飞行器、航空、宇宙航行

本发明适用于直升机技术领域，提供了一种直升机鱼叉‑格栅辅助着舰系统，当需要舰面系留时，该鱼叉控制器能够快速控制鱼叉本体与格栅嵌合，保证无人直升机不发生侧滑和翻转，锁固于甲板上；同时，当无人机准备复飞时，鱼叉本体又能够迅速脱开系留格栅，保证安全起飞。机身连接装置保证鱼叉与直升机机体以球铰方式连接，同时加装了减震组件，减少了鱼叉系统根部的应力，采用电动推杆这种全电力驱动和控制，具有无需单独提供液压或气动等动力源、维护保养方便、无污染，机械结构简单、重量轻，运行平稳、响应速度快、低电耗、大加速度、宽频带、长寿命、可编程调整参数、便于和飞行控制系统进行整合等优点，解决了因液压驱动带来的各种问题。

本发明公开了一种无人机测风阻力异形传感器，包括：九面异形结构传感器，九面异形结构传感器为中空结构，包括正四棱锥结构传感器和正方体结构传感器，正四棱锥结构传感器位于正方体结构传感器顶部；正四棱锥结构传感器和正方体结构传感器中的每一面均依次包括上绝缘层、上电极层、PVDF压电薄膜、下电极层和下绝缘层。九个传感面可以同时采集的空气阻力信息，根据采集信息的积分值，从而确定不同地区无人机桨叶的最佳结构，进而提升无人机的性能，增加续航时间。

本发明提供了一种太阳能帆板的对日定向系统及对日定向方法，通过引爆火工品解锁装置，对太阳能帆板进行解锁以使太阳能帆板展开；通过太阳能帆板检测装置检测太阳能帆板的展开状态信息；其中展开状态信息用于指示太阳能帆板展开状态并锁定；根据所获取的太阳能帆板的展开状态信息，控制火工品解锁装置、太阳能帆板检测装置、太阳能帆板旋转装置及卫星姿态调整装置对卫星整星进行日定向调整，实现部分太阳能帆板展开或者是太阳能帆板没有展开到位的情况下也能进行太阳能帆板对日定向。

本发明公开了一种模块化可重构及自适应控制的穿隧无人机，属于无人机领域；具体包括：一个单旋翼附加一片滑流舵的最小模块单元，最小模块单元包括机身、动力组件、控制组件、连接组件和起降组件；两个模块单元通过连接杆拼接成一个最小飞行单元，多个飞行单元可以首尾相连或并排连接；通过连接杆两侧的旋翼反向旋转以抵消自转扭矩；通过旋翼的差速控制飞行单元的俯仰；飞行单元的横侧向变化由滑流舵面控制，本发明能依据载荷的重量和尺寸需求装卸缩放飞行器，具有穿越狭小窗口、穿行狭长隧道完成侦察运载的能力。

本发明提供一种旋翼类航空器悬停飞行辅助系留装置，包括一端与待测无人机连接的缆绳、与缆绳另一端连接的无人机一、分别设置在待测无人机两侧下方的两个无人机二，无人机二设置在无人机一和待测无人机之间，两个无人机二分别与帆布的两端连接，缆绳穿过所述帆布的中心；无人机一上设置有收放辊机构，缆绳的一端与收放辊机构连接。本发明提供的旋翼类航空器悬停飞行辅助系留装置，使得无人机在操作训练时，保证了飞行安全，尽最大可能避免由于操作不当导致飞机侧翻炸机，且炸机后桨叶迸射伤人的可能。

本发明提供了一种基于卡尔曼滤波的空间转动机构重力卸载装置与方法，属于重力卸载或伺服控制领域。本发明位于转台偏航轴上的位置编码器测量得到偏航姿态角度，将偏航姿态角度经过工控机进行卡尔曼滤波消除延迟和噪声的干扰；将由计划卸载的转台负载重力计算得到的悬线拉力值作为Z轴电机的控制指令，通过悬线上的拉力传感器使悬线拉力始终保持与Z轴电机控制指令相同；在转台负载的重力进行卸载时采用滑模控制对悬线的拉力进行锁定控制。本发明提出的基于卡尔曼滤波的空间转动机构重力卸载装置和方法，解决了二维转动机构的重力卸载环境搭建困难的问题，同时该装置和方法能承载大重量的转台负载、具有跟踪快速性、卸载精度高等优点。

