阶段的可控性与安全性。

本发明属于起落架设计技术，涉及一种滑撬起落架及其横梁高度调节机构。包括：左横梁、右横梁、左机身接头、右机身接头、滑块、机身接头和螺杆；左横梁为L型，左横梁拐角处通过左机身接头与机身连接；右横梁为L型，右横梁拐角处通过右机身接头与机身连接；滑块左右两端沿机身航向设有第一通孔，左横梁右端设有双耳与滑块左端第一通孔连接，右横梁左端设有双耳与滑块右端第一通孔连接；滑块中央沿竖直方向设有螺纹孔，螺杆一端与滑块上的螺纹孔连接；螺杆另一端通过机身接头与机身连接并可相对于机身自由旋转，机身接头上设有限位装置用于限制螺杆轴向运动；螺杆用于通过旋转调节滑块相对于机身的距离从而带动左、右横梁以左、右机身接头为轴旋转。

本发明属于旋翼气动设计技术领域，公开了一种可翻转隐藏式武装直升机短翼。包括：可伸缩连接梁、过渡段、连接轴、短翼本体、锁闭机构、三轴液压电动缸；正常训练及巡航飞行时，将短翼闭合至与机身贴合，构成了机身结构的一部分，直升机变成了无短翼结构，外形呈流线型且光滑平整。当直升机进入战斗模式，打开锁闭机构，三轴液压电动缸将直升机短翼向上绕固定轴翻转90°，将短翼置于机身水平状态时，挂弹钩下方的武器弹药可通过飞行员的控制对敌方目标进行攻击。攻击任务结束后，快速收起短翼，迅速脱离战场。

本发明属于直升机旋翼折叠的技术领域，公开了一种新型旋翼电动折叠展开的控制系统及方法，所述控制系统包括：折叠控制器、主桨集流环、盘桨控制器、四个折叠作动筒、五个支臂限动锁、盘桨机构；主桨集流环内部设置有角度位移传感器；折叠控制器分别与主桨集流环、盘桨控制器通过CAN总线连接，主桨集流环分别与四个折叠作动筒、五个支臂限动锁通过CAN总线连接，盘桨控制器与盘桨机构通过CAN总线连接。采用旋翼电动折叠的方式，旋翼盘桨、上锁、桨叶驱动均采用永磁同步伺服控制器驱动的方式，各个作动器由上位机机电管理计算机进行控制与监控。

本发明属于旋翼气动设计技术领域，公开了一种不等直径共轴双旋翼。所述双旋翼包括：上旋翼和下旋翼，所述上旋翼和下旋翼共轴，且所述上旋翼的直径大于所述下旋翼的直径。采用共轴双旋翼，上下旋翼直径不同，充分利用下旋翼对上旋翼的有利干扰，同时又能减小上旋翼对下旋翼的不利干扰，比常规等直径共轴双旋翼具有明显的悬停效率优势。

本发明属于直升机动力系统设计技术领域，公开了一种直升机用的发动机机械油门操作系统，包括：油门环、总距杆、第一弹性拉杆、旋翼转速调节执行机构、总距‑油门连接摇臂、输出弹性拉杆、第二弹性拉杆、总距联动机构；总距杆、总距联动机构组成总距预输入调节结构；旋翼转速调节执行机构、第二弹性拉杆组成旋翼转速反馈输入调节结构；油门环、第一弹性拉杆组成油门环手动输入调节结构；旋翼转速反馈输入调节结构、手动输入调节结构串联在一起，并通过总距‑油门连接摇臂与总距预输入调节结构并联在一起；总距‑油门连接摇臂通过输出弹性拉杆连接到发动机油门摇臂，使发动机输出轴功率的大小与直升机需用功率的供求平衡，从而保持旋翼转速恒定。

本发明属于高速直升机结构设计领域，公开了一种高速直升机舵面操纵机构。本发明由两组铰链接头、十字联轴节组件、舵机摇臂、扭矩传动轴、关节轴承、衬套、螺栓等组成，其中所述两组铰链接头分别由一个双耳接头及一个单耳接头组成，且分别安装于高速直升机本体与舵面上，且两组铰链接头的轴线共线。所述两组铰链接头，其中一组铰链接头的单耳接头与双耳接头的间隙为0，另一组铰链接头的单耳接头与双耳接头的间隙大于0。不仅实现了舵面绕固定轴线的转动，又降低了操纵机构的运动空间，保证了高速直升机外形的完整性，从而降低了高速直升机飞行阻力。

