飞行器、航空、宇宙航行

本发明涉及风力发电技术领域，一种风筝飞机融合构型无人机发电系统，包括无人机和地面协作控制系统，地面协作控制系统通过牵拉输电线缆与无人机连接的控制组件连接，该地面协作控制系统用于控制无人机在飞行模式和悬停模式中切换；所述无人机在飞行模式时，所述电动机组件作为动力使无人机主动飞行，直至无人机所在环境达到预期；所述无人机在悬停模式时，所述电动机组件关闭并打开发电机组件，发电机组件通过牵拉输电线缆将其产生的电能传输到地面协作控制系统进行储存。该无人机发电系统系统简化且控制低廉，限制高度并拓展空域，弱化地面实施功能且系统易拆装可移动使用。本发明还提出一种风筝飞机融合构型无人机发电系统的使用方法。

一种喷涂无人机，涉及无人机领域。设有水带、喷涂机构、固定装置、机架，所述喷涂机构包括直管、弯管，所述直管前端设有喷涂口，所述直管后端与所述弯管的一端固定连接，所述弯管的另一端向前环绕至所述直管的下方并连接所述水带，用于形成具有环形结构的出水管道，所述环形结构下方连接所述水带，所述环形结构用于分散缓冲所述水带释放时对所述无人机的作用力；所述固定装置包括第一固定件、第二固定件、第三固定件；所述固定装置还设有用于收纳所述水带的悬挂装置；本发明对无人机中的固定装置做出来相应的改进，用于增加出水管道与无人机的固接点，结合弯管的反作用力，进而实现分散减少释放的水带所带来的作用力。

一种飞行器舱门锁带预紧力安装方法，其包括在飞行器机体上固定安装带舱门锁的舱门和安装横梁，舱门锁的顶部设置与安装横梁平行并相隔一定距离的连接座，连接座与安装横梁之间设置补偿机构，且安装横梁、连接座通过初始预紧力为0的锁安装预紧力调节机构连接；在安装横梁的顶面设置顶板，连接座的底面设置加载拉板，顶板与加载拉板平行并通过紧固件连接成一体，顶板的中部竖直安装加载力调节机构，且加载力调节机构的底部安装测力传感器，并使测力传感器与安装横梁抵触连接，测力传感器的读数达到预定的锁安装预紧力；调节锁安装预紧力调节机构，使测力传感器的读数恢复为0；调节补偿机构的高度，使补偿机构填满安装横梁与连接座之间的间隙即可。

本发明公开了一种悬吊式载物无人机，包括无人机本体；悬吊组件，其与无人机本体的底部铰接；驱动机构，其设置在无人机本体和悬吊组件之间，能够改变悬吊组件的倾角；载物箱，其可拆卸连接悬吊组件，用于装载物品；装卸组件，其可拆卸连接载物箱，用于装卸物品。通过设置倾角可变的悬吊组件和自动装卸组件适用于多种应用场景，装卸便捷，效率高。

本发明公开一种航母弹射装置的外转子电机，属于航母电磁弹射技术领域。该外转子电机包括转子、定轴、左端盖、左定子、左磁钢、中轴承、右磁钢、右定子及右端盖；转子外设置直齿轮，内柱面固定连接左磁钢和右磁钢，位于转子中部的中轴承支承转子绕定轴转动，左端盖和右端盖分别与转子的两端固定连接并通过轴承与定轴连接形成转子的辅助支承，左定子和右定子与定轴固定连接。本发明外转子电机通过转子的直齿轮输出动力并保持与其它电机协调工作，采用的多点支承、双电枢和强冷却等技术能满足航母弹射装置串联传动获取大功率和大推力的工作要求，具有维护简单、工作可靠、成本低等特点。

本发明公开了一种直升机载荷传递及防偏摆结构和直升机，包括上承载梁、下承载梁和吊板；上承载梁位于下承载梁上方，上承载梁中部连接有承载件，上承载梁两端朝向下承载梁两端弯曲，且上承载梁两端与下承载梁两端转动连接，转动方向为下承载梁的周向；下承载梁中部嵌套有连接件，连接件朝下承载梁水平方向的径向两端延伸，延伸端截面为圆形；吊板顶部分叉设置，吊板顶部两个分叉分别与连接件的两个延伸端转动连接，转动方向与下承载梁长度方向平行。有效解决了货物偏摆对直升机舱口的伤害。

