飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开的基于X翼型的串列翼布局的复合翼飞行器，属于无人飞行器技术领域，包括机头、动力控制装置以及飞翼，其中机身的前端活动设置有机头，并且，机身四周一体固定有四个主翼，主翼的端部分别安装有一个动力控制装置，动力控制装置与副翼扰流板传动连接，并利用副翼扰流板对四个主翼的上、下流速差进行调节，从而控制四个主翼的升力，机头适于沿机身的长度方向做伸缩活动，并能通过变幅机构带动飞翼展开，由此对飞行器的翼展比进行调节，从而改变机翼的诱导阻力，提高飞机的机动性和航程。此外，在机身的尾端弹性安装有机尾，飞行器在空中巡航时，利用呈锥体的机尾降低风阻，由此进一步提高飞行器的飞行里程和滞空时间。

本发明公开了一种基于无人机的人员登高识别探测装置，具体涉及无人机领域，包括机体、机翼以及支架，机体上安装有多个机翼，机体底端对称安装有支架，机体底端开设有收纳腔，收纳腔内部安装有陀螺仪传感器，陀螺仪传感器一侧安装有旋转机构，旋转机构底端活动连接有顶升组件，顶升组件一侧设置有连接组件，顶升组件和连接组件共同连接有摄像头，收纳腔底端对称安装有防护组件，收纳腔底端对称开设有收纳槽，各收纳槽内均安装有防护组件，摄像头一端安装有第一连接头。本发明具有能够对摄像头照射方向进行调整，保障在测高时能够使摄像头照射方向与重心方向保持一致，从而提高对测高数据的精确度，避免产生偏差的优点。

本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种卫星系统及太空垃圾抓捕装置包括连接部、多个机械臂抓手、网兜和多个解锁装置；连接部的第一侧面用于与卫星连接；多个机械臂抓手包括第一臂杆和第二臂杆，第一臂杆的后端铰接至连接部的第二侧面上，第二臂杆的后端铰接至第一臂杆的前端，以围成抓捕空间；网兜位于抓捕空间内，且固定至第一臂杆和第二臂杆的内表面，并且网兜位于第二臂杆的前端的位置开设有网兜开口；一个解锁装置安装至一个第一臂杆和一个第二臂杆铰接的位置，以限制该第二臂杆相对于该第一臂杆的转动，一个解锁装置安装至一个第一臂杆与连接部的铰接位置，以限制该第一臂杆相对于连接部的转动。本申请可以提高太空垃圾的抓捕成功率。

本发明涉及载人飞行器领域，公开了一种载人飞行的电动扑翼，包括背包、扑翼机构、传动机构、控制系统、多点式安全带和伸缩尾翼，扑翼机构包括主骨架、副骨架、软叶片，传动机构包括控制扑翼旋转的减速马达、活节、同步异向电动摆臂机、摆臂杆、电动伸缩杆、连接头，控制系统包括开关、调速手柄、四方位手摇杆，通过固定杆将同步异向电动摆臂机和背包连接在一起，电动伸缩杆置于摆臂杆内，电动伸缩杆一头连接主骨架，主骨架通过活节和背包连接在一起，多点式安全带固定在背包上，伸缩尾翼固定在背包背部，本发明通过控制马达旋转翅膀的角度，控制同步异向电动摆臂机带动扑翼机构上下运动，提供向上动力，实现起飞、飞行、降落。

本发明涉及一种挂架及飞行器；其中，该挂架包括：壳体；机载连接件，固定于壳体，用于将壳体固定于飞行器；至少两种导弹连接装置，均设置于壳体，分别通过对应的连接方式将导弹悬挂于壳体上；该挂架通过该至少两种导弹连接装置，可以分别将不同悬挂方式的导弹悬挂于壳体上，继而可以实现将不同悬挂方式的导弹悬挂于飞行器上，从而增加了该挂架的通用性。

本发明公开了一种智能无人机摄影设备及其摄影方法，包括机体，所述机体的底部设置有摄像模块，所述机体的底部设置有角度调节结构，所述机体的底部设置有位于摄像模块顶部的转动结构，所述角度调节结构包括设置在机体底部的连接板。本发明通过传动电机带动双向螺杆旋转，双向螺杆利用螺纹推动螺套相向移动，螺套移动过程中带动滑杆在套板的内部滑动，套板受到挤压并带动摄像模块以销轴为轴心相向摆动，从而达到改变摄像模块拍摄范围的效果，能够改进该摄影设备的安装方式，摄像头的拍摄范围可以灵活调节，能够满足不同环境的拍摄需求，节省用户需要频繁对无人机飞行角度进行调节的操作步骤，省时省力，大幅降低无人机操作难度。