发明公开了一种基于微刺阵列和仿生干黏附材料的粗糙/光滑负表面无人机着陆机构，包括着陆支架、舵机、舵机臂、升降机构、一个粗糙着陆机构和四个光滑黏脱附机构；该着陆机构通过仿生干黏附材料与光滑负表面作用产生的黏附力，使旋翼无人机可着陆于光滑负表面；通过微刺阵列刺入粗糙负表面产生的抓附力，使旋翼无人机可着陆于粗糙负表面，以及可以使微刺阵列上下移动的升降机构，使旋翼无人机可由光滑负表面着陆状态切换到粗糙负表面着陆状态，由此使无人机可以着陆于粗糙和光滑负表面，避免悬停时消耗过多能量，减少无人机执行任务时的能耗，使无人机具有更大的活动空间和适应性更强的着陆能力，同时减少噪音，提高隐蔽性。

本申请公开了一种基于卧式装配的飞机翼盒前缘快速定位装备及方法，包括工装旗组件、多个接收器和横梁组件，其中，横梁组件长度方向与翼展方向一致，接收器为带有楔形锁紧机构的四滑轨式伸缩结构，工装旗一端与翼盒前梁连接，可随前梁部件从前缘装配站位一起吊运至翼盒总装站位，另一端与接收器连接，多个接收器沿横梁长度方向安装在横梁上表面。本申请所述方法及装备实现了翼盒卧式装配过程中对前缘部件的快速、准确定位，并对翼盒产品起到了支撑作用。

本发明一种气膜加内部扰流的冷却装置及应用，属于航空发动机领域；包括冷侧平板、热侧平板和中空扰流柱，所述冷侧平板位于冷气通道一侧，所述热侧平板位于高温燃气通道一侧；所述冷侧平板和热侧平板之间设置有若干中空扰流柱，通过中空扰流柱的中空孔将冷气通道与高温燃气通道连通，两层平板之间形成含有中空扰流柱的中间通道。本发明利用了中空孔流阻小，易于出流的特点，可避免燃气发生倒灌，同时，利用了倾斜中空扰流柱内部扰流流阻小，外部气膜贴附好的优点。该结构适用于需要高冷却效率但易发生燃气倒灌的区域，例如高温喷管壁面。经过数值验证，使用该结构，能比现有冲击+气膜双层壁结构具有更好的冷却效果，更小的流动阻力。

本发明公开了一种路面异常监测系统，包括，载体单元，其包括底盘、设置于所述底盘上的无人机本体、设置于所述无人机本体上的多个机翼；支撑单元，其包括位于所述底盘两侧的固定块、设置于所述固定块底侧的加固杆、以及与所述加固杆底端相连接的支撑板，所述支撑板上设置有补水组件，两侧所述支撑板之间设置有清洁组件；拍摄单元，其包括对称设置于所述底盘底侧的安装座、安装设置于其中一侧所述安装座上的转向电机。本发明通过通过转向电机带动高清网络摄像机进行大角度的逆时针旋转时，齿轮又会带动齿条向下移动，从而带动压板挤压弹性囊袋，从而将弹性囊袋内的水流挤入至柔性泡沫板内，使其保持湿润，从而提高清洁效果。

本发明提供一种螺旋桨自动折叠装置、螺旋桨及飞行器，具体涉及航空技术领域。所述螺旋桨自动折叠装置包括第一桨盘、第二桨盘、复位组件和离合装置，所述第一桨盘上具有第一桨叶，所述第二桨盘与所述第一桨盘同轴转动连接，且所述第二桨盘上具有第二桨叶；所述复位组件设置在所述第一桨盘和第二桨盘之间，所述离合装置设置在所述第一桨盘与所述第二桨盘之间；在离合装置和复位组件的作用下，所述第一桨盘和第二桨盘的桨叶在展开与折叠状态之间自动切换。当螺旋桨工作时，折叠装置将第一桨叶和第二桨叶自动展开以为飞行器垂直升降提供动力；当螺旋桨停转时，折叠装置将第一桨叶和第二桨叶自动折叠，以降低飞行器水平飞行时的空气阻力。

本发明提供了一种无人机助推火箭自动填装装置，包括支撑托架，支撑托架上固定安装有用于调节助推火箭上下运动的升降模块，升降模块上固定安装有用于调节助推火箭俯仰角度的俯仰模块，俯仰模块上固定安装有用于调节助推火箭前后移动的横推模块，横推模块上固定安装有用于调节助推火箭左右位移的微调模块；还包括控制模块，控制模块固定安装在支撑托架上，控制模块分别与升降模块、俯仰模块、横推模块电性连接。本发明所述的一种无人机助推火箭自动填装装置采用模块化设计，结构高度集成、填装过程省时省力、自动化程度高，有效的节省了人力资源，降低了安全隐患，减少了操作时间，模块化设计能够提升火箭对接精准度。