本发明公开了一种无人机群发机构，包括电机，作为动力源，为机构运行提供动力，所述电机的电机输出轴连接减速系统；减速系统，用于对输入的动力进行减速增矩并带动发射机构工作，所述减速系统通过第一锥形齿轮与传动组件相连；发射机构，用于发射无人机；输送机构，用于将无人机输送到所述发射机构内；传动组件，用于将动力传递至输送机构；所述电机、发射机构和传动组件均安装在所述输送机构的载盘上。该无人机群发机构，采用机械式集群发射系统，与常见的单次发射技术相比，本发明可以实现折叠翼无人机高频率、快速、自动发射，与一般的火药作动式集群发射技术相比，本发明对无人机冲击小，损伤轻，有利于无人机的回收使用。

本发明涉及一种适用于空间卫星的三向锁紧释放装置，可完成同一平面内三颗卫星的连接与同步释放。所述装置结构为，上、下壳体由螺钉紧固在一起；所述壳体两侧装有电起爆器和解锁活塞，壳体内部装有两个三向锁瓣；锁紧杆、球垫、锁紧螺母均布在锁紧释放机构的圆周，锁紧杆的头部安装在两个三向锁瓣内部；所述三向锁瓣外侧有圆柱凸起，分别被两侧壳体内解锁活塞顶住，限制了锁瓣的轴向运动；所述三向锁紧释放装置搭配多星连接器，拧紧锁紧螺母可实现同一平面内三颗卫星的锁紧；解锁时，起爆器起爆，推动解锁活塞运动，三向锁瓣外侧圆柱凸起与解锁活塞分离，解除了轴向限制，三向锁瓣在解锁弹簧推动下实现分离，所述锁紧杆脱离出三向锁瓣，实现装置的解锁运动。

本发明涉及一种串联式载荷适配器，可在适配器的上、下平台同时安装两颗卫星，实现两颗不同轨道卫星由同一运载平台发射。这种串联式载荷适配器可实现将两颗不同轨道卫星分别高精度送入预定轨道。所述装置结构主要分为上平台、下平台和四个安装座。上平台用于安装首先送入轨道的卫星，下平台用于安装第二颗不同轨道的卫星，适配器下端连接运载器仪器舱和上面级动力系统。适配器上平台安装有四组圆头弹簧推杆；上平台由螺钉安装在适配器四个安装座上；四个安装座上方分别安装有爆炸螺栓，用于主卫星与上平台的锁紧安装，安装座下方为安装法兰，与运载器进行连接；适配器下平台中心安装有一组平头弹簧推杆，四周安装有爆炸螺栓，用于副卫星与下平台的锁紧安装；串联式载荷适配器具有结构简单，结构空间利用率高的特点；两颗卫星与适配器均为轴向分离，无侧向扰动，卫星入轨精度高；卫星入轨分离后，适配器仍为一体结构，不产生多余太空垃圾。

本发明提供了一种无人机的折叠展开机构，属于无人机技术领域。它解决了现有的无人机折叠机构采用电机控制使得无人机的留空时间降低的问题。本无人机的折叠展开机构，包括能安装在无人机机体上的旋转定位座和转动连接在旋转定位座上且可供机翼或尾翼安装的旋转轴，旋转定位座和旋转轴之间设有扭簧，本折叠展开机构还包括当机翼或尾翼折叠且扭簧处于预压缩状态时对旋转轴定位的锁定件，当锁定件解除对旋转轴的锁定时扭簧能带动旋转轴转动使得机翼或尾翼展开，旋转定位座上连接有当机翼或尾翼处于展开状态时能对旋转轴定位的定位件。本无人机的折叠展开机构并不影响无人机的电能使用，进一步的提升了无人机的留空时间。

本发明提供了一种无人机弹射点结构，属于无人机技术领域。它解决了现有弹射无人机起飞稳定性不够的问题。本无人机包括机体，弹射点结构包括调节件和位于机体中的弹射本体，弹射本体沿机体的前后方向设置，弹射本体的后端与机体相铰接，弹射本体的后端固连有击打台且击打台位于机体外，调节件的内端穿过机体并与弹射本体的前端相连，调节调节件能带动弹射本体绕铰接点转动使弹射本体的中心轴线通过无人机的重心。本无人机弹射点结构具有使无人机弹射起飞时火箭推力线对准无人机的重心，且使机体不易受损的优点。