本发明属于无人机技术领域，且公开了一种无人机警务压制设备，包括无人机本体、连接圆环块和开伞结构，所述无人机本体内腔的中部固定连接有中间限位杆，所述中间限位杆的外表面活动连接有通气结构，所述无人机本体两侧内腔的顶部活动连接有延长杆结构。本发明通过通气结构、延长杆结构、开伞结构和中间限位杆等结构之间的配合，使得装置具有对无人机在失控坠落时具有良好保护效果的作用，通过圆盘斜块和第一弹力弹簧弹力的作用，将会通过T形管道被挤压至弯折筒块内腔中，从而将伞座和折叠降落伞顶出，此时折叠降落伞由于缺少弯折筒块的固定将会打开，从而起到了对无人机在失控坠落时的保护作用。

本发明属于除冰技术领域，公开了一种高可靠性螺旋桨电除冰控制器，包括雷电防护电路、电压尖峰电路、线性稳压电路、时序发生电路和输出控制电路，输入输出接口均通过雷电防护电路连接其他电路，其中，输入接口还串联连接电压尖峰电路；线性稳压电路为后端时序发生电路提供电源；时序发生电路输出的控制波形控制输出控制电路，输出控制电路将机上输入的直流电源转换为90s接通、90s关断的加温电源。本发明可以承受A3G3L3等级的雷电感应试验，可承受600V 10us的电压尖峰，可承受80V 50ms浪涌，具有高可靠性、高精度的特点。

本发明公开的一种适用于多任务场景的解析气动捕获开环轨迹预测方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：从航天器气动捕获飞行动力学模型中提取出以高度为自变量的纵向平面内运动方程。根据航天器下降段测量的气动数据拟合气动参数。通过分段反比例函数拟合出航迹角增大或减小情况下的最优剖面特征。根据纵向平面内运动方程推导速度关于高度的解析表达式，针对速度微分方程中的阻力项和引力项分别构建速度解析表达式，并将引力影响作为校正项加入到阻力项的速度解析表达式中，进而得到上升段轨迹速度的完整解析形式。基于上升段轨迹速度的完整解析表达式，生成气动捕获开环预测轨迹，确保航天器以较小的燃耗精确进入目标轨道。

本发明涉及一种旋翼机测试台，包括主测试架和滚轮台，滚轮台可移动地设置在主测试架中部，滚轮台供待测试的旋翼机放置，滚轮台上设置有用于测试旋翼机制动的转动电机和滚动轮；主测试架上设置有用于提升/均压所述旋翼机的升降装置，升降装置的底部设置一电磁释放装置，电磁释放装置可分离地磁吸一机体固定架，该机体固定架卡设在旋翼机机体中部。本发明功能丰富，可实现旋翼机的落震测试和制动测试，并且机构的体积小、占地面积小。此外，升降装置还可以用于提升旋翼机测试时上下滚轮台，测试过程更加快速。

本发明公开了一种方便携带配件、拆卸配件的四轴飞行器，涉及飞行器设备技术领域。本发明包括控制主体以及固定设置在控制主体端部的防护壳，所述控制主体四侧均安装有能够拆装的安装轴体，所述安装轴体端部固定设置有微型电机，所述微型电机输出端轴柱竖直向上，且输出端轴柱通过螺帽固定设置有螺旋桨叶，所述微型电机底端固定设置有连接线路。本发明与现有的相比该装置通过将安装横架利用锁定螺柱安装在基础横架上，再利用连接线路连接控制器与微型电机，利用微型电机带动螺旋桨叶转动，此时控制主体四侧的螺旋桨叶转动带动整个设备飞行，无需使用时，可拆卸下安装横架，减少体积，更方便携带，从而更具有实用性。

本发明公开了一种用于多试样热真空试验的空间环境模拟器，涉及航天器热环境试验模拟装置领域，包括箱体和箱门，箱体和箱门的内壁上均铺设有热沉板，箱体内设置有若干横向热沉隔板和若干竖向热沉隔板，若干横向热沉隔板和若干竖向热沉隔板将箱体的内部空间分隔为若干试样空间；若干试样空间内均设置有载物平台和加热设备；热沉板、若干横向热沉隔板和若干竖向热沉隔板的内部均设置有液氮管路，若干液氮管路分别通过管道与位于箱体外侧的液氮储槽连接。本发明通过将箱体内空间通过横向热沉隔板和竖向热沉隔板分为数个温度独立的试样空间，使每个试样空间内的温度控制相对独立，能消除产品之间所在空间进行温度调节的相互影响，节约了试验的成本。