本发明涉及无人机防冻保护装置技术领域，且公开了一种无人机防冻保护装置，包括机体的内部安装有用于放置电池的放置箱，放置箱的设置有电池仓，放置箱与机体之间设置有环形空腔，机体的内部还安装有加热丝，加热丝用于加热环形空腔的内部，放置箱的内部还滑动连接有活塞板，活塞板用于搅动环形空腔的内部，活塞板上设置有透气槽，透气槽的内部滑动连接有滑块。本发明通过活塞板推动活塞板上端的空气滑动，使得活塞板上端的空气从放置箱的一侧流动到放置箱的另一侧，进而实现活塞板搅动放置箱内部的气体循环，让加热丝加热空气的区域循环，从而实现热气大面积的加热无人机电池，以延长电池使用强度。

本发明涉及一种一体化着陆移动装置，包括舱体连接件、用于缓冲作用的悬架组件和移动轮连接组件，所述舱体连接件与舱体连接固定，所述悬架组件一端与所述舱体连接件活动连接，另一端通过移动轮连接组件与移动轮连接。本发明的，能够实现着陆缓冲和移动缓冲两项星球移动探测器必备功能，着陆移动装置的能量缓冲模块实现了两个过程的复用，简化了系统的构成，提高了可靠性，简化了系统设计，减少机构机构组成，减小着陆与移动机构的重量占比，拓宽探测器其他功能的设计空间。

本发明公开了一种跨介质飞行器的机身结构，包括机身本体、两个机翼、连接组件和与两个机翼分别对应的两个驱动件。机身本体沿其长度方向设有两个机翼容纳槽，分别用于容纳两个机翼。机身本体通过连接组件分别与两个机翼活动连接，驱动件固连于机身本体，其输出端与对应的机翼连接，用于驱动机翼收拢或展开。收拢状态下，机翼容置于对应机翼容纳槽内，用于水下航行，且机身本体和两个机翼相互配合形成旋转体外形，用于减少水流阻力。展开状态下，机翼相对机身本体横向展开，用于空中飞行，且机翼与来流空气形成合适迎角，用于提供升力。

本发明公开了一种高空超压气球及其空气囊用充放气装置，包括：离心叶轮、扩压器和驱动电机；扩压器包括扩压器机匣、扩压器安装盘、扩压器叶片组件和调节机构；扩压器机匣同轴固定在扩压器安装盘上方，且扩压器机匣底部与扩压器安装盘的顶部留有间隙形成扩压器流道；离心叶轮同轴安装在扩压器安装盘朝向扩压器机匣的一侧，驱动电机与离心叶轮驱动连接；扩压器叶片组件扩压器叶片组件具有第一工作状态和第二工作状态；调节机构用于使扩压器叶片组件在第一工作状态和第二工作状态之间切换。本发明可利用离心叶轮和径向扩压器组成唯一的流体通道实现增压充气、自然放气和封闭三种功能，减少了气体泄漏通路,提高了系统集成度。

本发明公开了一种喷洒范围广的无人机药液喷洒喷头，属于无人机药液喷洒装置技术领域。喷洒范围广的无人机药液喷洒喷头包括安装杆，安装杆的顶端设置有将喷头固定在无人机上的夹紧结构，安装杆上设置有与安装杆内部空腔连通的进水管，安装杆的底部通过密封转动结构与转筒连接，转筒的内腔与安装杆的内部空腔连通，安装杆上设置有带动转筒转动的动力结构；所述转筒的侧壁上设置有若干个支管，支管的内腔与转筒的内腔连通，支管的端头上设置有喷嘴一，转筒的底部设置有喷嘴二。本发明采用上述结构的喷洒范围广的无人机药液喷洒喷头，能够解决现有的喷头喷洒范围窄、影响工作效率的问题。

本发明提出了一种超低轨卫星轨道自主精确维持方法，采用卡尔曼滤波算法实现轨道平半长轴的精确获取，并针对地球高阶摄动引起的平半长轴波动项采用平均方法进行消除，获取米级精度平半长轴；在无加速度计进行大气阻力加速度测量情况下，通过平半长轴的变化确定大气阻力大小，同时根据确定的大气阻力实时修正补偿轨控推力，解决了超低轨卫星米级精度平半长轴精确获取、轨控推力实时修正的轨道自主精确维持控制问题。

