飞行器、航空、宇宙航行

本发明属于飞行器领域，具体涉及一种桨扇发动机的桨叶、桨扇及桨扇发动机。其中一种桨扇发动机的桨叶，包括弯扭的桨叶本体，所述桨叶本体的桨根前掠、桨尖后掠，所述桨叶本体的桨叶前缘为沿流向的C型弯曲，所述桨叶本体的桨叶后缘为沿流向的反S型弯曲。本发明的桨叶在使用中能够降低单个桨叶的负荷水平，延缓激波‑附面层干扰引起的流动分离，避免桨叶中上部产生很大的流动损失，提高了推进效率。

本文为非管道式推进系统提供了设备和系统。该系统包括用于高亚音速持续飞行的高效前壳体。多个叶片固定到前壳体，其中前壳体限定从前壳体的最前端延伸通过前叶片根部的轴向范围的流动路径曲线。流动路径曲线由平行于旋转轴线的轴向方向和距旋转轴线的半径来描述。流动路径曲线包括第一点和第一点后方的第二点，第一点具有第一半径，其中半径在前叶片根部的前方达到最大值，第二点具有第二半径，其中半径停止减小。第一半径与第二半径的比大于或等于1.029。

本发明提供了一种基于分离螺母的锁紧释放装置，包括壳体、分离解锁组件和触发组件，所述分离解锁组件包括锁紧压紧杆的分离螺母、滚柱及螺母支架，所述螺母支架与所述壳体沿Y轴方向滑动配合，所述螺母支架具有分离螺母安装腔体，所述分离螺母安装在所述分离螺母安装腔体之内，所述分离螺母由至少两个分瓣螺母组合而成，所述分瓣螺母上设有滚柱安装凹槽，所述滚柱设置在所述滚柱安装凹槽上，所述滚柱夹紧在所述螺母支架、分瓣螺母之间。本发明还提供了一种航天器。本发明的有益效果是：取消了火工品，具有空间占比小，低冲击、高安全性、便于安装等特点。

本发明提供了一种共底表面张力贮箱，包括：贮箱壳体、中间底、氧箱管理装置、燃箱管理装置以及复合材料缠绕层；所述贮箱壳体内连接所述中间底，所述中间底内弧侧和所述贮箱壳体之间设置为燃箱，所述燃箱底部设置所述燃箱管理装置，所述中间底外弧侧与所述贮箱壳体之间设置为氧箱，所述氧箱底部设置所述氧箱管理装置；所述贮箱壳体外表面缠绕所述复合材料缠绕层。本发明实现了有限轴向尺寸内的共底结构设计和异型管理装置设计，并通过复合材料缠绕实现了贮箱的轻质化，对共底表面张力贮箱的应用具有重要意义。

本发明公开了一种基于强化学习的失效航天器姿态快速调整方法，包括：步骤S1、基于航天器姿态末端约束，建立失效航天器姿态数学模型与约束模型；步骤S2、基于强化学习算法中的Long‑term性能指标函数，建立评判标准和Critic网络；步骤S3、基于Backstepping控制框架结合Action网络和所述Critic网络，建立自适应控制方法，以控制失效航天器进入末端约束域。本发明实现失效航天器在姿态运动演化前的快速姿态调整，进入预定点火机动指向。

本发明提供了一种卫星姿态抗饱和控制方法、装置、电子设备及存储介质，其中方法包括：基于卫星的被控对象模型，建立用于作为系统控制输入未受限时的标称控制器；建立存在幅值饱和和速率饱和的执行器模型；利用所述被控对象模型、所述标称控制器和所述执行器模型，建立并求解抗饱和补偿器；利用抗饱和闭环系统对卫星姿态进行抗饱和控制；所述抗饱和闭环系统包括：所述被控对象模型、所述标称控制器、所述执行器模型和所述抗饱和补偿器。本方案，当执行器发生饱和时，由抗饱和补偿器对输入进行补偿，使得控制器的输出和被控对象的输入尽可能相等，从而可以提高卫星姿态控制精度以及闭环系统的稳定性。

本发明公开一种飞行器的雷达防护机构、雷达系统以及飞行器。其中，该飞行器的雷达防护机构包括基座和防护结构，基座具有用于安装雷达的安装工位；防护结构包括驱动装置和活动件，驱动装置与活动件连接，以带动活动件移动；其中，驱动装置被配置为：当接收到飞行信息时，驱动活动件移动至显露安装工位；当接收到陆行信息时，驱动活动件移动至遮盖安装工位。本发明可对飞行器的雷达防护机构进行切换操作，以适应在飞行器的不同状态，即可满足飞行时对雷达系统的需求，又可满足陆行时对雷达系统的保护。