本发明属于卫星领域，公开了一种模块化可重构卫星分布式自组织重构方法及其系统。步骤1：建立基于L系统的模块卫星构型表达方式；将表达方式，应用于分布式自重构规划算法的迭代和拆分运算中；步骤2：建立模块卫星重构中元胞自动机模型；步骤3：利用梯度传播控制整体构型的变构方向；步骤4：规划模块的运动优先级解决模块碰撞的问题；步骤5：实现多模块并行运动分布式自重构。本发明用以解决于立方体模块卫星重构问题。

本发明涉及一种飞机对称轴线引出装置及方法，用于在某型飞机校靶时确定飞机对称轴线及靶板位置。本发明装置包括：全站仪，二维平移台，支架及靶板。其特征在于，全站仪底部安装有二维调节机构，可实现全站仪平移；靶板方位、俯仰及横滚可调，靶板靶面上刻有中心线，距中心线距离D处刻有与中心线平行的刻线。飞机在顶平状态下，通过全站仪扫描飞机上的测量点确定飞机对称轴线，从而可以确定靶板的位置，完成靶板调节功能。本发明方法可快速精确确定靶板位置及姿态，同时能保证靶板方位与飞机对称轴线垂直，可提高飞机校靶精度。

本公开提供一种悬吊机器人、抓取设备、翻转方法和使用方法，其中悬吊机器人包括：主体；第一吊绳，主体垂吊连接在第一吊绳的末端；传感组件，传感组件检测主体与第一竖直方向之间的倾斜角度和第一吊绳的扭转角度；控制组件，控制组件根据传感组件的检测数据，计算主体的变化回归角度和变化扭转角度，使主体向初始位置和初始方向摆正；平衡转动组件，平衡转动组件控制主体向摆正方向转动变化扭转角度；平衡摆动组件，平衡摆动组件控制主体向摆正方向摆动变化回归角度。利用平衡转动组件使第一吊绳向原位扭转，利用平衡摆动组件使主体回归到第一竖直方向处，平衡因被吊物惯性而产生的晃动，减少晃动幅度，提高悬吊稳定性。

本发明涉及一种结构功能一体化复合材料翼面及其成型方法。该结构功能一体化复合材料翼面包括机翼接头、复合材料翼面、天线、天线电缆通道、透波增强梁、天线上下保护罩；机翼接头与复合材料翼面固定连接；天线预埋在复合材料翼面的前缘；天线电缆通道位于复合材料翼面内部并敷设至后缘的翼根部位，机翼接头上设置出线孔，天线电缆通道从出线孔引出；透波增强梁预埋于天线前向的靠近翼面前缘的部位；复合材料翼面、透波增强梁和天线上下保护罩通过共固化成型。本发明将天线嵌入在翼面前缘，天线保护罩、天线前向透波增强梁和复合材料翼面共固化一体成型，提高了结构的整体性和可靠性。

本发明公开了一种承载‑透波‑屏蔽一体化复合材料舱体及其制备方法，属于复合材料技术领域。该复合材料舱体包括承载结构、透波区和屏蔽层；该承载结构作为舱体的主体部分，选用碳纤维增强树脂基复合材料；该透波区位于舱体上透波窗口，选用石英纤维增强树脂基复合材料；该屏蔽层铺覆于承载结构的外表面，选用金属材料；该承载结构、透波区和屏蔽层采用整体共固化成型制成。该该复合材料舱体具有高承载能力、以及高透波和屏蔽性能。

本发明涉及航空飞行器技术领域，具体涉及一种吸附于数控定位器的大部件位姿变化检测方法，包括如下步骤：安装四个激光位移传感器；测量四个激光位移传感器在坐标位置；加工/装配前计算大部件之间的位置坐标；加工/装配过程中计算大部件之间的位置坐标；分别计算两种状态下两两法向量的夹角进行比较，判定该大部件是否发生了位姿变化；本发明通过实时监控加工/装配过程中大部件的位置姿态，实现大部件加工/装配质量的过程监控，保证其加工/装配质量，提高加工/装配时效性。本发明采用激光位移传感器进行测量，其检测精度高、性能稳定，可适应复杂加工环境，保证测量值的准确性。

本发明提供了一种星箭分离控制系统及控制方法，控制方法响应于对卫星进行加电的触发指令，获取与太阳能帆板对应的帆板状态信息，获取与卫星相关的星箭分离状态信息以及获取与星箭分离开关对应的星箭分离开关状态信息；根据帆板展开状态信息、星箭分离状态信息和分离开关状态信息确定卫星的卫星分离状态信息，卫星分离状态信息用于指示当前的卫星分离状态，其中卫星分离状态包括：测试中、分离前、分离中以及分离后；根据所确定卫星分离状态信息，进行相应的卫星分离操作。卫星在不同时机触发上电操作指令的情况下，能够正确地进行相应处理，提高了控制系统安全性。

