飞行器、航空、宇宙航行

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。

本发明涉及无人机技术领域，具体为一种无人机防撞装置及无人机，包括设置于无人机的旋翼安装杆一端的防撞组件，防撞组件包括与安装杆一端相连接的内部具有空腔且一端开口的缓冲筒、伸缩单元以及至少两缓冲单元，伸缩单元的一端延伸至缓冲筒内且与缓冲筒转动连接，至少两缓冲单元沿缓冲筒的周向设置于缓冲筒内，且至少两缓冲单元之间围合形成有缓冲空腔，伸缩单元穿设于缓冲空腔内且另一端延伸至缓冲筒的外部，以通过至少两缓冲单元吸收伸缩单元所受的撞击力。解决了无人机操作不当时，无人机易与障碍物产生碰撞，造成无人机损坏的问题。

本发明涉及航空设施技术领域，特别是涉及一种模块化航空载具，包括可自行的底盘车，与现有技术不同的是，底盘车上安装航空器起降平台，航空器起降平台能收回与展开，当航空器起降平台收回时，底盘车和航空器起降平台的总宽度符合一般道路限行标准；当航空器起降平台展开时，航空器起降平台的总宽度扩大2倍以上；在非平坦地面、通过液压调平系统航空器起降平台能够实现水平。与现有技术相比，本发明能够在普通道路上行驶，并且能够在非平坦地面通过液压调平系统使航空器起降平台能够实现水平，从而实现航空器的起降。

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，该垂直起降飞行器包括：机身、尾推旋翼、固定尾翼、两个第一动力组件和两个第二动力组件。机身的两侧设置有机翼；两个第一动力组件对称安装在机身两侧的机翼上；第一动力组件包括倾转旋翼和第一固定旋翼；倾转旋翼通过旋翼倾转机构安装在机翼上；两个第二动力组件对称安装在机身两侧的机翼上，并分别位于第一动力组件的外侧；尾推旋翼安装在机身的尾部；固定尾翼连接在机身两侧的第一动力组件上。本发明垂直起降飞行器和控制方法可以改善现有技术中EVTOL载人飞行器的布局模式，增加垂直起降飞行器的载重能力和续航能力。

本发明公开了一种下翼面尖端弧形凸起的缝翼降噪装置，包括前缘缝翼、主翼、后缘襟翼和半圆弧形凸起装置；前缘缝翼、主翼和后缘襟翼构成三段翼构型；半圆弧形凸起装置设置在前缘缝翼上距前缘缝翼1尖端0.5％翼型弦长处，半圆弧形凸起装置的直径为0.3％翼型弦长，沿展向分布。本发明装置前缘的弧形凸起会使气流提前分离，在弧形凸起后形成一小面积的背压区，减弱了剪切层上的涡‑涡干扰与兼并现象，可达到良好的降噪效果。

本申请属于空中加油技术领域，特别涉及一种主动控制软管空中加油系统及具有其的飞机。主动控制软管空中加油系统包括：加油软管、加油接头、阻力伞、电动舵机以及双目视觉传感器。加油接头安装在所述加油软管的一端；阻力伞与所述加油接头同轴设置并固定连接；电动舵机同轴套设在所述加油软管上，且靠近所述阻力伞布置，所述电动舵机上安装有气动舵；双目视觉传感器固定安装在所述阻力伞的内部，所述双目视觉传感器用于将所述阻力伞与受油探头之间的相对位置信号反馈给所述电动舵机。本申请可以通过双目视觉传感器的相对位置反馈，利用电动舵机和气动舵对加油软管进行主动控制，辅助开展受油探头与加油接头的对接，显著提升对接效率和成功率。

本发明公开了一种高热流密度立方星的直插式主承力结构设计方法，包括如下步骤：首先确定主承力结构的外形尺寸，接着确定主承力结构的壁厚，再对主承力结构进行设计，接着进行背阴面壳体设计和端盖设计，最后对背阴面壳体和端盖的外表面喷涂白漆涂层、对结构内部进行黑色阳极氧化处理。本发明通过将星载元件支撑结构与立方星外壳一体化以提高接触面积，进而提高了热传导效率，适用于目前高热流密度的立方星，解决了现有的立方星结构与星内元件接触面积有限而使散热困难以及安装复杂等问题。

