飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种空间定点转动的动力学模拟装置，涉及力学和机械技术领域。本发明包括固定机构、功能机构、支撑轴机构和承载机构，固定机构上方固定安装有支撑轴机构，支撑轴机构上方固定安装有承载机构，且支撑轴机构一面固定安装有功能机构。本发明通过设置支撑轴等，轴的端部开孔由高压气体形成薄气膜，托起气浮台，可实现飞行器动力学模拟，以模拟飞行器空间失重环境下的姿态运动状态，然后可以进行姿态控制动力学试验。通过设置电控磁体等，设计两个磁体，可以做到小体积和低重量，尤其是基于互斥磁力产生轴承结构间隙，代替气膜将平台托起，没有气体涌出，适合工作于真空罐中。

本发明公开了一种空投式飞行器上的模块化综合控制系统，该系统中通过将电源电路板、主控电路板、惯导/卫导电路板、舵控电路板和舵机驱动板集中安装在支撑壳体中，从而使得该控制系统实现小型化、集成化和模块化，能够将空投式飞行器所需要的传感器都集成在该模块化的壳体中，通过合理搭配各个板材及元器件之间的相互作用关系，使得系统整体的工作性能稳定可靠。

本发明一种采用旋压轴套的小型空间系绳系统展开制动机构，属于空间系绳系统设备技术领域；包括小型仪器舱及设置于其内的旋压制动器、系绳线轴轴芯、系绳校准装置、高强度系绳、展开长度测量模块和弹射模块；小型仪器舱固定于空间系绳系统的母星上；旋压制动器通过其内弹簧的弹力抑制旋压轴套的轴向位移，进而对高强度系绳的展开运动进行制动直到速度为0；系绳线轴轴芯用于缠绕系绳，展开长度测量模块用于系绳的导向和长度、速度测量；弹射模块用于整个机构的控制和信号处理。本发明通过改变旋压制动器的螺纹旋合长度以改变压缩弹簧的弹力，抑制旋压轴套沿螺纹旋转，从而改变系绳的制动减速效果；制动机构架构阻尼有效，空间占用率低，释放可靠。

一种强度试验加载装置及加载方法，加载装置含有装置本体和力加载结构，其特征在于，所述的力加载结构含有多个加载线圈和多个固定接头，每个加载线圈通过一个固定接头连接在装置本体上，所述的加载线圈与程控电源、电源开关和计算机控制系统电信号连接，在加载试验时，在试验件的表面涂覆有一层磁感漆，通过计算机控制系统控制力加载结构加载线圈的电流大小和方向，从而控制加载线圈对试验件表面磁吸力的大小和方向，实现度强度试验件表面的无接触式受力加载。

本发明公开了一种单轮双线翼伞驱动装置，包括驱动装置箱、伺服电机、蜗轮蜗杆机构、大齿轮、齿形传动带和小箱体。伺服电机驱动蜗杆做相应的转动，蜗杆的转动带动与其啮合的蜗轮旋转，从而使与蜗轮同轴的大齿轮做与蜗轮相同转向和转速的转动。齿形传动带从大齿轮的下方通过并与大齿轮的下半部分啮合，而齿形传动带未与大齿轮啮合的两端在通过小箱体伸出外表面后，连接翼伞的左右后缘操纵绳。本发明仅使用一个电机来简化翼伞的驱动操作，使之在保证一定可靠性的同时操作更加简易，不仅显著减小了装置的体积和质量，并且大大降低了生产成本，可大批量生产并广泛用于物流运输。

本发明涉及一种飞机地板下可固接‑铰接转换的碰撞吸能斜支柱，包括复合材料管、平压接头、翻转接头，所述平压接头上端设有若干平压固接孔，并通过平压固接件与地板横梁固接，所述平压固接孔的中间设有一平压铰接孔，并通过平压铰接件与地板横梁铰接；所述翻转接头下端设有若干翻转固接孔，并通过翻转固接件与机身框固接，所述翻转固接孔的中间设有一翻转铰接孔，并通过翻转铰接件与机身框铰接。当压溃产生后，支柱两端变为铰接，支柱只承受轴向载荷，不会折断，实现良好的吸能，可靠性和耐久性更高，在形式上考虑了圆形支柱和机身框和地板梁平面的连接，更适合在飞机结构上应用。