本发明公开了一种直升机尾梁自动安装方法及系统，涉及直升机部件动态安装以及直升机制造与维修技术领域，包括：全向移动平台；升降平台；六自由度平台，六自由度平台上设置有尾梁定位工装；视觉系统，其设置在尾梁上；控制系统，其与全向移动平台、升降平台和六自由度平台通信连接。本发明通过视觉系统测量位置姿态将运动指令发送到六自由度平台，通过六自由度平台来实现精确对接。通过3组相机和3组激光测距仪来完成中机身安装端面姿态测量。使用3个相机分别取得中机身上3个定位孔的中心，通过3个孔中心来计算出中机身端面中心点位置。本发明通过先半自动方式的初步定位，后全自动的精确定位相结合的方式，减少了系统开发和运行成本。

本发明提供一种垂直起降飞行器和垂直起降飞行器的控制方法，属于航空领域。垂直起降飞行器包括：机身、四个倾转旋翼和四个固定旋翼。机身的两侧对称设有机翼；四个倾转旋翼分别安装在两侧机翼的前后两侧，且两两对应相对机身的纵向对称面对称,机翼前侧倾转旋翼的间距为A，机翼后侧倾转旋翼的间距为B，A与B的偏差小于或等于0.2*(A+B)/2;四个固定旋翼分别安装在倾转旋翼外侧，并位于机翼的前后两侧，且两两对应相对纵向对称面对称；机翼前侧固定旋翼的间距为C，机翼后侧固定旋翼的间距为D，C与D的偏差小于或等于0.05*(C+D)/2。该垂直起降飞行器能够兼顾复合翼、全倾转布局和部分倾转布局的优点。

本申请涉及一种自动换电设备，用于自动更换无人机的电池。自动换电设备包括停机桩、电池更换单元、电池充电舱及控制单元，停机桩包括第一定位单元及承载无人机的停机平台；第一定位单元设于停机平台，包括两个沿第一方向设置的横向夹紧机构，横向夹紧机构包括横向驱动器及与横向驱动器输出端相连接的横向夹紧板，两个横向驱动器与控制单元通信连接，在控制单元的控制下分别驱动两个横向夹紧板沿第一方向移动以夹持或释放无人机；电池更换单元与控制单元通信连接，在控制单元的控制下用电池充电舱中的动力电池替换被夹持状态的无人机中的亏电电池；电池充电舱对亏电电池充电。通过横向夹紧机构对无人机进行固定，避免电池在安装和拆卸时出现偏差。

本发明属于航空救生装备的自动控制技术，公开了一种机械式延迟时间控制装置，包括扇形齿轮、传动调节齿轮系、调节摆片、平衡轮和锁针，制动块固定在扇形齿轮上，滑轮与制动块滑轮滚动接触；外力F通过滑轮传递到制动块上，通过制动块对扇形齿轮提供转动力；扇形齿轮通过传动调节齿轮系与调节摆片啮合，传动调节齿轮系将扇形齿轮的转动力逐步减小传递到调节摆片上；平衡轮与调节摆片固定连接，平衡轮一端为平面，锁针与平衡轮的平面滑动接触，使得平衡轮的转动被锁紧，当锁针被抽离时，平衡轮能够转动，同时使得调节摆片和传动调节齿轮系能够在扇形齿轮的转动下转动。本发明设计结构简单、可靠性很高，能有效保证机械式延迟时间控制装置的安全性。

本申请涉及一种螺旋桨以及飞行设备。螺旋桨包括桨毂、桨叶装置及折叠装置，桨叶包括第一桨叶组件以及第二桨叶组件，第一桨叶组件与第二桨叶组件分别可转动地连接于桨毂，折叠装置设置于桨毂并连接于第一桨叶组件与第二桨叶组件之间，以控制桨叶相对于桨毂展开或收拢，折叠装置包括安装座、折叠驱动机构、第一折叠传动机构以及第二折叠传动机构，安装座固定地设置于桨毂，折叠驱动机构可滑动地设置于安装座，第一折叠传动机构连接于折叠驱动机构与第一桨叶组件之间，第二折叠传动机构连接于折叠驱动机构与第二桨叶组件之间。上述螺旋桨的折叠装置通过同时驱动两个桨叶组件转动，能够简化折叠装置的结构，从而降低螺旋桨的质量以及生产成本。