本发明提供了一种林业防火监测用无人机，包括无人机本体；无人机本体的底部装配有安装架，安装架的内部设置有收卷机构；收卷机构包括：蜗旋壳、以及可收纳在蜗旋壳内部的延伸管；蜗旋壳的圆心装配有电机，电机带动延伸管可延伸至蜗旋壳的正下方；延伸管的外露端装配有探测板，探测板上装配有火险监测设备，且探测板上开设有多个干粉孔；延伸管具有套装的双层空腔，内层的空腔灌装有磁流变液，无人机本体上设置有与磁流变液电性连接的电磁发生器；无人机本体上装配有二氧化碳罐，二氧化碳罐通过控制管路与外层的空腔连通，且外层的空腔与多个干粉孔连通。从而可深度探查早期火种，及时进行扑救，遏制火情的扩大。

本发明涉及一种用于夜间作业的高集成化系留照明无人机系统，包括：无人机平台，其包括：无人机主体，其包括保护壳体及设置在壳体内的无人机适配器和单片机，其中无人机适配器和单片机通过线路连接；控制电机，其设置在无人机主体的底部，并与单片机通过线路连接，其中控制电机转动能够带动照明灯具转动；照明灯具，其与控制电机固定连接，并与无人机适配器通过线路连接；超声波接收器，其设置在无人机主体的底部，并与单片机通过线路连接；地面控制箱，其内部设置有自动卷线装置和电源管理系统，其中电源管理系统为无人机平台提供电力，自动卷线装置被配置为收放系留缆绳；系留缆绳，其连接地面控制箱与无人机平台；超声波发送器。

本发明公开了一种基于恒加速度的高精度轨道控制方法，包括以下步骤：S1、计算恒加速度控制目标；S2、通过试喷气计算小型推力器常值喷气时间；S3、根据实时测量的加速度计算实时喷气时间补偿量；S4、执行喷气并在时间后使小型推力器停止喷气。本发明在轨进行试喷气标定，可以适应任何质量和推力的偏差情况；且通过小型推力器来补偿推力，使得大型推力器可以持续工作。

本发明公开了一种用于无人机测绘的摄影装置，涉及航拍摄影技术领域，一种用于无人机测绘的摄影装置，包括无人机本体和圆筒，圆筒的顶部安装有空腔块，空腔块的内壁安装有限位弹簧，限位弹簧的一端安装有横板，横板的前面和后面均安装有限位杆，限位杆的一端安装有拉块。该用于无人机测绘的摄影装置，通过空腔块、限位弹簧、横板、限位杆、拉块、复位弹簧、凸型滑块、调节块、卡块和定位块的设置，使该用于无人机测绘的摄影装置具备了方便安装和拆卸的效果，通过定位块定位安装，通过限位杆限制定位块的位置，通过卡块限制拉块的位置，提高安装的稳定形，且便于拆卸，达到了提高实用性的目的。

本发明提出一种全机疲劳试验应变传感器失效的自动检测方法，通过失效传感器的响应特征识别、数学模型构建、失效判据建立、失效阈值确定，实现了飞机全机疲劳试验过程中失效的应变传感器的高效自动检测，提高了检测效率，解决了过往全机疲劳试验中失效应变传感器的人工识别效率低、判据片面的问题，避免了因传感器失效发现不及时造成结构关键部位损伤监测存在时间空档而带来的风险，为及时发现、维修或更换失效的传感器提供了可靠的技术手段。

本发明提供了机翼热气防冰控制系统和空中防冰压力控制方法。系统包括机翼防冰活门、机翼防冰压力传感器、机翼防冰温度传感器、机翼防冰地面温度监控传感器、机翼防冰监控压力传感器、机翼防冰控制器、引气风扇活门和笛型管，其中机翼防冰控制器包括独立的控制通道和监控通道，机翼防冰活门包括独立的活门关断电路和活门调节电路。本发明能够实现地面和空中防冰，依据机翼防冰压力传感器计算防冰比参考上游引气温度防冰更准确，并且在单发引气防冰、引气故障或性能下降等情况下，尽可能在保证飞机最优的情况下依然可进行防冰或最大程度防冰。由此，本发明不仅能够有效地降低能耗、提升经济性和安全性、而且防冰效果好，并且具有良好的通用性。