本发明属于直升机机身结构强度设计领域，公开了一种尾部结构的强度设计方法，高置平尾非对称载荷与垂尾气动载荷分布存在多种组合状态。尾部结构包含尾梁和垂尾，在垂尾和尾梁的强度设计时，与传统的设计思路不同的是考虑平尾非对称载荷产生的力矩对垂尾及尾梁强度的影响，排除由于平尾非对称载荷影响导致尾梁及垂尾在飞行过程中存在的安全隐患。

本发明公开了一种桨叶根部构型，包括桨根连接件，桨根连接件包括桨毂连接段和设置在桨毂连接段一端的大梁连接段，其中：桨毂连接段为空心的圆柱形结构，大梁连接段为沿轴向形成于所述桨毂连接段一端的空心管状构件，大梁连接段、桨毂连接段为一体式结构且同轴布设；所述桨毂连接段上设置有用于和桨毂连接的连接孔；所述大梁连接段上布设由用于缠绕固定大梁根端的固定台；所述大梁的根端缠绕所述固定台进行固定后，在大梁连接段的外部设置包裹大梁连接段以及大梁根端的蒙皮。本发明构型既可以简化桨根结构，又能有效提高刚性桨叶圆形根部大梁防松脱效果，提高了桨叶的承载能力强和可靠性，适用于刚性旋翼桨根设计。

本发明公开了一种直升机降温进气道，包括：管状的进气道，在进气道的外部包裹有蒙皮，蒙皮与进气道外壁之间存在间腔；所述进气道内部靠近入口一侧设置有多个降温导流片，降温导流片沿平行于进气道轴线的方向间隔布设，且相互平行；所述降温导流片包括气流导引片，气流导引片上分布有冷却剂导管、涡流发生器及雾化喷口，冷却剂导管与所述涡流发生器连接；所述进气道的入口内部沿圆周方向设置有降温剂导管，降温剂导管上分布有雾化喷管。本发明结构可以使得直升机发动机进气温度降低，发动机吸入气流的密度增大，达到提升发动机功率的目的。

本发明属于直升机结构设计技术领域，公开了一种直升机防线缆装置，所述装置包括：多个滚珠轴承、多个固定轴、两个侧端板、三角固定安装架；所述三角固定安装架安装在直升机前方机身上；每个滚珠轴承通过对应的固定轴固定在两个侧端板的内侧；且两个侧端板的一端分别固定在所述三角固定安装架上。当直升机触碰到高压线缆时，防线缆躲避装置首先会触碰到高压线缆，该装置上安装若干个滚珠轴承，轴承光滑，滚转自如，由于直升机与高压线缆有相对速度，高压线缆会沿着该装置上方或下方快速滑动，从而脱离直升机，避免了直升机被缠绕。

本发明属于直升机旋翼试验技术领域，公开了一种盒式天平安全锁紧装置，包括：背紧螺母、锁紧套、安全锁紧柱、安全锁紧柱调整底座，本方案的技术重点在于控制安全锁紧柱卡槽深度不同及其结构尺寸与锁紧套的配合尺寸，这些尺寸需根据天平的结构确定。各零部件间的装配关系为：锁紧套背紧螺母套入安全锁紧柱，把安全锁紧柱调整底座安装到天平上，把安全锁紧柱串入安全锁紧柱调整底座，调整安全锁紧柱高度，使安全锁紧柱控制在合适的位置，在串入锁紧套，拧入背紧螺母。本发明能够快捷、可靠的为盒式应变天平提供锁紧和松开状态，同时能够对调整量进行可控。

本发明实施例公开一种方向舵调整片操纵装置的数字化控制器，通过信号接收/发送模块从飞控系统接收到控制指令，通过主芯片电路模块与反馈信号处理模块和功率放大/逆变模块的配合工作，控制电动机构工作，从而带动方向舵调整片偏转，从而卸掉或减小飞机驾驶员在控制方向舵时所提供的脚蹬力；还用于通过反馈信号处理模块和主芯片电路模块向飞控系统提供方向舵调整片的位置信号和中立位置指示信号。本发明实施例适用于飞行器方向舵调整装置的操纵，解决了现有采用电动装置调整运输机方向舵的方式存在精准度较差，以及控制的可靠性不高等问题。