本申请提供一种升降舵上偏止动器及飞行装置，属于航空技术领域。升降舵上偏止动器包括：安装座；连接件，设置于安装座并可沿第一方向滑动，其设有沿第一方向延伸的滑槽；限位件，包括第一限位部和第二限位部，第一限位部沿第一方向的宽度为第一宽度，第二限位部沿第一方向的宽度为第二宽度，第一宽度和第二宽度均小于滑槽的开设长度，且第二宽度大于第一宽度；其中，限位件可处于第一限位部穿设于滑槽内的第一位置以及第二限位部穿设于滑槽内的第二位置。其能够在飞行装置的发动机功率较小时，增大升降舵可向上偏转的最大角度，充分发挥飞行装置的性能，并在发动机功率较大时，减小升降舵可向上偏转的最大角度，提高飞行装置的安全性。

本发明涉及无人机辅助设备技术领域，尤其涉及一种无人机用起降平台，该无人机用起降平台，包括壳体，壳体内安装有螺杆升降机，螺杆升降机的螺杆顶端连接有连接座，连接座上部连接有万向球，万向球顶部连接有用于承载无人机的承载平台，万向球底部连接有锥形重物块，承载平台上设有抓取机构，承载平台上设有挡风机构。通过锥形重物块和万向球的配合能够使承载平台平行于地面保持处于水平状态，如此本发明放置在路面凹凸不平的山区或田野中时，其承载平台也能够保持处于水平状态，从而能够保证无人机平稳地起降，进而能够避免无人机在起降时刮碰损坏。

本申请涉及一种跨板铰链及卫星翼阵。跨板铰链包括：第一铰链座和第二铰链座；第一连杆，一端与第一铰链座铰接，第一连杆的另一端与第二铰链座铰接；第二连杆，一端与第一铰链座铰接，第二连杆的另一端与第二铰链座铰接；第一连杆和第二连杆限制第二铰链座相对第一铰链座沿预设轨迹移动，第二铰链座相对第一铰链座的移动包括沿第一方向的移动、沿第二方向的移动和绕第三方向轴线的旋转，第一方向垂直于第二方向。跨板铰链对阵板的展开轨迹进行约束，卫星翼阵展开后，跨板铰链能够隐藏在卫星翼阵的厚度范围内。

本发明公开了一种用于建筑物检测的无人机挂载装置。本发明属于建筑物检测技术领域，具体是指一种用于建筑物检测的无人机挂载装置，包括挂载检测组件和承载无人机，通过控制承载无人机可以实现对高层建筑物进行全面的红外热像检测，将红外热像检测组件设置在内层活动半球上，并将内层活动半球与球壳形挂载舱进行分离，使红外热像检测组件和内层活动半球可以相对于球壳形挂载舱同心转动，内层活动半球上的红外热像检测组件始终保持固定位置，确保检测过程的稳定性，解决了目前对高层建筑进行红外热像检测中存在的距离过远造成红外信号干扰和检测过程受无人机姿态变化影响等问题。

本发明公开了一种空中充电无人机组及其充电方法，所述无人机组包括无人机一和无人机二；所述无人机一包括机身一；所述机身一由透明材料制成；所述机身一的顶部为水平面；所述机身一的顶部中心开设有贯穿机身一顶部的对接孔；所述机身一内设置有控制模块一、电源模块一、定位模块一、电池铁、移动平台、顶升机构、平移机构和摄像头等；所述无人机二包括机身二，所述机身二由金属材料制成；所述机身二底部为水平面；所述机身二底部开设有充电孔，所述充电孔内设置有充电插座等；本发明的空中充电无人机组及其充电方法，能够保证充电插头和充电插座快速对接，方便两无人机在空中充电。

本发明涉及舵机检测技术领域，具体而言，涉及一种舵机检测装置。装置包括底座组件、扭板组件、夹板组件。第一夹板和第二夹板间隔设置；第一夹板的一端与弹性弧单元固定连接。第一夹板的另一端与回扣单元一端活动连接；第二夹板的一端与弹性弧单元固定连接。弹性扭板与第一夹板的侧边可拆卸连接；弹性扭板与第二夹板的侧边可拆卸连接。夹板组件包括自由状态和锁紧状态。其中，自由状态包括第一夹板和第二夹板未受外力间隔设置状态。锁紧状态包括回扣单元抵接第二夹板，并减少第一夹板和第二夹板的间隙至第一设定距离。这样就解决了如何快速安装固定舵机的问题。

本发明公开了一种轻便型多旋翼折叠无人机，涉及飞行器技术领域，包括机身外壳，所述机身外壳的底部焊接有工作主机，所述机身外壳的表面焊接有支撑脚架，所述机身外壳的上表面焊接有机顶盖，所述机身外壳的侧壁开设有支撑脚架，所述机身外壳的中部设置有收纳组件，所述机身外壳的侧壁设置有飞行碰撞感应组件，所述工作主机的底部焊接有飞行保护组件，通过旋钮即可控制多个机翼同步伸缩，减少本装置的重量，提高了本装置的轻便性，使得本装置易于携带，避免了单个机翼由于使用人员在收纳时未能完全收缩，从而导致机翼展开长度不一，在收纳时误以为完全收缩完毕，容易导致磕碰或折断机翼损毁的问题，通过重量的减少，同时也提升了续航时间。