本发明涉及一种具有固定翼和多旋翼切换功能的无人机，包括机身、左机翼、右机翼、尾翼、左旋翼机构、右旋翼机构、尾旋翼机构、辅助支臂、左右旋翼倾转机构、尾旋翼倾转机构；左右旋翼倾转机构的动力输出装置安装在机身内，左倾转轴、右倾转轴穿过机身设置在左机翼、右机翼的下方；动力输出装置包括基座、壳体、四个电机、两根蜗杆、十字轴、两个涡轮、两个伞齿轮、两个伞形齿；尾旋翼倾转机构用于控制尾旋翼机构倾转，并作为机身和辅助支臂的连接骨架，平衡无人机整体重量；尾旋翼倾转机构包括四个支座、形成闭环矩形结构的动力轴、第一传动轴、第二传动轴、倾转轴。该无人机的空间布局合理，重量分布均匀，能够保证旋翼倾转的动力和精准性。

本发明公开了一种翼展面积可调式扑翼机器人，属于机器人领域，一种翼展面积可调式扑翼机器人，包括机架和安装在机架上的驱动单元、扑翼结构及尾翼，两组扑翼结构对称设置在机架两侧，扑翼结构包括主驱动杆，主驱动杆转动连接在机架上，主驱动杆的一端转动连接有副驱动杆，副驱动杆的底部转动连接有拉杆，拉杆及主驱动杆在驱动单元的驱动下同步往复运动，主驱动杆及副驱动杆上等距均分设有若干主翼骨，主翼骨的尾部一端转动连接设有副翼骨，本发明结合辅助窗口的扑翼结构设计，在相等能耗的情况下，能有效提升扑翼机器人的上升力度和滑翔能力，具有市场前景，适合推广。

本发明公开了一种航拍无人机，其包括：螺旋机翼、机身主体、侧支撑架、弹撑组件、防坠保护组件以及摄像装置；其中，所述机身主体圆周侧围对称设置有多个侧支撑架，各所述侧支撑架的上端面中部通过内置电机可相对转动的设置有多个螺旋机翼，所述机身主体的下端面中部安装有摄像装置；所述摄像装置通过其自身旋转微调对摄影镜面主体进行对应调整；所述侧支撑架内均安装有弹撑组件，各所述弹撑组件在航拍无人机进行起飞升降时对其机身主体进行支撑缓冲；所述机身主体的下端面位于各所述侧支撑架的对应位置均设置有防坠保护组件，所述防坠保护组件在航拍无人机航拍中断电失联时，对其机身主体以及摄像装置进行保护。

本发明公开了一种端罩与一级整体回收低成本二级低轨道运载火箭，包括一级箭体、火箭套罩和二级箭体，火箭套罩包括筒罩、端罩壳段和端罩，筒罩设置于一级箭体的前端，筒罩内用于放置二级箭体，筒罩的底部设置用于安装二级箭体的适配支座，筒罩的内壁上设置滑轨组合，滑轨组合与二级箭体滑动配合连接，二级箭体的前端设置有卫星适配支架，卫星载荷安装在卫星适配支架上；端罩由与端罩壳段铰接的多瓣组成，多瓣端罩合拢后为半球状，通过端罩作动器控制端罩的开合；端罩壳段的内壁前端还设置有反推火箭；本发明中的端罩与一级整体回收低成本二级低轨道运载火箭，能够100％整体回收，检测评定后可重复使用，复用价值更高。

本申请实施例提供了一种航天飞行器及其在轨运行的控制方法。在本申请实施例提供的航天飞行器中，人造卫星固定于运载火箭的箭体的第一舱中，由于运载火箭设置有用于反射照射到箭体的光线的反光组件，因此能够避免运载火箭受光侧的温度过高，而且，运载火箭设置有控制装置和动力系统，在控制装置接收到变轨运行指令时，控制装置控制动力系统推动运载火箭变轨运行，从而实现运载火箭携带的人造卫星能够从当前运行轨道移动到目标运行轨道，使得在不增加人造卫星的制造难度和制造成本的情况下，能够实现人造卫星的变轨运行。

本发明公开了一种便于无人机携带的复杂地形测绘装置，属于测绘装置技术领域，包括固定板和连接板，所述固定板的上端设有第一电机，所述固定板的下方设有连接壳，所述连接壳的上端与第一电机的输出轴连接，所述连接壳的前后两端均转动连接有第一支撑板。本发明，使清洁板与摄像头的镜头表面贴合，通过气流或者第二电机带动清洁板转动，利用清洁板对摄像头的镜头表面进行清理，从而避免摄像头的因污染物阻挡摄像头进行拍摄，无人机在降落时将摄像头收到保护壳内，对摄像头进行保护，同时利用第二齿条和第三齿条将摄像头安装口挡住，从而避免无人机在降落的过程中有异物进入到保护壳内损坏摄像头。