本发明公开了一种直升机在尾桨失效状态下应急替代装置及控制方法，在单旋翼带尾桨构型的直升机尾梁末端布置气口喷嘴，压缩气瓶布置在尾梁过渡段或者机身内部；控制气瓶的开关布置在驾驶舱，气瓶控制装置与脚蹬位移传感器电气信号联动，可通过脚蹬位移控制气瓶出气量大小；气口喷嘴受控于控制单元，一般情况下，不用打开气瓶控制开关。对于单旋翼带尾桨构型的直升机，在出现尾桨失效故障时，飞行员可打开气瓶开关，通过脚蹬位移控制气瓶出气量大小，依靠尾部气流开口喷射气流，形成反扭矩作用力，从而维持直升机航向稳定，为应急着陆争取时间，减少直升机损伤概率和提升机内乘员生存几率，避免坠毁事故发生。

本发明公开了一种新的合成视景显示方法，基于直升机地速和偏流角进行视角切换，当直升机在地面时，提供以航向为视角的合成视景图像，当起飞爬升超过设定速度值时，提供过渡视角的合成视景图像，速度继续增加超过最佳爬升速度时，提供以航迹为视角的合成视景图像；当偏流角过大时，合成视景切换为过渡视角、航向视角；当减速进近时，切换为航向视角；此时，如果直升机飞行路径角超过标准进近角，则水平位置指示器显示位置下降，姿态俯仰刻度显示更大范围。本方案根据直升机地速和偏流角，显示适当视角的合成视景图像，根据直升机飞行路径角，自动调整水平位置指示器的显示位置和俯仰刻度显示范围，使飞行环境与合成视景图像协调一致。

本发明公开了一种旋翼机铰链门用可抛放撑杆装置，包括：底座、盖板、抛放支座、抛放卡板、抛放把手和抛放转轴，其中：底座固定在旋翼机的舱门上，盖板固定于底座的一侧，抛放卡板设置于底座和盖板之间，抛放把手设置于盖板上；抛放转轴的一端依次穿过底座、抛放卡板、盖板并连接于抛放把手上，抛放转轴的另一端连接舱门抛放机构；抛放支座与舱门的汽弹撑杆连接，抛放支座上设置有突起的卡台，卡台的侧面设置有卡槽；的盖板上开设有通槽，卡台穿过通槽，并使抛放卡板卡在卡台侧面的卡槽中。本发明可以为抛放式铰链门提供开启支撑，既保证了舱门的方便使用，又能保证舱门的应急抛放功能实现，结构简单可靠，而且维护性好。

本发明属于直升机结构设计领域，公开了一种可调节式直升机侧端板结构,包括：方向舵、侧端板组件和舵机拉杆；所述侧端板组件连接在平尾两端且垂直于平尾；所述方向舵安装在侧端板后方；所述舵机拉杆与方向舵连接用于带动方向舵转动。可通过操纵方向舵实现侧端板的调节，操纵简单、通用性强；结构形式简单、传力路径直接、重量轻、加工制造成本低、安装方便。

本发明属于滑撬式起落架设计技术领域，公开了一种滑橇式起落架检查周期计算方法，包括：获取起落架设计的最大着陆速度，以及起落架引起横管产生塑性变形的门槛着陆速度；对起落架着陆过程中的所有着陆速度进行分级，得到三个分级速度及其对应的累积次数；获取三个分级速度分别对应的塑性变形值；三个分级速度按照从小到大顺序依次出现；根据三个分级速度分别对应的塑性变形值，确定初始检查周期；当起落架着陆时间达到初始检查周期后，获取起落架的初始实际塑性变形值G，根据初始实际塑性变形值对初始检查周期进行修正，得到下一个检查周期；解决滑撬式起落架使用中检查周期确定的问题。

本发明属于直升机起落架控制技术领域，公开了一种直升机起落架收放液压控制系统，包括：限流阀、起落架放下电磁阀、起落架收起电磁阀、起落架应急放下电磁阀、第一节流阀、第二节流阀、第三节流阀、转换活门、油滤组成；可实现起落架的收放控制，且在液压系统正常收放失效时，具备起落架应急放下控制功能。

本发明属于直升机气动设计技术领域，公开了一种大前后掠组合的直升机旋翼桨叶。述桨叶的根部设有桨根接头，桨根接头有两个纵列式的连接孔，且连接孔的内壁连接有剪力螺栓，桨根接头通过剪力螺栓连接旋翼桨毂支臂。所述桨叶主翼型段起始于相对半径0.2667R，从相对半径0.2667R至桨尖的翼型厚度为7％‑12％。所述直升机旋翼桨叶自旋转中心到相对半径0.2667R的扭转角保持一致，从相对半径0.2667R至桨尖的气动扭转率为X，在保证了旋翼悬停性能的同时兼顾前飞性能。