本发明属于航天器结构机构设计技术领域，具体涉及一种用于火箭垂直回收的着陆腿结构，包括：伸缩臂，所述伸缩臂沿火箭箭体的周向分布，且所述伸缩臂的一端与火箭箭体铰接，所述伸缩臂的另一端触地，所述伸缩臂可沿自身轴向伸长与收缩；展开推杆，所述展开推杆的一端安装在火箭箭体上，并可沿自身轴向伸长与收缩；所述展开推杆的另一端和所述伸缩臂铰接，用于驱动所述伸缩臂的展开与回拢；其中，在所述展开推杆的驱动作用下，所述伸缩臂可由第一方向倾斜向外滑移展开，并可向内滑移回拢至所述第一方向。本着陆腿结构主动机构少，展开行程短，可靠性高。

本发明公开了一种螺旋桨桨叶，涉及航空空气动力设计技术领域，包括桨叶主体，所述桨叶主体为后掠桨叶，所述桨叶主体上靠近螺旋桨桨叶的旋转中心的一端为叶根，另一端为叶尖；其中，所述桨叶主体上沿所述叶根至所述叶尖的方向依次设置有多个翼型，且多个所述翼型之间具有扭转角度。本发明还公开一种无人机螺旋桨，包括多个如上所述的螺旋桨桨叶，全部所述螺旋桨桨叶绕旋转中心沿圆周均布。本发明还公开一种无人机，包括如上所述的无人机螺旋桨。本发明能够降低螺旋桨噪声，并提高螺旋桨本身的拉力和气动效率。

本申请实施例公开了一种飞机翼面活动度检测方法、装置、设备及介质，涉及工件检测技术领域，解决了现有技术对飞机翼面活动度检测效率较低的技术问题。所述检测方法包括：基于相机测量系统的输入信息，获得相机测量系统的参数信息；所述相机测量系统以预设帧率对目标活动部件在转动过程中的多张图像，并获取各所述图像上编码标志点的中心坐标值；基于各所述图像上编码标志点的中心坐标值，获得各所述图像对应的拍摄时间点的角速度值；基于各所述图像对应的拍摄时间点的角速度值，获得所述目标活动部件的角速度矩阵；基于所述目标活动部件的角速度矩阵，判断所述目标活动部件的活动度是否合格。

本发明涉及一种用于飞机油箱油液容量估算的试验设备，包括机架和配电控制箱，所述机架上设置有以竖直线为转动中心的偏航架，偏航架上设置有以水平直线为转动中心的俯仰架，俯仰架上设置有以水平直线为转动中心的油箱，且俯仰架和油箱的转动方向垂直。本发明的目的是提供一种用于飞机油箱油液容量估算的试验设备，能够使油箱在三个方向上转动，进而模拟出飞机的各种飞行姿态，进行各种飞行姿态下的油液估算试验。

本申请提供了一种起落架收放降噪结构，该起落架收放降噪结构包括：起落架、用于容纳所述起落架的起落架舱和设置在所述起落架舱开口前缘的锯齿结构；其中，所述锯齿结构为多个且为方形，多个所述锯齿结构等间距的分布在所述起落架舱开口前缘，当所述起落架位于所述起落架舱外侧时，所述锯齿结构改善所述起落架舱开口前缘剪切层的形成，破坏剪切层流动，从而降低起落架收放时的噪声。

本发明属于航空应急救援领域，公开了一种主备一体的降落伞装备，包括切割刀、启动器、温压传感器、MCU、电源模块和击发模块；一切割刀与主伞的封包绳连接，二切割刀与主伞与伞系统的连接绳连接，三切割刀与备份伞的封包绳连接；传感器实时测量伞载系统所处区域的大气环境参数，并将测得的大气环境参数传递给MCU；MCU在满足设置的控制逻辑后输出击发信号；击发模块在接收到MCU输出的击发信号后，经过调解后控制第一切割刀、二切割刀和三切割刀击发。本降落伞系统，能够根据实际战训任务需求，合理设置工作参数，主伞、备份伞开伞时机可一体化精确控制，并能智能判断并处理主伞先正常开伞后意外失效的特殊故障模式。