本发明公开了一种螺旋桨支架结构，包括：主梁、机翼前缘蒙皮、电动机、弹性元件、柔性杆、轴承、螺旋桨和支杆；其中，所述机翼前缘蒙皮与所述主梁的外表面相连接；所述电动机和所述弹性元件设置于所述机翼前缘蒙皮的内部；所述电动机通过所述弹性元件与所述主梁相连接；所述柔性杆的一端穿过机翼前缘蒙皮与所述电动机的输出轴相连接，所述柔性杆的另一端通过所述轴承与所述螺旋桨相连接；所述支杆的一端穿过机翼前缘蒙皮与所述主梁相连接，所述支杆的另一端与所述轴承的上部相连接。本发明具有降载、降阻、提高整机可靠性的优点。

本发明由四个现有技术组成：1、购买或制造轻型的适合飞行用的机动车或机动车底盘。2、在机动车底盘的中心和重心之间垂直安装购买的机动车动力后桥。动力后桥上部的轮毂和旋翼头连接固定，购买旋翼时应该向卖家出具动力后桥上部轮毂的准确尺寸和形状，便于轮毂和旋翼头连接固定。对于动力后桥下部的轮毂，拆除不用的传动和转动部分后与底盘中心和重心之间的底盘固定。倾转旋翼动力系统通过倾转旋翼动力系统上的十字型连接头套装到机动车底盘方向盘(本发明未来的方向盘)传动杆上。倾转旋翼动力系统将伴随方向盘一起控制本发明的全部运行过程。

本发明公开了一种航煤固定翼通用飞机油箱，包括第一组油箱和第二组油箱，第一组油箱向发动机供给燃油，第二组油箱与第一组油箱连接，第二组油箱中设有热交换系统，发动机的回油进入所述热交换系统，热交换系统与第一组油箱连接。燃油经第一组油箱被泵入发动机，发动机的回油经第二组油箱回油管进入到热交换系统，再通过管路返回进入到第一组油箱。经过热交换系统，发动机回油温度降低，油箱内燃油温度升高。如此，进入第一组油箱内的回油温度不会太高，由第二组油箱进入第一组油箱的燃油温度不会太低。实现航煤发动机回油再次利用，以及油箱内燃油温度得到调节，使飞机在高温和低温条件下安全飞行。

本发明公开了一种用于模拟空间站对接的科学试验平台，包括导轨，其中，两根所述导轨中配合连接有两对滑台悬浮组件，每对滑台悬浮组件间可转动地设有水平转环，且所述滑台悬浮组件中设有能够驱动水平转环沿与导轨垂直的轴线转动的水平电机；述水平转环内可转动地设有竖直转环，所述水平转环中设有能够驱动竖直转环沿水平转环的竖直直径转动的竖直电机；所述竖直转环内固定有平移调整组件，所述平移调整组件与对接模型连接，且两对滑台悬浮组件中的平移调整组件所连接的对接模型相向设置。与现有技术相比，本发明能够使对接模型进行高效的动态全程对接模拟试验，以验证对接结构的可行性和可靠性。

本发明提供了一种防晃动燃油储箱及飞行器，包括燃油储箱本体和防晃隔板，所述防晃隔板包括横向隔板和竖向隔板；所述横向隔板和所述竖向隔板均固定设置在所述燃油储箱本体内，且所述横向隔板和所述竖向隔板交错形成多个存油区。本发明能够防止燃油储箱本体内燃油晃动的作用，有利于无人驾驶飞行器飞行稳定控制系统的设计。

一种基于霍尔推力器的南北位保方法，通过对称布局设计霍尔推力器，对稳态工作的启动时长参数及霍尔推力器的开机策略、关机策略提前自主规划，并按照规划内容实现控制开机、关机，解决了利用传统化推进行GEO轨道南北位保推进剂需求大导致载荷重量资源少的问题。

本发明公开了一种测绘用固定翼无人机，包括前机体、保形测绘吊舱、机身变形装置、后机体、连接转动装置、后翼、半刚性过渡翼段和可变弯碟形多面体架，保形测绘吊舱设置在前机体的底部，机身变形装置设置在前机体的后部，本发明涉及工程测量测绘技术领域。该测绘用固定翼无人机使用可变联接翼气动布局、后置动力和前三点式修形起落架布局，可解决大展弦比无人机难以在风力较大的天气执行航测任务，小展弦比无人机难以在较低的飞行速度下经济地执行航测任务的问题，当天气良好时，该无人机以最小前掠角和最大展弦比模式执行航测任务，以延长留空时间，提高使用经济性，当低空风力增大时，该无人机以小展弦比模式继续工作。