本发明属于直升机动力系统设计领域，公开了一种三发直升机发动机功率自动检查方法。在使用过程中，飞行员仅需要在驾驶舱显示提示的高度、速度、扭矩范围下保持平飞，并通过按压功率检查按键执行检查程序，即可同时对三台发动机进行自动检查及结果显示、记录。可以在较宽的飞行包线范围、不降低飞行安全裕度的情况下，一次对全部三台发动机进行自动检查，极大程度的提高的人机功效。

本发明属于直升机旋翼技术领域，公开了一种可变距旋翼结构及其控制方法，所述旋翼结构包括：马达、中央桨毂、桨夹、变距轴及桨叶；其中，桨叶安装在桨夹上，桨夹通过变距轴与中央桨毂连接，中央桨毂安装在马达上；变距轴与旋翼平面存在预设夹角，所述预设夹角小于90度，且桨夹可以绕变距轴自由旋转预设角度，有效简化了大型多旋翼飞行器的操控，为电动多旋翼大型化提供了一种简单有效的方法。

本发明属于电气系统控制技术领域，公开了一种民用直升机应急漂浮控制装置及方法，所述控制装置包括：供电模块、水浸探测模块、起爆模块；所述供电模块、水浸探测模块、起爆模块依次连接；其中，所述起爆模块设置在气瓶塞内；所述水浸探测模块至少包含两组水浸探测开关，两组水浸探测开关设置在飞机机身的不同部位；逻辑清晰，线路简单，可靠性高。电路采用双路供电，重要部件采用双备份，可拓展性强，提高了系统的安全性和可靠性。

本发明属于飞行器结构设计技术领域，公开了一种复合材料一体化框梁及制造方法，一体化框梁整体为十字型结构，十字型结构的一个方向为X方向，另一个方向为Y方向；所述一体化框梁述包括：上十字铺层、中间十字型铺层、下十字铺层；其中，中间十字型铺层包含X方向截面为工型的铺层和Y方向截面为工型的铺层；X方向截面为工型的铺层包含两个C型截面的连续复材织物，Y方向截面为工型的铺层为不连续复材织物，且包含左半部分铺层和右半部分铺层；左半部分铺层、右半部分铺层均由两个C型截面的连续复材织物组成。在交汇区使用缝纫工艺。该一体化框梁能够实现一体化成型，且能避免分层、保证强度。

本发明属于飞机动力装置系统技术领域，公开了一种直线式加浓钢索操纵结构及操纵方法，用于发动机动力装置的操纵机构；包括：第一支架，第二支架，长轴型固定结构，加浓舵机组件，第一软钢丝绳，第二软钢丝绳；长轴型固定结构的两端分别滑动连接在第一支架和第二支架上，加浓舵机组件的一端固定连接在长轴型固定结构的中心，第一软钢丝绳连接在长轴型固定结构的中心与第一支架之间的轴上，第二软钢丝绳连接在长轴型固定结构的中心与第二支架之间的轴上；确保无人直升机加浓通道的稳定控制。

本发明涉及电动飞机技术领域，具体是一种多旋翼电动飞机的安全控制系统及方法，系统包括动力控制器和至少两个并联连接的动力组件；动力组件包括电池包、两个中心对称设置的螺旋桨和设置在各螺旋桨上的第一电机；且两个中心对称的螺旋桨的转向相同；电池包安装在电动飞机上，一个电池包与两个中心对称的第一电机串联连接；电池包和第一电机分别与动力控制器电连接；本发明通过设置多个并联连接的动力组件，其中一个动力组件发生故障时，可将其移除，保证其他动力组件的稳定运行；螺旋桨中心对称设置，当其中一个螺旋桨故障时，使电池包不对发生故障的同一动力组件上的两个第一电机进行供电，避免了电动飞机发生自旋，保证了电动飞机的稳定运行。