本发明提供了一种核动力卫星构型，包括：核堆、可展桁架以及卫星平台本体；可展桁架的一端嵌入卫星平台本体，可展桁架的另一端与核堆连接；可展桁架在收拢状态下全部包络在卫星平台本体内部；核堆解锁后，可展桁架伸展推出核堆，将卫星平台本体与核堆分离。本发明采用大尺度可展桁架，在其收拢时全部包络在卫星平台内，平台舱全部包络在辐射散热板内，可提高整流罩包络空间利用率，降低整星质心，展开后能够有效减弱核堆对卫星平台的辐射影响。采用模块化分舱设计的卫星平台本体，便于分舱研制、生产、装配和测试，有利于实施安全和可靠性保证措施。利用载荷舱的对接机构与满载推进舱对接，完成推进舱模块的在轨更换，延长卫星的服务寿命。

本发明公开了一种子母无人机系统，涉及无人机技术领域。一种子母无人机系统，包括子无人机和母无人机；母无人机的顶部设有搭载平台，搭载平台设有机臂锁定机构；搭载平台用于搭载子无人机；机臂锁定机构用于锁定和解锁子无人机的机臂。当母无人机搭载子无人机到指定空域后，通过机臂锁定机构解锁子无人机的机臂，实现子无人机的释放，以完成侦查任务。当子无人机完成任务但剩余电量不足够返航时，可派出母无人机将子无人机搭载回来，以避免子无人机因断电而坠毁。因此，通过母无人机搭载子无人机进行启航和返航，有效降低子无人机对电量的需求，利于子无人机缩减体积，从而利于提高子无人机在复杂的地理环境中飞行的能力。

本发明公开了一种空中像素动态显示的控制方法，包括将每一架无人机设备作为一个像素点，按照不同分辨率进行无人机阵列排布；无人机视距的取值范围L，根据这一取值范围，确定无人机的最低高度和最高高度，在该高度范围内，以阵列中左下角的无人机作为主机，将其设置为坐标零点进行定位；每个无人机设备根据设定好的安全距离B，在地面纵平面上建立二维坐标系，对每个无人机进行定位排布。针对每一个无人机个体，采用PID控制来消除各种扰动对于飞行稳定性的影响：采用领导——跟随关系，通过每个无人机设备确立PID参数。本发明中领导——跟随的主从逻辑也可以令机群编队更迅速，缩短成像准备时间。

本发明提供了一种飞机空难逃生装置，包括飞机座椅，还包括一个气囊降落伞以及设置在气囊降落伞底部的气垫，所述气囊降落伞经折叠后活动内置于所述飞机座椅的靠垫中，所述气垫经折叠后活动内置于所述飞机座椅的坐垫中，所述气囊降落伞上还设有一个信号发射装置；本发明中的气囊降落伞其为形状呈羽毛球状的设计，只会有一个方向降落，不会发生翻滚，而且其边缘处呈水平，可以起到下降时减速的作用，通过底部的气垫可在接触地面时，起到缓冲作用，能保护人员安全降落，而且当降落在水面的时候，也不会下沉，在飞机失事可保护乘客安全逃生。

本发明公开了一种碳纤维三屏显控台骨架，包括地台、底部减振器、底框、左右侧板、内部隔板组件、转接板、45度斜撑、走线槽、背减转接板、背部减振器、背减梁、上封板组件，控制面板和下部盖板组件；底部减震器通过固定件固定在地台上，底部减震器上设置有左右侧板，底框、内部隔板组件和45度斜撑固定连接于左右侧板的内部，转接板固定在底框和对应的内部隔板组件上，走线槽与左右侧板的蒙皮进行胶铆连接；背减梁通过固定件固定于左右侧板上，背部减振器固定在背减梁和背减转接板之间；控制台面通过固定件固定于左右侧板内部的设备安装预埋件上；下部盖板组件与底框和左右侧板进行胶铆连接。本发明有效减轻了结构重量，提高了结构整体性。