本发明提出了一种惯性浮空器，涉及浮空器领域。一种惯性浮空器包括真空密封舱和设置于真空密封舱内的惯性浮空装置，所述惯性浮空装置包括驱动轴、驱动装置、回收发电装置和轴对称质旋体，所述驱动轴的两端分别转动连接有固定装置，所述固定装置与所述真空密封舱固定连接，所述驱动装置套设在所述驱动轴上，所述轴对称质旋体与所述驱动装置通过轮辐连接，所述回收发电装置套设在所述驱动装置上；本发明通过设置真空密封舱以及惯性浮空装置，能够利用高速旋转的“轴对称轴对称质旋体”(质量分布均匀且围绕转轴旋转的物体)在重力场中所产生的惯性离心力作为动能和重力势能的转换媒介，从而达成浮空器在重力场中能够自由浮动的目的。

本发明公开了一种动态事件触发的长航时无人机故障检测方法，属于无人机故障检测技术领域。本发明方法考虑了具有风干扰和故障的无人机系统，采用动态事件触发机制来减少网络环境下无人机通信资源的占用，该方法可以实现残差与动态事件触发传输误差的完全解耦，消除因事件触发而产生的误差，设计的故障滤波器可以在线计算出最优解。

本发明涉及直升机零部件组装技术领域，具体为一种直升机主旋翼翼梁复合结构，包括翼梁本体，所述翼梁本体外包覆有内袋层；所述翼梁本体的顶部设置有塑料件，所述塑料件上设置有金属件；所述翼梁本体、塑料件和金属件外包覆有覆盖层；所述覆盖层外包覆有外袋层。本发明的组装方法，包括以下步骤：将内袋层包覆在翼梁本体的外部；将塑料件和金属件按照配重要求放置在翼梁本体的顶端，并在外部包覆预浸料材质的覆盖层；在覆盖层的表面再贴覆外袋层。本发明翼梁本体通过内袋层、覆盖层和外袋层可以维持其产品的韧性，同时便于进行配重调整，操作简单，提高产品品质及生产效率。

本发明公开了一种用于火箭发动机舱、箱间段仪器舱的防结露送风系统，包括：新风管路单元、全新风空气处理机组单元、加压风机单元、送风管路单元和控制单元；其中，全新风空气处理机组单元和加压风机单元均采用N+1的冗余备份方式，且数量一一对应，N为计算所需的机组数量；全新风空气处理机组单元和加压风机单元均安装在空调机房内，在控制单元的控制下，新风管路单元将室外新风送至全新风空气处理机组单元，全新风空气处理机组单元根据火箭推进剂加注系统提出的温度要求，将室外新风处理至设定状态点后，再通过加压风机单元加压后经过送风管路单元送至对接口，与航天部门的活动末端装置对接，最后送入发动机舱和箱间段仪器舱内。

本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种基于变夹角万向节的两自由度舵面操纵机构。包括：翻折曲轴包括同轴设置的第一翻折曲轴以及第二翻折曲轴，第一翻折曲轴的第一端与第二翻折曲轴第一端通过第一半环安装部连接，第一翻折曲轴的第二端安装有第一电机，第二翻折曲轴的第二端安装有第二电机，第一半环安装部的中部开设有安装孔；十字头具有四个安装部；输出轴配合轴承安装在第一半环安装部的安装孔中，输出轴的第一端安装有第二半环安装部，第二半环安装部的两端分别与十字头连接，输出轴的第二端固连有全动舵面；偏转驱动轴的第一端安装有第三半环安装部，第三半环安装部的两端分别与十字头连接，偏转驱动轴的第二端安装有第三电机。

本发明公开了一种便于安装的云台相机，包括无人机本体，所述无人机本体的顶端安装有三个扇叶，所述无人机本体的一侧开设有内腔，所述无人机本体位于内腔一侧的竖壁开设有与内腔相连通的开口，所述内腔的内壁底端开设有上下贯穿的滑道，所述滑道与开口相连通。通过设置的连接杆、控制器和物体感应器等结构，使防止相机本体发生碰撞，通过物体感应器可以在无人机本体飞行时，对周围物体进行感应，当周围物体与相机本体之间的距离过近时，物体感应器将信息传递给控制器，控制器将信息传送给电脑终端，工作人员可以对无人机本体的飞行方向进行改变，从而可以防止无人机本体与物体发生碰撞，造成相机本体损坏。

本发明公开一种氢燃料内燃机驱动的双螺旋桨飞行器，包括机体，机体内设有氢燃料内燃机，所述氢燃料内燃机内安装有水平星形布置的气缸，所述气缸内设有自润滑辊子活塞，所述氢燃料内燃机的输出端通过驱动轴连接有同轴双向螺旋桨，所述乘坐室内设有安全座椅，所述安全座椅柔性的可浮动的设置在所述机体内；所述机体的两侧设有机翼、后方设有尾翼，所述机体的下方设有机架，所述机体的正面设有可视化仓门。本飞行器外形结构简单紧凑，适合低空飞行，通过采用氢燃料内燃机作为动力驱动，具有较长的续航里程，而且能够提供足够的上升推力，整体的升重比较好控制，配合所述同轴双向螺旋桨的使用，能够竖直升降，便于在小型平台上起飞和降落。