本发明公开了一种无人机用机械式抗横风装置，包括罐体、连接轴、下阻液盘、上阻液盘、步进电机输出轴、步进电机及控制系统、垫片、上盖、压力球轴承、联轴器、轴套和轴承；下阻液盘与罐体固定，罐体上端固定上盖，步进电机输出轴与联轴器连接，联轴器通过连接轴与上阻液盘连接，联轴器上端与上盖之间设计有压力球轴承，下端与上阻液盘之间设计有轴套，上、下阻液盘之间通过轴承连接，上阻液盘与下阻液盘上均开有导液孔。本装置通过控制上阻液盘旋转的角度，来控制导液孔打开的大小，从而控制液体的偏移量，并最终控制回正力的大小。通过合适的回正力，可以使得无人机快速恢复平飞状态，从而保证飞行的安全。

本发明提供一种气动式折叠仿生扑翼微飞行器，包括机身和对称安装在机身两侧的仿生扑翼；机身安装有曲柄摇杆机构、气泵和电机，电机的轴与曲轴摇杆机构的曲柄连接，仿生扑翼包括翅尖、翅膜和固定在翅膜上的骨架，骨架包括横向骨架和纵向骨架，横向骨架包括多段空心支架，空心支架内部有气管穿过，气管与气泵连通，纵向骨架包括多段支架，并且与横向骨架中的支架的端部呈任意角度相交，相交的横向骨架和纵向骨架上之间连接有拉簧；翅尖的三个顶点分别连接横向骨架的端点、弹簧的一端和曲柄摇杆机构的摇杆，弹簧另一端与机身连接。本发明是基于迁飞性甲虫外形、后翅折叠特性设计的仿生学外观，更可靠的实现扑翼自动折叠收拢，减小机身尺寸。

一种一体式快递无人机，其特征在于：无人机主体，设于无人机主体水平方向上八个孔洞中的八个旋翼，设于无人机主体内部的快递箱，设于快递箱内部侧壁的机械爪整体，设于快递箱中部水平放置的固定板；所述无人机主体包括：机架，设于机架上方的动力部分；所述机械爪整体包括：旋转轴，与旋转轴嵌套的副齿轮，与快递箱内壁相连的电机，与电机相连的传送齿轮，上端与旋转轴相连且穿过固定板的链条，与链条下端相连的机械爪。当无人机空载飞行时，电机驱动机械爪收回并将其固定在快递箱中的固定板上；当无人机负载飞行时，电机驱动机械爪及其抓握的重物固定在快递箱之中，可以有效减小货物损坏的几率，稳定无人机重心，增加无人机的稳定性。

本发明公开了一种旋转式折叠机翼，包括可水平转动安装于机身上的至少一对机翼以及安装于机身上用于驱动机翼转动的驱动装置，所述驱动装置包括直线驱动器以及连接于直线驱动器输出端与每个机翼之间的传动装置，所述直线驱动器的驱动方向与机身长度方向一致，所述直线驱动器可通过传动装置驱动每对机翼同步转动形成折叠状态或展开状态；本发明折叠机翼其结构简单，可精确的控制机翼的转动角度，简化了机翼的控制结构，其提高机翼的转动精度，而且可在机翼展开时自动形成锁死状态，提高机翼飞行时的稳定性，另外该结构的机翼折叠时水平收纳至机身两侧，可满足各个机翼同步转动收纳而不相互干涉，而且可减小整个飞行器的降落占地面积。

本发明公开了一种地效飞行器的增稳环量控制方法及增稳型地效飞行器。该控制方法应用于该增稳型地效飞行器，该增稳型地效飞行器包括吹气襟翼以及第一压力传感器。第一压力传感器安装于地效飞行器主翼下翼面前缘，吹气襟翼包括襟翼装置和吹气装置。该方法包括：获取地效飞行器主翼下翼面前缘所受到的压力，记为第一压力；计算第一压力的变化频率和幅值；根据C＝C+Asin(2πft+0.4π)计算第一吹气动量系数C，其中，f为第一压力的变化频率，A为第一压力的幅值，C为初始吹气动量系数；根据第一吹气动量系数计算第一吹气速度；控制吹气装置按第一吹气速度吹气，此时，襟翼翼面保持收起状态。本发明能够增加地效飞行器在波浪海面条件下巡航的稳定性。