本发明实施例公开了一种水面飞行器在波浪水面起降的纵向运动稳定性判定方法，包括：基于确定的试验参数开展模型试验，采集纵倾角时历数据，并拍摄记录模型试验过程中缩比模型的运动状态，采用滤波后的纵倾角时历数据绘制响应曲线，并分析倾角响应曲线的形态，得到纵倾角波动幅值、波动周期和波动角速率，结合通过拍摄判定出的运动稳定性编制运动稳定性统计表，最终绘制出能够体现出水面飞行器在波浪水面起降过程中运动稳定区域的双参数运动稳定性判定准则图。本发明实施例提供的技术方案解决了现有水面飞行器在静水面中的纵向运动稳定分析方式和判定准则，难以应用于水面飞行器在波浪水面的纵向运动稳定性判定中的问题。

本发明提供了一种用于星上长距离单折展开臂在轨振动抑制的装置，包括展开臂的一端与展开机构转动连接，限幅直臂的一端和展开机构通过旋转支撑轴转动连接，限幅直臂的另一端和展开臂通过旋转支撑轴转动连接；限幅直臂与展开机构的转动连接处、限幅直臂与展开臂的转动连接处均设置有限位组件，限位组件包括限位孔、销轴以及压缩弹簧；限位孔设置在旋转支撑轴上，销轴和压缩弹簧二者均设置在限幅直臂上。通过限幅直臂使其随着展开臂展开过程联动，展开臂锁定到位时，压缩弹簧推动销轴进入限位孔，在展开臂受环境干扰在其端部产生小幅振动时，限幅装置将在展开臂振动过程中通过自身特性，对展开臂多个方向的小幅振动进行抑制和消减，起到限幅作用。

本发明提供了一种埋入式进气道结构，涉及飞行设备领域，包括进气道本体，进气道本体具有底壁和进气口，进气道本体的底壁用于固定连接于机翼的后缘，进气道本体的底壁的上表面呈流线型，进气道本体的底壁的上表面能够与机翼的上表面衔接并平滑过渡，进气道本体靠近机翼一端的开口为进气口，当飞行器水平飞行时进气口位于进气道本体的底壁的上方且低于机翼的上表面的最高点。本发明还提供了一种飞行器，包括机翼、机身和上述的埋入式进气道结构，进气道本体的底壁固定连接于机翼的后缘，机翼与机身固定连接。本发明提供的埋入式进气道结构和飞行器能够提高进气效率；减少较强雷达回波，提高雷达隐身性能。

本发明提供一种正弦波激励指令传感器的位移检测方法、系统及设备，属于飞机刹车系统领域，位移检测方法包括：针对任一控制周期，对正弦波激励指令传感器输出的正弦波信号进行过采样，确定当前控制周期内的极值；根据极值确定当前控制周期的初始位移；根据前M个控制周期的初始位移对当前控制周期的初始位移进行滑动平均滤波，得到平均滤波位移；对平均滤波位移进行低通滤波，得到低通滤波位移；对低通滤波位移进行限幅，得到当前控制周期内正弦波激励指令传感器的位移。在不改变硬件的情况下，提高了对正弦波激励指令传感器位移检测的精度，进而能够解决松刹时存在残余位移的问题。

本发明公开一种跨速域变体飞行器，涉及飞行器领域；包括采用翼身融合体设计结构的机身与机翼，所述机翼包括外翼和内翼，所述外翼的后掠角和内翼的折叠角均能够调节，从而使得飞行器能够呈现低速构型、高速构型以及介于低速构型和高速构型之间的多种中间构型以适应跨声速、超声速等多种来流条件。本发明提供的跨速域变体飞行器设计方法，通过改变飞行器自身气动外形，能够适应不同速域飞行。

本发明公开了一种基于多数据源融合的空间目标轨道确定方法及系统，方法包括步骤：获取空间目标最新时刻TLE文件；制定观测计划，对空间目标进行光学测角，同时通过雷达系统对空间目标进行雷达测距；基于测角数据和相对距离，利用Gooding算法对空间目标初定轨；将初轨结果作为精密轨道的入参，确定精密定轨的条件方程，求解得到精密定轨结果；根据所述精密定轨结果，生成空间目标新历表。本发明基于雷达测距系统提供卫星相对距离，对空间目标进行多数据源联合定轨，包括初定轨和精密定轨，初定轨结果基于融合了光学测角和雷达相对距离的数据得到，精密定轨以初定轨结果为入参，既有利于简化流程，又能够满足空间目标定轨精度需求。