一种固定翼垂直起降飞行器，包括机身、机翼和舱门，机身的两侧分别设置有一个机翼，还包括四组旋翼模组和安装架，各个所述的旋翼模组均包括动力柱和螺旋桨；安装架固定在机身的尾部，包括四件尾翼，每件尾翼上设置一组旋翼模组；两件尾翼朝向机身上侧延伸，尾翼向上张开呈V型设置；另两件旋翼模组朝向机身下侧延伸，尾翼向下张开呈V型设置；向上张开的尾翼和向下张开的尾翼呈形成机身上侧和下侧对称分布。本发明通过四个旋翼模组形成沿机身上侧和下侧对称的机身布局，无需跑道，凌空后控制系统调整来实现飞行姿态的转换，直至达到平飞状态，其结构简单，可靠性高，安全性好。

本发明涉及航空飞行器技术领域，公开了一种带有可偏转中间轴整流罩的共轴高速直升机，包括机身、连接于所述机身上的可转动的中间轴整流罩，所述中间轴整流罩能通过转动始终与所述中间轴整流罩处的气流平行。本发明解决了现有技术存在的以下问题：共轴刚性旋翼高速直升机气动阻力难以进一步减小，气动布局难以进一步优化，最大飞行速度、航程、飞行效率难以进一步提高等。

本发明公开了一种高超声速巡航飞行器模块化设计方法，涉及飞行器设计技术领域，其技术方案要点是：以多个基准圆锥流场基础，将飞行器布局构型沿着纵向进行分段设计，并根据功能分为前体、中心体和机翼，实现飞行器部件分段分块的模块化设计，且前体、中心体和机翼根据需求单独设计，供适应不同飞行需求。本发明以多个基准圆锥流场基础实现高超飞行器的多部件设计，不但可以保证飞行器具有传统乘波体性能，又能改变不同部件的设计参数，使得飞行器设计参数多样化且便于调整，可实现高超声速飞行器的分块设计加工，具有更好的工程应用价值。

本发明提供了一种指定旋转角度的自动分离机构及设计方法，包括：罩体、母器、转轴、销轴、槽以及孔；罩体上安装销轴，罩体一端设置孔；母器安装转轴，母器上设置槽；当罩体与母器贴合时，罩体相对于母器位置设置为零位，转轴安装在孔中，销轴安装在槽中；孔设置为半开合孔，槽开口处设置为喇叭状圆弧开口；当罩体与母器分离时，罩体通过转轴和孔相对于母器旋转角度为A，销轴通过喇叭状圆弧开口绕转轴圆心转动角度A，孔通过设置为半开合孔与转轴脱离。本发明提供一种指定旋转角度的自动分离机构，可以在罩体旋转指定角度后自动与母器分离，解决了部件小型化的分离问题。

本发明提供了一种用于卫星散热面耦合的可逆环路热管布局，包括横向热管，+X向散热面和‑X向散热面内平行地预埋多根横向热管，+X向散热面以及‑X向散热面的内表面分别布置多根纵向热管，纵向热管贯穿横向热管；还包括可逆环路热管，可逆环路热管包括蒸发器和储液器，蒸发器和储液器相连接，每根纵向热管的外表面分别安装一组蒸发器和储液器，不同组的蒸发器和储液器分别通过汽、液管路相连接，横向热管为“8”字双孔Ω型槽道热管，纵向热管为“工”字双孔Ω型槽道热管。其中本发明的有益效果是：采用两个蒸发器串联的可逆环路热管，使传热方向具有可变性，从而使热控系统具有布局灵活性高、传热效率高、热控系统的重量大幅减少及使用寿命长的特点。

本申请属于飞行器设计技术领域，为一种利用气动力辅助驱动的翼面变形飞行器，包括机身、机翼和尾翼；尾翼与机身之间设有驱动尾翼进行折叠变形的驱动机构，当尾翼处于常态水平设置时，飞机呈现飞翼布局；在尾翼变体过程中，尾翼受到驱动装置的驱动，同时尾翼自身在飞行过程中所受的气动力与翼根弯矩提供驱动力，作为辅助手段帮助实现尾翼折叠变形；设置压力探头来将尾翼自身在飞行过程中所受的气动力与翼根弯矩提供驱动力，作为辅助手段帮助实现尾翼折叠变形，通过综合感知处理系统来实现对驱动机构和气动辅助对尾翼驱动的协调控制，对飞机变体进行有效控制，通过采用气动辅助来有效减少结构负担。