本发明公开了一种动态可重构飞机客舱娱乐系统集成测试方法及装置；动态可重构飞机客舱娱乐系统集成测试方法，包括以下步骤：步骤1：将待测客舱娱乐系统通过配套的转接线缆与集成测试主机连接完好；步骤2：运行控制模块中的动态可重构集成测试软件，根据待测客舱娱乐系统选择准确无误的客舱娱乐系统类型和型号；步骤3：根据需求选择相应的测试任务；步骤4：一个测试任务结束后，系统自动保存测试数据和结果，形成测试报告；步骤5：循环执行每个所需的测试任务，直到完成整个待测系统的测试，形成总体的测试报告。本发明克服了传统测试装置功能单一的缺点，拓展了装置的功能、降低了购买测试装置的成本。

本发明提出了一种可以完全不消耗燃油或外部电能的太阳能风力飞行器。平时用自身大面积的太阳能电池板发电，用高性能蓄电池蓄电；在升空阶段，使用蓄电池存蓄的电能爬升；升空后，主要利用大气对流层上升气流的风能继续攀升，向大雁一样凭借风力飞行。适宜开发成多功能无人机，快递送货物流无人机，城市家庭垂直起降家用飞行器或交通不便的边远山区、沙漠、海岛的自带能源的垂直起降飞行器。

本发明实施例公开了一种基于压电材料的直升机桨叶的后缘襟翼系统，涉及旋翼飞行器技术领域，能够改变后缘襟翼的偏转角度。本发明包括：压电作动器安装于桨叶内部，当给压电作动器施加驱动电压时，压电作动器发生伸长或缩短形变，直接或间接地驱动后缘襟翼偏转。当移除施加电压时，压电作动器不再形变，后缘襟翼回到水平位置，从而实现后缘襟翼一定范围内的主动偏转，提升旋翼性能。搭载后缘襟翼的桨叶可以根据飞行工况改变后缘襟翼的偏转角度，进而影响迎角与升力，具有提高旋翼效率，改进飞行工况，降低旋翼的振动和噪声的功能。

本发明公开了一种对称式多连杆电驱飞机起落架结构，包括主驱动机构、随动机构、主支柱；所述主驱动机构的驱动端与主支柱铰接，所述主支柱的顶部与机体铰接，且底部连接有轮胎；所述随动机构包括对称设置的第一四连杆机构、第二四连杆机构以及右支柱摇杆、左支柱摇杆，所述第一四连杆机构、第二四连杆机构的一端分别与机体铰接，且另一端分别与主支柱上的固定支座铰接；所述第一四连杆机构、第二四连杆机构靠近机体的端部连杆分别通过右支柱摇杆、左支柱摇杆与主支柱铰接。本发明结构轻巧、紧凑，保证了可靠性、稳定性和安全性，降低了电驱方式对高功率的要求，实现了飞机起落架稳定、可靠、轻便的支撑需求，具有较好的实用性。

本发明公开了一种排爆无人机，包括无人机主体及操作手柄，无人机主体上设置有摄像模块，炸弹探测模块及第一数据接收发射模块，无人机主体底部固定设置有容纳盒及排爆装置，操作手柄上配置有与第一数据接收发射器连接的第二数据接收发射器，第二数据接收发射器连通有方向调节模块，升降调节模块及数据分析执行模块，排爆装置包括固定设置在无人机主体下方的液压曲臂，及液压曲臂下方配置的排爆钳，排爆钳一端设置有钳口及剪刀口，另一端设置有撬杠头及铲子，无人机主体设置有能够进行升降调节的支撑脚。本申请排爆无人机便于受地形限制小，跨越能力强，方便移动可疑爆炸物，便于进行排爆工作，而且，其排爆能力强，便于侦察机排除炸弹。