本发明公开了一种弹性悬挂装置，包括空气弹簧弹性悬挂系统和气压调节系统，空气弹簧弹性悬挂系统包括上盖板和下盖板，气压调节系统包括空气弹簧，空气弹簧通过气管与气压调节系统连接；还包括气源、电磁阀控制器、电磁阀、压力传感器和空气弹簧，气源、电磁阀和压力传感器通过气管相连接，电磁阀控制器、电磁阀、压力传感器电性相连接，本发明还公开了一种弹性悬挂装置的调解方法，包括吊装试验件、调节弹簧气体压力、确认试验条件、拆卸试验件等步骤，本发明能够解决大型航天器自由模态试验的柔性支撑难题，同时具有应用范围广、弹性参数可调、成本低廉、安装简单、维护方便等优点。

本发明公开具有可折叠旋翼臂结构的多旋翼无人机及控制方法，涉及无人机折叠翼技术领域，包括无人机机体、可折叠悬臂组件、主动折叠翼组件、多个旋翼组件、主动折叠翼自动控制器和飞控系统，所述可折叠悬臂组件包括多个主悬臂和多个主悬臂折叠机构，多个主悬臂折叠机构的分别安装在无人机机体的上端部。本发明在飞行过程中通过性检测模块基于拍摄的视觉信息对无人机是否安全通过进行判断，通过主动折叠控制器分别控制主动折叠翼组件动作实现多个旋转悬臂的同时主动折叠来减小多旋翼无人机的飞行半径，从而增加多旋翼无人机的通过性能，解决了现有技术采用被动式折叠翼通过狭小空间带来的碰撞风险。

一种植保无人机高精度余料检测装置，涉及余料检测技术领域。解决现有植保无人机余料装置存在检测准确性差的问题。所述装置包括电机轴、搅拌杆、转盘、至少一个传感器组件、和播撒器电机；所述电机轴上设有扁位；所述搅拌杆套装在所述扁位上；所述转盘设置在所述搅拌杆的下方，并固定在所述电机轴上；所述至少一个传感器组件设置在搅拌杆和转盘之间；所述播撒器电机用于驱动所述电机轴上下移动；所述电机轴用于带动所述搅拌杆上下移动；所述至少一个传感器组件用于检测所述搅拌杆上下移动时的扭矩变化。本发明适用于农业播种无人机物料箱内的余料检测。

本发明公开一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，包括翼形升力机身、前升力机翼、后升力机翼、动力系统和控制系统；所述翼形升力机身用于产生升力；所述前升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面；所述后升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面，且位于所述前升力机翼的后方；所述前升力机翼和后升力机翼的后缘均配置有控制舵，所述前升力机翼和后升力机翼为串列式布局；该一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器通过将原先产生阻力影响飞行性能的机身转变为可产生升力的升力体机身，增大飞行器飞行的速度区间，并且利用前后机翼安装角的差异优化失速特性，并通过改善飞行器横侧稳定性避免飞行器进入螺旋状态。

本发明公开了一种确定桨叶摆式吸振器最优频率的方法，按照理论公式设计频率可调的单摆吸振器；将单摆吸振器安装于目标位置，开展试飞试验，得到目标位置在各单摆频率下的振动量值；以控制目标位置的振动为对象，绘制单摆频率与目标位置振动量值之间的关系曲线；根据曲线拐点，确定单摆的最优频率。本发明可以避免由非线性、结构尺寸及分布重量引起的单摆频率设计不准确的问题。

本发明提供一种适用于抢险事故救援的应急照明无人机，涉及无人机照明技术领域。该适用于抢险事故救援的应急照明无人机，包括机身，所述机身的前侧中部内壁上转动连接有电动伸缩杆，所述电动伸缩杆的一端固定连接有第四锥齿轮，所述电动伸缩杆的另一端固定连接有转动轴，所述转动轴的一端固定连接有第五锥齿轮，所述第五锥齿轮的下侧啮合连接有第六锥齿轮，所述第六锥齿轮的底部固定连接有转动座，所述转动座的底部固定连接有固定框架，所述固定框架的内部设置有应急照明灯。通过应急照明灯和辅助照明灯可以在受灾地区进行应急照明，解决了照明设备在灾区移动不便而导致救援受阻的问题，保证了抢险救灾的及时性。