一种能够自动采集轮挡时间的电动轮挡。其包括轮挡本体、控制系统、脚轮和除冰液释放装置；轮挡本体是空心三棱柱体，前挡板和后挡板表面设有防滑胶条；控制系统包括应力传感器、RFID信号收发器、控制器、电机、电源和电控阀门；除冰液释放装置包括储液罐、排液管路和喷头。本发明效果：防滑胶条能在电动轮挡受力后与机轮紧密贴合，受力科学合理；全自动的上轮挡、撤轮档过程使得记录的轮挡时间更加准确，避免了人工记录造成的偏差；应力传感器可使电动轮挡对机轮的阻拦达到一个合适的阈值，安全可控；冰雪天气下，电动轮挡在运行中可释放除冰液清除道面上积雪，可在减少机务人员劳动强度同时，有效减少任务反应时间，提高机场航班保障运行效率。

本发明公开了一种垂直起降的变形翼无人机，涉及到无人机技术领域，包括机身，还包括前螺旋桨、倾转机构、折叠机构、主翼、尾翼和后螺旋桨，两前螺旋桨对称地设于机身的头部，每一前螺旋桨分别通过一倾转机构与机身连接，机身上设有折叠机构，机身的两侧对称设有主翼，主翼与折叠机构连接，机身的尾部对称设有两尾翼，每一尾翼上分别设有一后螺旋桨。采用多旋翼飞行器与固定翼飞行器相结合，实现了垂直起降的功能，具备了固定翼高速与长航时的特点，鸭翼上配备了两个带倾转功能的螺旋桨，使得飞行器平飞时螺旋桨可以产生水平方向的推力，解决了传统复合翼飞行器螺旋桨在平飞时不工作而产生的废重现象。

本发明提供了一种装配于无人机上的飞镖发射装置，包括支架、外筒、内筒、弹簧和飞镖主体，在支架外侧靠近顶端处固定有舵机，舵机的输出轴上连接有拨杆，支架外侧还转动连接有锁钩；且外筒安装在支架内，在支架内还安装有弹簧座，外筒的内侧端抵在弹簧座上，且外筒与弹簧座连通；弹簧座上固定有弹簧，内筒的一端固定在弹簧的另一端；内筒上设置有锁钩凸台，锁钩凸台与锁钩相互配套使用，内筒的另一端固定有限位杆，飞镖主体通过限位杆安装在外筒内。本发明中的发射用弹簧通过螺旋形凹槽与内筒和弹簧座连接，不需要其他限位装置，将零部件数量降低到了最少，简化了结构，利飞镖发射装置与无人机配合使用，便捷高效。

本发明提供了一种锥形压紧机构，涉及航天技术领域，其用于压紧和释放太阳翼、天线等，包括第一安装座、第二安装座、锁定组件和解锁组件：第一安装座和第二安装座分别设有第一通孔和第二通孔；锁定组件的一端适于由第二通孔插入第一通孔以限制第一安装座相对于第二安装座的移动；解锁组件包括插件、压紧结构和胀断装置，插件适于穿设于锁定组件，压紧结构和胀断装置分别连接于插件，且压紧结构和胀断装置分别抵接于第一安装座和锁定组件的另一端，胀断装置适于通电以使插件断开。本发明的锥形压紧机构在太阳翼压紧时，减少了对太阳翼的包络空间的占用。

本发明属于航空飞机铝合金钣金加工技术领域，具体涉及卡板式铝合金加强板检验装置及使用方法，包括支撑胎体、钢丝螺套、吊环、支撑块、旋转卡板支座、螺钉、横向筋条卡板、插销、横向筋条卡槽、纵向筋条卡板、纵向筋条卡槽和定位孔衬套；使用该装置可以快速并直观的对加强板上的筋条高度进行检验，实现“田字格”上横向和纵向筋条的测量。

本发明公开了一种横扑式扑翼，包括翼轴、翼骨、翼面和锁联连杆，翼面通过翼骨可转动的设置于翼轴上，翼面分布于翼轴两侧或单侧；所述翼面、翼骨和翼轴组成一张以翼轴为轴心旋转的机翼；若干个机翼成排设置；所述翼轴一端为翼轴根，并与机身转动系统相连；所述翼轴另一端为翼轴稍，相邻两个机翼的翼轴稍通过锁联连杆连接形成一组机翼。本发明解决了扑翼飞行器不能做成大型载人载物的缺点，同时使扑翼飞行器的挥扑周期变小而达到飞行状态平稳；使扑翼飞行器具有垂直起降和滑翔飞行能力，大大降低了飞行器的能源消耗，使得扑翼飞行器有着广泛的运用领域，大翼面使在空中故障时可以象降落伞一样保障飞行器的安全。