本发明公开了一种飞机内部补气溢流管道及安装方法，包括依次连接且内部连通的底部支撑组件、折管组件、曲管组件和顶部支撑组件；底部支撑组件底端用于连接水箱，底部支撑组件竖直朝向设置，折管组件底端连接底部支撑组件，顶端弯折至水平偏下并连接曲管组件，曲管组件轴线存在高度差，与折管组件连接的一端高度高于另一端，顶部支撑组件端部用于连接机身内壁，且连接后顶部支撑组件连通至飞机外部。能够为水箱补气，防止水箱溢流，实现了水箱内介质排放增速。

本发明公开了一种相变助推发射器，包括依次连接的喷管、身管后段、身管中段、身管前段、球头套；所述身管中段与身管后段、身管前段为可拆式连接；所述身管中段内可拆式的连接有两个挡块；所述两个挡块之间可拆式的连接有电磁阀；所述身管前段内连接有可拆式的高压室，高压室端面上设有可拆式的膜片；所述高压室内填充有液态二氧化碳；所述身管后段作为低压室，所述电磁阀用于调整高压室到低压室的相变气体的质量流量；所述身管前段可拆式的连接有加热装置，用于对高压室内的液态二氧化碳进行加热，完成液态二氧化碳从液态到气态的转变。本发明解决了传统助推器助推动力不可调节、燃烧不稳定、结构复杂和助推剂受限制等问题。

一种刚性铰链式变拓扑空间多面体折展机构，包括第一组六连杆机构、第二组六连杆机构、第三组六连杆机构、第四组六连杆机构、第四连架杆、第一连杆、第二连杆、第三连杆、第四连杆、第五连杆、第六连杆、连架基座一、第一组九连杆机构、第二组九连杆机构、第一摆杆、第二摆杆、第三摆杆、第四摆杆、第五摆杆、第六摆杆、第七摆杆、第八摆杆、三自由度复合铰链、第一连接铰链、第二连接铰链，本发明的变拓扑空间多面体折展机构，它能构根据工作环境需求，在各个构态中灵活转变，具有折叠比大、可靠性高、稳定性强、空间折叠过程简单的等特点。可广泛应用于大口径折展天线、大型太阳帆板支架、航天器基础骨架等领域，具有较强的适应性和实用性。

本发明公开了一种自动折叠与展开无人机起落装置及具有其的无人机，该起落装置包括起落架舱，可折叠起落架，折叠机构，锁紧机构；与起落架舱配合安装的下舱体，设置在下舱体内壁上、触发可折叠起落架解锁的解锁机构，设置在下舱体外壁上的辅助折叠机构。本发明起落架装置放入筒内自动折叠，发射出筒后自动弹开，结构巧妙，操作方便；相比传统的固定式起落架和快卸式起落架，本折叠起落架能缩小无人机的外扩直径和高度尺寸，放入更小的发射筒内；机械结构实现解锁上锁，且与电子控制收放起落架相比，自动折叠与展开起落装置的结构更简单，更可靠，重量更轻。

一种基于月球借力的平动点轨道至火星轨道转移设计方法，步骤如下：在地月系统中，设计平动点轨道至月球附近的转移轨道；根据得到的转移轨道，获取地月系统下飞行器位置速度，并将飞行器的转移轨道位置与速度转换到日地质心旋转坐标系下，得到日地质心旋转坐标系下飞行器的位置与速度；在日‑地‑火多天体系统中，根据得到的日地质心旋转坐标系下飞行器的位置速度，确定借力变轨位置至火星的转移轨道。本发明通过对完整轨道分段拼接有效降低了多天体系统下轨道设计的难度，结合全局与局部优化搜索算法快速确定设计变量初值，设计方法与结果能够为未来飞行器火星拓展性探测任务提供参考。

本发明公开了一种等离子体激励控制激波边界层干扰的减阻装置，包括：第一平板、第二平板与放电电极；第一平板与第二平板固定连接，第一平板在远离其与第二平板连接处的一端，设置有转捩带；且第一平板所在的平面与第二平板所在的平面存在夹角α；第一平板上设置有多个圆柱孔，圆柱孔用于放置放电电极；其中，圆柱孔每两个形成一组，分别用于放置正负放电电极，每组圆柱孔呈交错阵列设置；圆柱孔设置有2*N*（2M+1）个，并在第一平板上按照从转捩带往第二平板的方向依次排布。本发明通过提供一种交错式布局的阵列式等离子体激励器，在消耗同样能量的情况下，可以实现更好的流动控制效果，可以显著降低摩擦阻力，压阻也能进一步降低。