本发明的实施例提供了一种无人机撒播装置及无人机，涉及植保无人机领域。该无人机撒播装置包括料箱、输料件以及甩盘，料箱用于装载物料，输料件和料箱连通以输送物料，甩盘可相对于输料件来回摆动，以撒播物料；甩盘在来回摆动的情况下产生震动，并将震动传输至输料件，以减少料箱和/或输料件积料。料箱内的物料能够通过输料件进入甩盘，在飞行过程中甩盘能够相对于输料件来回摆动，从而将物料撒播出去，甩盘的来回摆动运动会产生震动，甩盘产生的震动能够传递至和甩盘连接在一起的输料件以及和输料件连接的料箱上，从而减小输料件内部以及料箱内部出现积料现象的概率，确保物料都能够在飞行过程中撒播出去，提高了撒播效率。

本发明涉及一种基于先验信息的低轨机动目标初轨确定方法，包括：S1.获取低轨机动目标的历史TLE轨道根数，并利用所述历史TLE轨道根数获取所述低轨机动目标的轨道机动能力先验信息；S2.利用光学图像对机动后的所述低轨机动目标进行识别匹配，并确定出所述低轨机动目标的目标丢失时间；S3.基于所述目标丢失时间将所述轨道机动能力先验信息转化为惩罚项，并基于所述惩罚项构造出带惩罚项的最小二乘计算模型；S4.确定出机动后的所述低轨机动目标的定轨初值，并基于所述定轨初值和带惩罚项的所述最小二乘计算模型进行初轨确定。

本申请提供一种卫星舱、航天卫星和卫星舱制造方法，涉及航天卫星技术领域。卫星舱包括舱板、插接件、柔性电路板和控制器。插接件、柔性电路板和控制器均预埋于舱板。插接件与柔性电路板通信连接。柔性电路板与控制器通信连接。插接件用于与单机电插接。该卫星舱的结构设计，装配难度低，装配效率高，舱内整洁，舱内可操作空间大，卫星研发和发射成本低。

本发明涉及地质勘探中的远程操控设备领域，特别是一种勘探用无人机及配套的组合镜头。旨在解决现阶段土地探勘工作中的无人机工作并不适配，测量结果偏差大的问题。本发明包括水平视野的方向镜头和俯瞰视野的信息采集镜头，挂装架一端挂装于无人机主机上，另一端卡装所述信息采集镜头，所述信息采集镜头设置有向下300度锥角的采集视野，所述方向镜头设置有大于90度锥角的视野范围，所述无人机包括地面遥控设备，该地面遥控设备的控制电路包括分别控制两个镜头的控制支路，并在遥控器上配置对应的按键。优点在于：可以在单程测量区域内实现更多地面信息的真实准确的获得，功能多样有利于野外踏勘作业。

本发明公开了一种采用离子风动力的低空飞艇，由艇体、离子风推进器、电源系统和尾翼组成。艇体为气密性气囊，充满浮升气体以提供升力。离子风推进器为飞艇提供飞行所需动力，由涵道、放电极和集电极组成，其中多个电极对呈阵列构型。离子风推进器电晕空气产生带电粒子，利用静电力加速空气流动，从而产生推力推动飞艇前进。电源系统采用薄膜太阳能电池与储能电池构成的可再生能源系统，并配套升压电路，输出千伏级的直流高压电，为离子风推进器提供电能。尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，用于控制飞艇的姿态。本发明的飞艇在飞行中噪音低，不产生燃烧污染物，利用薄膜太阳能电池进行光电转换，可执行静音、长航时的低空飞行任务。

本发明公开一种空载被动式自适应起落架的着舰控制系统和控制方法，系统包括：控制器和液压源，以及分别配置于每个起落架上的1套自适应控制机构；自适应控制机构中，控制器通过分别与电磁阀和伺服阀电连接，液压源、电磁阀和换向阀依次连通，形成控制油路；换向阀与伺服阀之间通过高压油路连通，伺服阀与液压锁之间通过伺服油路连通；液压源分别连接到电磁阀、换向阀、伺服阀；所述收放作动器的腔体内安装解锁机构。本发明的技术方案解决了直升机着舰的现有控制方式，响应不及时，极易错过静息期，以及需要的传感器种类多，硬件可靠性要求难度较大，着舰安全性较差等问题。

本申请属于飞机燃油箱增压技术领域，特别涉及一种基于隔道进气的飞机燃油箱增压结构，包括：管路，所述管路包括：引气管路，增压管路以及调节管路；其中，引气管路的上游与开设在飞机隔道的引气口连通，下游分别与增压管路以及调节管路连通，增压管路分别与油箱连通，调节管路出口处安装有用于调节调节管路出口口径的调节阀；传感器，分别测量并向机载计算机上传增压管路的压力信号与油箱的压力信号；机载计算机，获取传感器的上传的增压管路的压力信号与油箱的压力信号，并计算增压管路压力与油箱压力的压力差，基于所述压力差向调节阀发送控制所述调节阀开度的指令；调压活门，安装在油箱上，使油箱内部与外界保持恒定压差。