本发明公开了一种冲击水压感应自分离装置，包括顶盘、底盘以及位于所述顶盘内部的分离组件，所述顶盘与底盘之间用于放置空投物，所述分离组件包括击水盘、L型挂钩、压钩螺丝以及固定盘，在不工作状态时，四根连接钢带的头部固定在顶盘的四卡槽内，收紧钢带固定四根连接钢带后，由L型挂钩固定收紧钢带，L型挂钩由挡片进行限制约束，可以利用入水时水压的冲击能量作为动力源，改变L型挂钩和收紧钢带的相对位置，随后顶盘和连接钢带分离为两部分，实现分离功能，本发明加工难度较低，降低了制造成本。

本发明公开了一种固定翼无人机空中着陆系统，属于航空技术领域，包括被构造成下单翼固定翼飞机的母机，母机的机身上方设置有着陆平板，着陆平板的底面通过若干个撑杆与母机的机身相连接，且着陆平板在母机处于平飞状态下时呈水平状；着陆平板的顶面设置有用于增加摩擦力的摩擦结构，着陆平板的顶面还设置有用于向固定翼无人机指示着陆点的着陆标识。本发明结构简单且设计合理，能够有效模拟固定翼无人机舰载着陆过程，以便于进行相关的技术验证。

本发明公开了一种共轴高速直升机旋翼转速变速方案设计方法，所述共轴高速直升机的旋翼转速变速过程被划分为多个旋翼转速档位；首先，基于变速过程桨叶载荷限制以及桨叶的失速和压缩特性与共轴高速直升机前飞速度的关系，并结合最优桨叶载荷操作范围，确定各旋翼转速档位下最大桨叶载荷对应的最大飞行速度，并以其作为相应旋翼转速档位的切换起始点；然后分别以动力涡轮转速变化速率为待优化参数，搜索得到各旋翼转速档位下的最优动力涡轮转速变化速率。相比现有技术，本发明可获得高速直升机分档控制模式下的最优变速路径，满足变转速涡轴发动机性能要求。

本发明公开了一种两级临近死点的解锁装置，其特征在于，包括基座（1）、解锁弹簧（2）、旋转解锁连杆（3）、解锁连杆（4）、支撑连杆A（5）、支撑连杆B（6）、压紧连杆（7）、压紧块（8）、拔销器（9），该解锁装置可靠性高、使用简便。

本发明公开了一种连杆式的解锁装置，其特征在于基座（1）、上连接座（2）、压紧块（3）、压紧轴（4）、螺钉控制连杆（5）、支撑连杆（6）、分离弹簧（7）、锁紧螺套（8）、主压紧块（9）、压紧螺钉（10）、限位板（11），该解锁装置承载能力强，结构简单、紧凑。

本发明公开了一种用于无人机巡查的红外热成像设备，具体涉及无人机巡查技术领域，包括安装盘，所述安装盘外表面的底部与螺纹筒外表面的顶部固定连接，所述螺纹筒的内表面螺纹连接有螺纹柱。本发明在无人机拖动热成像仪升空过程中，使得控制装置通过弹性复位，使得控制装置顶部顺利卡入通孔，达到对螺纹筒的位置锁定，防止其受到外力松动引起脱落的问题，并且在无人机下降接触地面时，使得控制装置的底部首先与地面产生接触，则在重力影响作用下，使得控制装置实现控制两侧的防护架翻转运动，进而使得两侧防护架可以对热成像仪进行封闭，避免热成像仪掉落损坏的问题，从而防止数据丢失的问题。

本发明涉及飞机状态功能检测技术领域，具体为一种无气源状态下机载空调功能技术检测方法，具体包括以下步骤：利用可变电阻器和检测设备组成空调综合检测系统；在无气源状态下，座舱空气温度自动调节系统的平衡点的静态误差检测；在无气源状态下，座舱调节空气极限温度控制检测；在无气源状态下，电动活门逻辑控制关系检测；在无气源状态下，管路温度调节系统上、下不灵敏区域检测。本发明通过利用可变电阻器和检测设备对座舱系统的调节和控制功能进行模拟，演示座舱系统的全部调节和控制功能。直接应用于机载空调系统功能检测，将检测的完整性和准确性提高了50％以上，降低故障发生率80％以上，保证了装备的完好率，具有重要的军事意义。