本发明涉及一种盒式结构碳纤维PMI复合材料梁及制备方法，包括上缘条、多个耳片、两个腹板、多个夹块和下缘条；两个腹板为矩形结构的碳板，两侧设有碳条材料的上缘条和下缘条，封闭成矩形碳盒结构，内部填充PMI泡沫作为芯材；梁根部碳盒内粘合有与机身进行连接的耳片以及夹块；所述矩形碳盒结构自翼根到稍部尺寸逐渐变小，PMI泡沫材在不同展向展向密度不同，在矩形碳盒结构外表面缠绕有凯夫拉纤维。相比于传统碳方轻木梁使机翼梁的抗弯刚度更高，抗扭性更好，有更大的比强度和比刚度，制造更为简单，成品品质可控性提高，次品率降低。

本申请公开了一种地外行星着陆装置，包括：探测器本体，腿式着陆行走机构，其设置有多个，所述腿式着陆行走机构按照环形布设于所述探测器本体上；取样机构，其设置有多个，所述取样机构转动连接于所述腿式着陆行走机构上。本申请其可实现行星探测器的主动缓冲、行走与月壤取样功能，通过多组腿式着陆行走机构实现探测器的软着陆和在不平地面上的稳定行走移动，扩大探测范围。同时，通过将取样机构集成在腿式着陆行走机构的末端，取消了以往探测器上额外所需的用于取样的机械臂，从而降低发射载荷和发射成本。

一种基于自燃燃料转移和加注系统的加注方法，包括：依次连接的惰性气体气瓶、燃料储罐、可视化系统和供油系统，以及设置于供油管路上的的阀门组件；该方法在检测自燃燃料转移和加注系统各部分密封性良好后，确认所有阀门关闭，将可视化系统和供油系统及相关供油管道抽真空后，向待刻度容器中转移燃料至所需体积，将管道中残留液体压回燃料储罐，利用压差将可视化系统中的燃料转移到供油系统中，关闭所有阀门，拆除装置并对供油系统储气区补气，实现燃料的定量可视化转移。本发明解决了三乙基硼烷，三乙基铝和二甲基锌在转移过程中的准确计量的问题，安全、操作简单，效率高，转移和加注液体全程可视化，液体转移量准确，操作过程中完全处于惰性保护气氛下，有利于减少操作过程中不确定因素的干扰，避免了管道中的液体残留，保证燃料的安全转移。

本发明涉及无人机技术领域，且公开了一种农业种植用测绘无人机，包括无人机本体和机翼，所述无人机本体顶部位于机翼的内侧设有平移装置，所述平移装置的顶部活动安装有平移杆，所述平移杆的顶端安装有防护罩，所述防护罩顶部位于机翼的正上方开设有进气孔，所述防护罩底部位于机翼的正下方开设有出气口，所述防护罩的底部设有充气盘。该农业种植用测绘无人机，通过流线型防护罩的设置，在大风天气风力能够沿着防护罩的外壳流过，风力与无人机接触时产生的阻力更小，因此风力对于无人机的推力更小，从而能够保证该防护罩的设置提高该无人机在大风或者雨雪天气时的姿态稳定性，进而保证安全性。

本申请提供一种提高飞机防滑刹车系统安全性的方法，方法包括：飞机着陆前，根据着陆跑道情况，将道面状况选择装置(1)选定到对应的道面档位，并将所述道面档位发送至防滑刹车控制器(3)；飞机着陆后，刹车指令传感器(2)发出刹车指令，并将所述刹车指令发送至防滑刹车控制器(3)；判断当前的飞机速度处于飞机最大着陆速度Vmax的速度段；防滑刹车控制器(3)根据所述道面档位、刹车指令以及所述速度段，确定飞机对应状态；根据所述飞机对应状态，确定对应的最大刹车压力值；飞机防滑刹车系统的刹车压力小于等于所述最大刹车压力值。

用于自动开始停止飞行器发动机的系统和方法。公开了用于在期望的发动机停止速度下自动开始停止飞行器的发动机的方法。该方法的实施例包括接收指示飞行器的当前速度和当前加速度的数据，该当前速度不同于飞行器的发动机停止速度。使用所接收到的数据来确定开始停止发动机的开始时间，以使发动机基本上在飞行器的发动机停止速度下停止。在开始时间自动开始停止发动机。

可变机翼前缘弯度。所公开的方法减小了在一定速度下航行的翼型上的波阻。翼型的至少一部分被构造成能够选择性地在第一位置与第二位置之间移动。第一位置是中性位置，并且第二位置在翼型的前缘附近生成冲击波。该方法包括以下步骤：当速度小于第一极限时，将翼型维持在第一位置；以及当速度大于第一极限时，将翼型移动到第二位置。