本申请属于飞机热管理技术领域，特别涉及一种飞机冷源协同使用方法及装置。该方法包括步骤S1、基于冲压空气的气流温度与冲压空气的流量确定冲压空气热沉能力；步骤S2、基于燃油油量、燃油温度及参考温度值确定燃油热沉能力；步骤S3、确定机载设备散热量需求；步骤S4、根据机载设备散热量需求及冲压空气热沉能力、燃油热沉能力确定是否开启与所述机载设备连接的冲压空气散热通道，和/或确定是否开启与所述机载设备连接的燃油散热通道。本申请提高了机载设备的散热能力。

本申请涉及高空飞行器发放技术领域，提供一种高空气球发放方舱及发放方法。高空气球发放方舱，包括舱体，舱体内设有高空气球；系索收放组件，设于舱体内，系索收放组件通过第一系索与高空气球连接；第一切割件，设于第一系索处，第一切割件用于切割第一系索；充气组件，设于舱体内，充气组件与高空气球连接，充气组件适于向高空气球输送气体；升降组件，设于舱体内；吊舱，与高空气球连接，吊舱设于升降组件，升降组件用于带动吊舱升降；控制组件，分别与系索收放组件、第一切割件、充气组件和升降组件连接。根据本申请实施例的高空气球发放方舱及发放方法，提高了高空气球发放的自动化程度，便于高空气球发放方舱的运输和快速部署。

本发明公开了一种用于影视传媒的拍摄装置，涉及影视传媒技术领域，包括防护壳、拍摄装备和防护框，所述防护框的内壁设置有防护伞，所述防护框的外壁固定连接有支撑架，所述支撑架的内壁固定连接有液压杆，所述液压杆的一端固定连接有防护板，所述防护框的外壁开设有以便防护板进出的滑槽，所述防护伞、防护框、支撑架、液压杆和防护板可构成对拍摄装备进行保护的防护机构；该拍摄装置，采用由防护伞、防护框、支撑架、液压杆和防护板构成对拍摄装备进行保护的防护机构，在拍摄装备使用中遇到强对流天气等意外的情况，通过液压杆来打开防护板，再打开防护伞，对拍摄装备进行防护操作，从而实现对其的保护效果。

本申请提供了一种飞机应急状态下释放燃油保证飞行安全的方法及系统，所述方法包括：当飞机出现故障需要降低飞机重量进行返航降落时，获取发动机工作状态、飞机燃油油箱的余油状态及通过应急放油开关作出的应急放油指令；根据发动机工作状态、余油状态及应急放油指令控制应急放油电磁阀动作，通过应急放油电磁阀释放飞机燃油油箱内的多余燃油，当飞机燃油油箱内的燃油释放到预定值时停止释放。本申请的方法及系统在飞机应急状态下发动机释放燃油控制，能够迅速降低飞机应急状态下总重量，使飞机迅速满足着陆重量要求，提高飞行安全，减弱飞机发生不可逆故障时造成严重的不良影响，提升飞行器的经济性与作战效能。

本发明公开了一种涵道内航空电机电控集成式推进单元，设置有外框，所述外框的内部安装有电机，且电机的尾部等角度设置有定子叶片，并且相邻的定子叶片之间固定有走线管路；螺旋桨叶片，固定安装于所述电机的输出轴上，所述螺旋桨叶片远离电机的一侧固定有整流罩；包括：活动环，活动套设于所述外框的外侧，所述活动环的内壁固定有齿块，且齿块的边侧设置有与其相啮合的齿轮，所述齿轮的内部固定贯穿有活动轴，且活动轴活动贯穿于外框的侧壁；蜗杆，固定设置在所述活动轴远离齿轮的一端，所述蜗杆的边侧啮合有蜗轮，且蜗轮的内部固定贯穿有活动筒，所述活动筒外侧的外框内开设有固定腔，且活动筒的内部活动贯穿有连接杆。