本发明公开了一种便于拆装的垂直起降固定翼无人机，属于无人机领域，包括机身、两个分别安装在机身的两侧的主翼、安装在机身的前部的牵引组件、安装在机身的尾部的尾翼、安装在机身内的航电系统和用于为航电系统、牵引组件以及尾翼上的舵机供电的主电源，两个主翼上均可拆卸固定连接有垂直起降机构，垂直起降机构包括机臂以及两个分别安装在机臂的两端上的升力组件；机臂的两端分别延伸到主翼的前方和后方，机臂上还安装有次级电源，次级电源通过导线与两个升力组件电性连接；各机臂上的升力组件以及次级电源分别通过控制线缆与航电系统通信连接。本发明能够根据需要为固定翼无人机增加垂直起降机构，从而同时具备两种无人机的飞行优势。

本申请属于飞行器结构技术领域，特别涉及一种用于襟翼或副翼缝隙的负泊松比可变形柔性格栅。包括：依次连接的第一区域、第二区域以及第三区域，其中，所述第一区域为机翼连接区，用于与机翼连接；所述第二区域为负泊松比格栅区，所述第二区域包括多个规则排布的单胞结构，所述单胞结构由两个镂空的短边对接的等腰梯形构成；所述第三区域为襟翼或副翼连接区，用于与襟翼或副翼连接；所述第一区域、所述第二区域以及所述第三区域构成的整体结构的长度与襟翼或副翼缝隙的长度一致，所述第二区域的宽度与襟翼或副翼缝隙的宽度一致。本申请利用负泊松比可变形柔性格栅特有的拉胀特性，解决现有形式格栅在变形过程中会产生翘曲，萎缩等现象。

本申请属于旋翼无人机碰撞吸能及钝性减伤设计技术领域，具体涉及一种旋翼无人机，包括：机体，其头部具有头部缓冲腔，其底部具有底部缓冲腔；头部缓冲腔内填充有吸能材料；底部缓冲腔内填充有吸能材料；头部阻尼缓冲器，连接在机体的头部；底部阻尼缓冲器，连接在机体的底部；四个机臂，连接在机体上，其中，两个机臂在机体头部的两侧对称设置，另外两个机臂在机体尾部的两侧对称设置；两个起落架，每个起落架对应连接在位于机体头部的一个机臂上，其内具有起落架缓冲腔，该起落架缓冲腔内填充吸能材料；两个起落架阻尼缓冲器，每个起落架阻尼缓冲器对应连接在一个起落架的底部。

本发明公开了一种可调节的无人机全景视频采集装置，包括无人机主体，所述无人机主体上安装有对接结构以及摄像结构，其中所述对接结构可拆卸安置于无人机主体上，所述摄像结构可拆安置于对接结构上，且与无人机主体通过转接线相连；本发明涉及无人机技术领域，本发明，通过对接结构可以便于拆卸、安装在无人机主体上，可根据使用需求，将对接结构安置在无人机主体底部，可便于拍摄全景视频以及对增加无人机主体重量后降落时的缓冲防震；还可将对接结构安置在无人机主体上方，借助摄像结构进行录制无遮挡全景视频；整体构造简单，便于生产、安装、调节使用方式，实现快速录制全景视频，防止驱动无人机主体转动造成抖动影响拍摄。

本发明公开了一种无人机换电池机构，包括一电池夹持机械手升降机构，电池夹持机械手升降机构顶部的升降平台上设置有电池夹持机械手旋转机构，电池夹持机械手旋转机构顶部的旋转平台上设置有电池夹持机械手伸缩机构底部的伸缩滑块上设置有电池夹持机械手横向移动机构，电池夹持机械手横向移动机构底部的两个横向移动支座上分别设置有一个电池夹持机械手，电池夹持机械手伸缩机构顶部的固定平台上设置有无人机开关机机构。本发明通过结合无人机的外形结构特点和电池外形，以及整机设计方案，设计出了一种结构紧凑，性能可靠，成本低廉的无人机换电池机构，能够作为核心功能部件用于无人值守无人机停机坪，实现无人机的自动换电池。

本发明涉及一种基于磁性恒力弹簧的微重力模拟装置，包括：平台框架组件、直线轴承组件、磁性恒力弹簧组件与目标载荷组件；平台框架组件提供基本平台，用于安装其他组件；直线轴承组件固连在平台框架组件上，承托目标载荷组件，使得目标载荷组件可沿直线轴承组件轴向滑动，目标载荷组件用于模拟载荷的形状特点；磁性恒力弹簧组件为目标载荷组件提供向上的稳定不变的拉力，使得磁性恒力弹簧的输出力抵消目标载荷组件的重力，实现微重力等效。本发明可以实现6个自由度的等效，实现空间载荷在地面真正意义上的六个方向上的自由，为开展地面试验提供硬件基础。