本发明公开了一种氢能源辅助的太阳能飞艇及飞艇运行方法，当阳光充足时，所述太阳能电池板吸收太阳能发电，通过所述MPPT控制器和单向高压DC/DC变换器驱动所述直流无刷电机，为飞艇提供动力，当阳光不足时，所述太阳能电池板的供能不足时，启动所述氢燃料电池，通过所述单向高压DC/DC变换器驱动所述直流无刷电机，从而为飞艇提供动力，所述太阳能电池板供能存在上限，当检测供能不足时，启动所述氢燃料电池，通过所述太阳能电池板和所述氢燃料电池协同供能，从而带动所述飞艇螺旋桨转动，推动飞艇前进，当所述太阳能电池板的供能高于飞艇需求的能量时，通过所述桨距调节器调整叶片的桨距角从而改变叶片的阻力，用以平衡太阳能，避免造成能源过剩。

本发明属于直升机桨叶试验技术领域，具体涉及一种用于固定及旋转直升机桨叶的试验装置及试验方法。其特征在于，包括分度盘(1)、自动控制模块(2)、液压子站模块(3)、试验夹具(4)；所述试验夹具(4)固定于垂直端面上；所述分度盘(1)安装于所述试验夹具(4)上，所述自动控制模块(2)位于所述分度盘(1)侧面，通过所述自动控制模块(2)控制所述分度盘(1)的转动角度、并且进行信号接收发送，同时，所述分度盘(1)侧面还开设有液压油口，用于与所述液压子站模块(3)通过液压油管连接；所述液压子站模块(3)用于驱动所述自动控制模块(2)运动，从而带动所述分度盘(1)转动。

本发明公开了一种基于飞行器的远程供给系统，包括供给系统、输送系统和N个收集系统；其中，所述输送系统包括输送平台和M个飞行器；其中，N≥1，M≥1；用于提供物资的供给系统的输出端与输送平台的输入端通过第一管线连接；输送平台的输出端与收集系统的输入端通过第二管线活动连接，飞行器用于运送第二管线的活动连接端。上述系统通过利用飞行器及管线进行补给物资，有效避免了人为供给作业的安全风险和空间限制，可高效灵活地响应各种供给需求。

本发明公开了一种植保无人机防晃储液装置，包括偏转组件、储液罐、转动组件，所述箱体的内部底端设置有偏转组件，通过偏转组件可以将储液罐偏转，所述储液罐内设置有转动组件，所述转动组件用于实现将储液罐内的液体农药在晃动情况下进行泄力，本发明结构科学合理，使用安全方便，当储液罐内的液体农药在惯性作用下进行晃动，通过单向阀能使液体农药在储液罐内有序流动，并推动转板在储液罐内转动，通过转板的转动能够泄去部分液体农药的晃动作用力对储液罐的冲击，再在储液罐受到冲击时，由于配重球可以控制整个偏转组件的重心，通过实现实现不倒翁原理，让偏转组件4的底部能处于稳定，从而可以将液体农药的晃动作用力进行消耗。

本发明涉及多旋翼无人机技术领域，且公开了一种具有激光智能避障功能的多旋翼无人机，包括无人机，无人机顶部设置有机架，机架顶端设置有驱动器本体，无人机顶部设置有机载计算机单元，无人机底部设置有支架，支架底部设置有着陆板，无人机底部设置有定位板定位板，定位板上固定安装有激光雷达设备，激光雷达设备底部设置有RTK传感器，RTK传感器一侧设置有IMU传感器，RTK传感器底部设置有双光云台相机。该一种具有激光智能避障功能的多旋翼无人机，通过无人机上搭载激光雷达设备，通过激光雷达设备扫描出导线与线行树木的点云空间坐标位置，在巡航过程中通过算法检测到导线与线行树木最小净空距离，实现避障或定距悬停。

一种飞行器(100)，包括：翼(10)；牵引式推进装置(TPM，20)；推进式推进装置(PPM，30)；巡航推进装置(CPM，40)；并且其中，所述TPM能够提供一推力，该推力的方向能够可逆地从向前推进方向移动到向上推进方向；并且其中，所述PPM能够提供一推力，该推力的方向能够可逆地从向前推进方向移动到向上推进方向；并且其中，所述CPM能够提供一推力，该推力的方向在向前推进方向上；并且其中，所述TPM和所述PPM连接到所述翼，并且其中，所述TPM位于所述翼的前部，并且所述PPM位于所述翼的后部。