本发明公开了一种使用扭簧的机翼展开机构，包括安装支座、限位套、轴套、转轴、扭簧、轴套用轴承、转轴用轴承；机翼展开机构安装在飞行器机身下部，飞行器的两组机翼上下层叠，通过机翼展开机构与飞行器机身相连；在贮存运输状态时，两组机翼通过机翼展开机构折叠至飞行器机身下部并与机身轴线平行，机翼展开时，在机翼展开机构的作用下，两组机翼反向转动，展开到位后，由机翼展开机构锁定。本发明整体结构紧凑，使用一个扭簧实现了对两个机翼的同步展开，整体重量轻，占用机内空间小，限位位置准确可靠。

本发明属于飞行器试验测试技术领域，公开了一种旋翼飞行器高速移动地面联合试验系统，包括：驱动及控制室、机轮、固定平台、可调平台、机轮固定装置和采集测试器；所述固定平台为试验系统主承力结构，通过机轮承载；所述可调平台通过多组柔性连接装置安装于固定平台上；所述旋翼飞行器通过机轮固定装置固定于可调平台上；所述采集测试器用于采集旋翼飞行器试验数据；所述驱动及控制室设置在固定平台前端，用于控制试验系统运动、控制旋翼飞行器进行测试及控制采集测试器进行数据采集。

本发明公开了一种无人机机身调平装置，属于无人机技术领域，包括横杆、两个连杆、四个支撑筒、四个连接机构和调平机构，四个支撑筒分别固定设置在两个连杆的两端；通过设置调平杆，无人机机身能够通过支撑筒和调平杆放置在地面上，多个调平杆与地面的接触高度不同，调平杆与地面接触时，无人机机身能够向下按压支撑筒，使得支撑筒在调平杆上向下移动，进而使得支撑筒能够带动限位块及其上的开关按钮向下移动，当至少一个固定柱对开关按钮进行挤压时，开关按钮通过连接线向控制模块发送信号，使得控制模块能够控制电磁铁通电，使得电磁铁产生磁力磁吸在支撑筒上，使得多个调平杆均能够与不平整的地面接触，保证无人机技术的平稳，提高了安全性。

本发明涉及无人机技术领域，尤其是一种基于和田十二法的无人机应急照明装置，包括，连接结构，包括壳体、设置在所述壳体侧壁的飞行组件，以及设置在所述壳体内部的供电组件；照明结构，包括设置在所述壳体底端的连接杆、设置在所述连接杆端部的连接组件，以及设置在所述连接组件底端的照明灯；续电结构，包括设置在所述壳体底端的伺服电机、设置在所述伺服电机输出端的连接轴、设置在所述连接轴侧壁的系流电缆、设置在系流电缆端部的磁吸块，通过无人机上对接地面站系流电缆，能实现电池与有线供电的切换，并且能在需要时将系流电缆与蓄电池连接，从而切换至地面系流供电，满足长时间供电的需要，并且使得无人机的机动性大大提高。

本发明提供了一种适用于狭小空间的力矩陀螺安装支架，包括支架本体和支架垫板，所述支架本体设置在支架垫板上；所述支架本体包括与支架垫板连接的竖直部和设置在竖直部远离支架垫板一侧的倾斜安装面；所述倾斜安装面和支架垫板所在面之间存在锐角夹角。通过将倾斜安装面设计为相对于水平及竖直方向均调整了一定角度，使得力矩陀螺空间上处于斜装的状态，从而减小了水平方向上所占据的空间，在安装过程中，力矩陀螺支架在倾斜安装面设计高精度靠面，保证力矩陀螺安装到位，安装精度满足要求，在支架本体的竖直部设计有精测基准面，狭窄空间内力矩陀螺棱镜遮挡时可用于精测。

本发明提供了一种移动停机坪的折叠式翼板，属于停机坪技术领域。它包括设置在车架上的固定板，固定板两侧分别通过若干铰接连接组件铰接有内地板，铰接连接组件上各自连接有能够使内地板绕着铰接连接组件铰接处轴心翻转的内地板翻转结构，内地板靠外侧铰接有外地板，内地板与外地板之间设有外地板翻转结构。翼板整体的折叠、展开状态可灵活且快速控制，操作简单耗时短；翼板整体展开后降落面积大；翼板整体折叠后体积小。

本申请提供了一种可动翼面变形边界支持模拟装置及方法，属于飞机结构试验技术领域，该可动翼面变形边界支持模拟装置包括至少两个支持立柱，其中，两个所述支持立柱中至多包含一个固定接头支持立柱、其余为可调支持立柱，使所述固定接头支持立柱和/或所述可调支持立柱与所述可动翼面的各个支持接头固定连接，通过调节可调支持立柱连接的可动翼面支持接头的位置或者相对位置差，使所述可动翼面的各个支持接头的支持位置相同或近似于机翼与安定面变形后的接头位置，从而实现可动翼面变形边界支持的准确模拟。本申请解决了飞机襟/缝翼、舵面等可动翼面地面试验的边界支持准确模拟技术问题，提高了试验的考核能力。