提出能够在确定与亮点对应的恒星时提高针对相机的旋转的鲁棒性的、新的且经改良后的信息处理装置、信息处理方法及程序。一种信息处理装置，具备：检测部，从相机对宇宙进行摄影而获得的图像中检测多个亮点；计算部，计算示出通过所述检测部检测出的多个亮点中的至少两个以上的亮点的位置关系的第一特征量；以及确定部，基于通过所述计算部计算出的所述第一特征量和第二特征量确定与所述两个以上的亮点中的至少任一亮点对应的恒星，所述第二特征包括基于至少两个以上的恒星的各天体位置信息的各恒星间在赤道坐标系中的中心角。

本申请属于飞机内装饰结构设计领域，特别涉及一种错位插接式内饰安装结构，包括：第一管状滑轨与第二管状滑轨，相互平行固定在机体上；U形支架7，包括固定端与开口端，所述固定端套在第二管状滑轨上，所述开口端包括两个耳片以及设置于两个耳片之间的卡位销；内饰件，包括第一端与第二端，第二端具有J形卡槽，卡位销划入J形卡槽的最深处使所述第一端限位；叉形支架，其一端固定在内饰件第一端上，另一端具有可滑动卡在第一管状滑轨上的插槽，安装时通过错位安装将卡位销划入J形卡槽的封闭端进行固定。

本申请涉及飞机起落架安全技术领域，尤其涉及一种飞机起落架锁定部件的管控系统、方法及介质。飞机起落架锁定部件包括一个安全销和两个衬套，所述系统包括飞机起落架锁定部件的控制装置和飞机起落架锁定部件的检测装置；飞机起落架锁定部件的控制装置存放所述安全销和所述衬套，其中，所述安全销内设置有第一RFID芯片，其中，所述第一RFID芯片是内嵌式RFID芯片；飞机起落架锁定部件的检测装置通过检测所述飞机起落架锁定部件的控制装置是否具有所述第一RFID芯片，确定所述锁定部件是否已安全存放。本申请实现了对飞机起落架锁定部件存放状态的监测和控制，以确保飞机起落架锁定部件的安全存放。

本发明涉及无人机技术领域，具体提供一种吊舱快速拆装结构，包括：基座、按压件、弹性件、卡扣、上盖和连接器，基座的内部设有支撑架，基座的侧壁上设有按压孔；按压件穿过按压孔与弹性件的一端连接，弹性件另一端与支撑架连接，卡扣包括连接座和卡舌，连接座和卡舌通过竖直板连接，连接座的底部与按压件的侧面，上盖在与卡扣对应位置设有与卡舌配做的开口槽，通过按压弹性件外侧的按压件带动卡舌沿开口槽运动，实现基座和上盖的快速拆装，并且基座和上盖还设置有连接器，在结构拆装的基础上还实现了吊舱与无人机的电气线路拆装。本发明具有结构简单、抗冲击能力强、占用空间小、装配方便且适合单手操作等优点。

本公开提出一种机身的碰撞载荷分布结构，其中该结构包括：支撑单元，定位在机身的前部单元和后部单元之间并且被构造为使机身的碰撞载荷通过连接到前部单元和后部单元而被传递；翼单元，定位在支撑单元内部并且连接到支撑单元以传递机身的碰撞载荷；以及座椅单元，联接到安装在构成前部单元的底板框架的第二排乘客空间中的连接框架并且紧固到在高度方向上从底板框架向支撑单元延伸的第一后部框架。

本申请公开了故障隔离系统及故障隔离方法，涉及飞机动力装置控制与操纵系统相关技术领域，用于解决驱动件卡阻会对推力件的操纵产生不利影响的问题。本申请提供的故障隔离系统包括控制单元；信息获取单元耦合至所述控制单元，用于获取油门台的工作信息；隔离作动单元耦合至所述控制单元，并与驱动件连接；其中：所述控制单元根据所述工作信息，判断所述驱动件是否发生卡阻；当所述驱动件发生卡阻时，所述控制单元控制所述隔离作动单元带动所述驱动件远离所述推力件。

本申请涉及一种一体化舱段局部热防护结构，其包括：防热挡板、防热层和连接结构，防热层围设于防热挡板的四周，防热层与防热挡板交错搭接，且防热层与防热挡板共同固化成型，防热挡板的密度大于防热层的密度；连接结构安装于防热挡板，且连接结构用于安装至舱段承力壳体。通过在防护结构中设置高密度的防热挡板，使防热挡板具有高抗烧蚀和抗冲刷能力，同时防热挡板与四周的防热层交错搭接共同固化成型，使防热挡板与防热层的连接处具有较强的抗冲刷能力，固化后整体性强，并且防热层的密度小于防热挡板的密度，降低整个一体化舱段局部热防护结构的重量，解决了相关技术中整个舱段热防护结构的总体重量较重，不满足轻量化要求的技术问题。