一种系统，包括表面(308)、致动器(304)和控制器(320)。该表面(308)具有在表面上流动的流体。致动器(304)耦合到表面(308)以使表面相对于流体移动。控制器(320)使致动器(304)使表面生成表面波，该表面波修改流体中的曳力。致动器(304)能够使表面生成乐甫波。

一种飞机，包括机身、发动机、吊架、短舱整流罩和齿轮箱组件。发动机与机身间隔开，并且吊架设置在机身与发动机之间。附件齿轮箱固定到发动机，并且至少部分地设置在吊架中。

飞机具有吊杆、与吊杆的第一端联接的推进组件以及与吊杆的第二端联接的第一机翼。推进组件通过旋转接头与吊杆联接。第二机翼任选地与旋转接头联接。第一机翼通过旋转接头与吊杆联接。第一机翼通过铰链与旋转接头联接。能够反映飞机运动的具有侧倾、俯仰和偏航操纵性的车辆可以与吊杆的第二端联接。可以在车辆底盘与车身分离的情况下接载车身。吊杆装有为推进装置提供动力的能量源。方向舵与吊杆的第二端联接。桨叶设置在推进组件与吊杆之间。

描述了用于乘客舱的扩展显示装置，所述扩展显示装置包括第一显示装置和第二显示装置，该第一显示装置被定位在外框架中以面向乘客座椅，并且该第二显示器与第一显示器连接并相对于第一显示器侧向地定位，其中第一显示器和第二显示器被配置为同时显示来自两个不同源的信息。一个或两个显示装置可以以模块化方式附接在穿过外框架的空隙内和插入件内，该插入件匹配外框架的内边界并且匹配显示装置的外部边界。

一种垂直和短距起降(VSTOL)飞机，包括：主翼面，从飞机机身的前部区域向外延伸；以及次尾翼翼面，从飞机机身的后部区域向外延伸，以便与前主翼面分开，由此在该两者间限定空间，所述空间容纳被推进单元的对应发动机可操作地驱动的非周期性可控制的推进器。推进单元被安装成用于在主翼面和次尾翼翼面之间的限定空间内进行枢转运动，以便实现第一运行位置和第二运行位置，在该第一运行位置，推进器的推力线基本上平行于机身的纵向轴线定向，在第二运行位置，推进器的推力线基本上垂直于飞机的纵向轴线定向。推进单元可以被安装在所述飞机的重心(CG)的后部。

一种并联布置贮箱卫星横向质心调整方法，通过设计并联贮箱卫星不同贮箱内推进剂的加注重量，在完成航天器推进剂加注的同时，无需额外增加配重块，实现航天器发射状态整星横向质心的调整，利用同种推进剂贮箱加注重量差，实现整星零配重横向质心调整策略，能够有效提高航天器的载荷承载能力，具有较强的工程应用价值和前景。

本发明提出了一种直升机救援设备，涉及救援设备领域。一种直升机救援设备，包括直升机主体、滑动平台和绳索升降装置，上述绳索升降装置安装于上述直升机主体舱门的一侧，上述滑动平台滑动设置于上述直升机主体的机舱内，且能够延伸出上述机舱，上述滑动平台设有救援吊舱，上述救援吊舱位于上述绳索升降装置下方，上述救援吊舱连接于上述绳索升降装置。其能够快速对人员进行救援，且救援过程安全平稳，不会造成二次伤害。

本发明专利公开一种旋翼无人机的喷气辅助装置，包括无人机机体、视觉模块和喷气辅助装置。视觉模块包括三轴云台和摄像头。喷气辅助装置包括底座、转轴、连接杆以及喷气装置。喷气装置包括电机、风扇、进气口、喷气口和过滤网。通过喷气辅助装置朝风向的同方向喷气提升了无人机的抗风能力。通过搭载三轴云台和摄像头，并采用喷气辅助装置的喷气方式，提升了无人机的主动避障能力和响应速度。通过各个喷气辅助装置喷气力度的不同，让无人机的起降更加简单平稳，提高了无人机的可靠性。无人机喷气辅助装置在辅助起飞的状态下，各个喷气辅助装置同时竖直向下喷气，进一步提升无人机的最大载重。