本发明公开了一种用于检测绝缘子的无人机装置。该技术方案在相邻的起落架之间增设了连接护套，在对起落架起到保护作用的同时加强了起落架的稳定性；在机身部分，本发明采用两组支撑杆对延伸臂和起落架起到结构加强作用，确保了机身整体的稳定性；旋翼部分，本发明采用扁平电机降低侧方气流的影响，同时在旋翼外缘增设了保护环，起到一定的碰撞保护作用。此外，本发明在机身中构建了单向的引风通道，可加速机身内部散热；依托于底部的升降结构，本发明安装了红外热像仪，从而通过红外热像法对绝缘子进行非接触式检测。本发明运行更加可靠，功能更加完善，具有突出的技术优势。

本发明具体涉及一种无人机防护装置，包括球形节点网架(1)，球形节点网架(1)内部安装的无人机固定架(5)，球形节点网架(1)上安装的视窗(2)，以及视窗(2)四周安装的灯带(4)；所述球形节点网架(1)由多个球形节点(3)和连接不同球形节点(3)的多个连接杆组成的护笼结构；所述连接杆由碳纤维材料制成。本发明的无人机防护装置，对无人机及其撞击物进行有效保护。

一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，利用多项式制导计算参考轨迹，将发动机响应特性考虑到多项式制导方法的计算过程中，解决在飞行过程中由于发动机指令推力响应大滞后带来的技术问题，能够使得飞行器按照多项式制导规划的轨迹完成飞行任务。本发明通过发动机特性得到指令加速度与响应加速度之间的关系，利用多项式的参考轨迹将延迟特性补偿到加速度指令中，得到考虑推力响应大滞后的多项式着陆制导方法，能够保证输出的指令为多项式计算的目标加速度，精确实现着陆的目标速度位置控制。

公开了一种乘客座椅组件(100)、乘用飞行器(A)和传感器数据采集方法(M)。该乘客座椅组件具有：具有至少一个乘客座椅的乘客座椅总成(10)；电能量供应系统，其具有其中布置有电功率转换部件的第一电子器件壳体(5)和其中布置有用于连接电子终端设备的电输出接口的第二电子器件壳体(8)；以及指配给乘客座椅总成(10)的多个传感器(1；2；3；4)，其与电能量供应系统的第一电子器件壳体(5)的传感器数据接口(9)相联接。电能量供应系统具有传感器数据处理装置(5a)，其被设计成处理由传感器(1；2；3；4)通过传感器数据接口(9)采集到的传感器数据并且将其转发至乘用飞行器(A)的中央传感器数据评估设备(40)。

本申请公开了一种飞行装置助推火箭推力线调整装置及调整方法，调整装置包括支撑架、支撑轴、推力锥、弧形块、安装座、激光发射器、标记板、两个安装侧板和两个紧固件；支撑架设置于发射架斜面；支撑轴固定连接于支撑架顶端并与推力锥转动连接；弧形块与推力锥固定连接；安装侧板固定连接于安装座侧面；激光发射器可拆卸连接于推力锥端部。本申请实现将无人机放置在发射架上对推力线进行调整，避免采用吊挂方式对无人机实际重心产生的影响，在对推力锥调整的过程中推力锥端部的弧形块始终与安装座上的弧形滑槽紧密配合，使推力锥在安装固定后与机腹之间的连接始终保持紧密，避免推力锥在连接时进一步出现较大的安装误差，保证推力线调整的准确性。

一种大载重无人机的动力系统，包括发动机、发电机、燃料供给系统和电力系统，燃料供给系统包括油缸，油缸中的燃料通过燃料供给系统提供至发动机；发动机与发电机连接，发动机驱动发电机产生电能，电力系统包括电池，电池用于储存发电机产生的电能，还包括驱动系统，驱动系统将发电机产生的电能转化为机械能，燃料供给系统包括油泵和控制组件，控制组件用于控制油泵是否工作，油泵用于向发动机提供油缸中的燃料，还包括第一整流器，第一整流器安装在发电机和电池之间，用于将发动机产生的交流电转化为直流电并储存在电池中具有载重大、升力强、飞行稳定的优点。