本发明公开了一种无人设备传动组件及无人设备，包括两个传动箱体，传动箱体内开有第一连接槽和第二连接槽，第一连接槽和第二连接槽的一侧开有转槽，转槽内套接转动套，转动套内套接转动杆，第一连接槽和第二连接槽内安装驱动机构，转动套的顶部套接第一机翼，转动杆的顶部套接第二机翼。通过两个传动箱体闭合将转动套、转动杆和驱动机构卡接在转槽、第一连接槽和第二连接槽内，便于拆装，方便检修，驱动机构带动转动套和转动杆反向转动，则转动套和转动杆分别带动第一机翼和第二机翼反向旋转，无论无人机如何飞行，第一机翼和第二机翼给予传动组件的扭矩相互抵消，使得传动组件处的扭矩始终自平衡，则无人设备飞行时扭矩始终平衡，飞行更稳定。

本发明公开一种高山岩石勘探装置，包括传动升降装置、避雷器、避雷器支柱、避雷器安装座、飞行器、往复升降装置、勘探装置。本发明通过使用飞行器搭载一系列传动升降装置和勘探装置等来实现本发明的探测功能，飞行器可以飞行到高空或高山悬崖上对于岩石进行勘探，能够在人工不能到达的地方进行勘探。本发明通过传动升降装置对于整个勘探装置进行整体的高度调整来测量不同高度的岩石，通过往复升降装置可以对勘探装置进行高度上的微调。由于本发明需要在高空中完成，所以需要安装避雷器进行保护。

本发明涉及一种复合材料机身壁板辅助制造装置。该装置包括保形组件、翻转组件、支撑组件和转运组件，保形组件包括保形筒、转动齿轮、连接法兰、多个定位部件、多个支撑框架、多个托架支撑梁和多个保形卡板，转动齿轮和连接法兰在保形筒的轴向上相对设置，多个托架支撑梁设在转动齿轮和连接法兰之间且沿保形筒的周向间隔布置，多个支撑框架沿保形筒的轴向间隔布置，多个定位部件设在托架支撑梁上且在保形筒的轴向上间隔布置，多个保形卡板与多个支撑框架相连，翻转组件用于翻转保形组件，支撑组件用于支撑保形组件，转运组件用于转运保形组件。本发明能够降低劳动强度，减小各工序转移过程中消耗的时间和对壁板的损伤，提高壁板的生产效率和质量。

本申请属于无人机空中回收技术领域，特别涉及一种无人机空中回收装置及方法。装置包括：载机、回收硬杆、电磁吸盘、柔性拖缆、无人机以及对接锥头。所述回收硬杆的中心开设有贯穿的通孔，所述回收硬杆的一端安装在所述载机上；电磁吸盘呈片状，所述电磁吸盘沿航向安装在所述回收硬杆的另一端；所述柔性拖缆嵌套在所述回收硬杆的通孔中，其一端与收放机构连接，另一端设置有电磁对接锥套；所述无人机的背部表面布置有对接磁吸点，能够与所述电磁吸盘吸合；所述对接锥头安装在所述无人机的背部，能够与所述电磁对接锥套吸合。本申请的无人机空中回收装置及方法，可满足不同级别无人机回收要求，还具有姿态稳定可控，结构简单，故障概率低的优点。

本发明公开了一种尾桨除冰分电盘测试装置，涉及直升机尾桨除冰测试领域。尾桨除冰分电盘测试装置包括手提箱体，手提箱体内集成有电源电路单元、主控电路单元、测量和采集单元、恒流源电路单元和温度测量单元；主控电路单元包括单片机、数据交互模块和显示驱动模块，数据采集单元、恒流源电路单元和温度测量单元均与主控电路单元的数据交互模块电控连接。测量和采集单元利用恒流源在被测电阻上产生的直流压降U，对于恒流源被测部分与线路R串联；在测量电压部分，测量电路采用高阻测量单元，测量电路的输入电阻为被测部分的10倍以上。该装置工作场地不受限制，满足快速抢修要求，实现尾桨除冰系统机上原位自动检测以及在内场单部件检测。

一种直线力加载系统多余力补偿控制装置，包括直线加载器、伺服电机、阻尼模块、力传感器、速度传感器A、速度传感器B、速度同步补偿器、系统控制器；伺服电机驱动直线加载器为作动器加载；阻尼模块用于衰减作动器的作动筒的速度突变对直线加载器的冲击；速度传感器A、速度传感器B用以检测反馈作动器运动速度和伺服电机速度之差，将两者之间的速度差输入至系统控制器实现直线对加载力的前馈补偿；力传感器用以检测反馈实际直线加载力，动态调整伺服电机扭矩，实现加载力PID闭环控制；本发明的直线力加载系统多余力补偿控制装置及补偿控制方法具有响应速度快、加载精度高的优点，因此完全满足了现有高性能作动器动态性能测试的需求。