本发明涉及无人机技术领域，具体公开了一种电力应用无人直升机。该无人直升机包括机架、线轮组件和悬挂筋，机架的底部安装有左机脚和右机脚；线轮组件包括设于左机脚和右机脚之间的线轮件和两个配重支架，且线轮件与配重支架的延伸方向与左机脚和右机脚相垂直，线轮件的两端分别安装于左机脚的中部和右机脚的中部，用于收纳线缆，两个配重支架分别连接左机脚和右机脚的两端；悬挂筋设于左机脚和右机脚上，用于悬挂物体。线轮组件与悬挂筋的设置方便了线缆与悬挂物体的运输，增加了该无人直升机运输物体的种类与方式，改进了物料运输的效率及效果。

本发明涉及无人机技术领域，具体公开了一种电力应用无人直升机。该无人直升机包括机架、四个降落组件和降落控制组件；四个降落组件分别安装于机架上左机脚和右机脚的两端，降落组件包括用于接触地面的接地板、传感单元和能带动接地板升降的驱动单元，传感单元用于测量接地板与位于接地板下方地面的夹角与间距；降落控制组件通信连接传感单元，用于处理夹角与间距测量结果，当夹角测量结果位于安全阈值范围时，无人直升机开始降落，降落控制组件根据间距测量结果控制驱动单元带动接地板移动；当夹角测量结果超出安全阈值范围时，无人直升机停止降落。借助上述设置能使该无人直升机自动平稳降落，保证了运行的安全性，提高了工作的效率。

本申请实施例提供一种无人机进入机库的方法和装置，该机库包括机库主体，机库主体内设置有容纳无人机的容纳空间，并且在机库主体的侧壁设置有使容纳空间和外界连通的机库门，该方法包括：确定进入状态，进入状态用于表示无人机通过机库门从外界进入容纳空间；在进入状态下，转动无人机的螺旋桨。借助于上述技术方案，本申请实施例能够避免无人机的螺旋桨被损坏的情况。

本发明涉及航空航天技术领域，提出一种卫星的一体化系统包括：数传系统；卫星结构板；以及固定装置。其中，数传系统通过固定装置布置于卫星结构板上。卫星结构板和数传系统的一体化系统结构紧凑、加工装调工艺性好、稳定性高、力学环境适应性好；并且卫星结构板内预埋热管，用于数传系统各组件以及整个卫星的散热，结构紧凑；并且满足了数传天线的视场需求。

本发明公开了一种无人机防坠落装置，包括空心壳体、安全气囊组件以及多个缓冲翼组件；所述空心壳体顶壁的外表面用于与无人机腹部固定连接，所述空心壳体底壁为开口结构；所述安全气囊组件固定连接在所述空心壳体内部，所述安全气囊组件中的气囊可在充气膨胀后从所述空心壳体的底壁开口处挤出，并形成一级缓冲结构；所述缓冲翼组件至少有四组，沿所述空心壳体侧壁内表面周向均匀分布，所述空心壳体侧壁上开有供所述缓冲翼组件穿过的开口，多个缓冲翼组件围绕所述空心壳体形成防侧翻结构。本发明可以减缓无人机坠落的冲击力，防止无人机在斜坡上发生侧翻、造成更严重的损失。

本发明公开了一种抑制燃油结焦的系统及其工作方法，系统中，第一油箱的与接触器连接，第一油箱与接触器之间设有第一燃油泵；惰性气体循环管道与接触器连接，惰性气体循环管道上设有循环泵；接触器与油气分离器连接；油气分离器与第一换热器连接；第一换热器与发动机连接；油气分离器与加热器连接；加热器与催化反应器连接；催化反应器与第二换热器连接；第二换热器与水分离器连接；催化反应器和第二换热器均通有冷却气体，出口均与第一换热器连接；水分离器与惰性气体循环管道连接。本系统使得燃油中的溶解氧被除去，抑制燃油结焦，提高燃油热稳定性；带有外界补气系统，反应效率高；系统紧凑、高效、轻量。

本发明公开了一种适用于航空运输的物品摆放方法和装置，涉及航空技术领域。该方法的一具体实施方式包括：确定多个待摆放物品中每个待摆放物品的物品信息；根据所述物品信息，确定多个所述待摆放物品的摆放顺序；获取飞机货仓的货仓信息；根据所述物品信息和所述货仓信息，确定所述飞机货仓的储位格信息；根据所述摆放顺序和所述储位格信息，确定所述多个待摆放物品在所述飞机货仓中的摆放位置信息，以按照所述摆放位置信息对所述多个待摆放物品进行摆放，使所述飞机货仓处在基于平衡位置的重力均衡状态。根据该实施方式摆放物品，可以提升飞机运输途中的安全性。