本发明涉及一种用于飞行器的地板结构(14)，该地板结构包括：导轨(18)，该导轨限定凹部(24)，该凹部具有开口(26)和底部(28)并且被设计成接纳一个或更多个附接元件；覆盖元件(66)，该覆盖元件布置在凹部的一部分上方，以在开口上方提供互补的支撑表面(22C)；以及蜂窝状支承结构(60)，该蜂窝状支承结构具有坐置在凹部的底部的上第一端部(62)和对覆盖元件进行支承的第二端部(64)。因此，覆盖元件可以足够薄，以避免或限制在地板结构的表面处形成台阶部。

提供既能保持或提高麦克风拾音的质量，又能抑制无人飞行体的飞行性能降低的无人飞行体、控制方法以及程序。无人飞行体(100)具备：麦克风(111)，拾取对象的声音；执行器(130)，通过延伸，变更麦克风的位置；以及处理器(151)，处理器(151)获得示出对象的位置的信息、以及示出从无人飞行体(100)到对象的距离的信息的至少一方的位置关系信息，处理器(151)根据位置关系信息进行如下控制，使无人飞行体(100)向无人飞行体(100)与对象的位置关系成为规定的位置关系的第1位置移动，在无人飞行体(100)移动到第1位置之后，使执行器(130)向对象延伸。

飞行体(100)具有框体(20)，该框体(20)构成为框状构造物，该框状构造物在上部具有安装部(25)并构成为能够调整安装部(25)的上下方向位置，框体(20)在下部连结物体。在该框体(20)的上部配置有具有飞行机构(31)的主体部(30)。控制部控制安装部(25)的上下方向位置，以便根据飞行机构(31)的姿态来控制物体的飞行姿态。因此，在飞行体(100)中，物体的飞行姿态的稳定性提高。

根据本发明实施例的使用混合电力推进系统的垂直起降航空器及其控制方法，当飞行体(1)进行垂直起降时，可以控制发电机(20)、电力管理装置(40)及电池管理系统(60)同时向发动机(80)提供电源，当上述飞行体(1)进行巡航飞行或过渡飞行时，可以控制增强第2螺旋桨(82)的推力，且控制由上述发电机(20)生产的富余电力充入上述电池管理系统(60)的电池(62)。

本发明的控制装置进行航空器控制，该航空器搬运搬运对象且具备能够在飞行中测定地表温度的传感器，该控制装置获取由传感器测定的供搬运对象脱离的预定区域的地表温度。而且，控制装置根据获取的地表温度，进行与搬运对象的脱离相关的控制。

本发明涉及一种用于通过机械作用断开的装置，所述装置包括：至少一个机械连接部件(5)、特别是弹簧加载的锁扣(5)，所述机械连接部件通过至少一个连接构件(8a，8b)连接到至少一个触发设备(6)；以及释放杆，所述释放杆配置为通过在预定的打开方向施加力来触发。所述断开装置还包括用于所述连接构件(8a，8b)的至少一个引导件(9a，9b，9c)，所述引导件配置为当需要打开时在预定的方向将施加到所述触发设备(6)的力重定向到所述机械连接部件(5)，所述机械连接部件连接到所述连接构件(8a，8b)。

本发明提供了一种气动热模态试验装置，包括试验舱，用于形成工作空间；振动装置，用于通过模型支架放置试验结构件；电弧加热器，设置在振动装置的一侧，其上具有高温气流喷管，用于对气体进行加热并向试验结构件喷射高温气体；真空设备，用于抽取电弧加热器喷出的高温气流，提供电弧加热器的工作环境；扫描式激光测振仪，用于获取试验结构件的固有频率或模态振型；红外高温计，用于检测试验结构件的温度。该装置可对试验件提供类似真实服役条件下所面临的高温、高速和高剪切的气流环境，完成结构在气动热环境下的模态分析，试验结果能够为高速飞行器结构在气动加热环境下的安全可靠性设计提供重要参考。

一种无人机包括主体(12)和被配置为推动无人机(10)的至少两个旋翼单元(22)。无人机(10)包括被配置为接收无线电信号的至少两个天线单元(18)。天线单元(18)相对于主体(12)定位，使得天线单元(18)被分配到主体(12)的不同侧。此外，描述了测向系统(36)。

航空母舰上一种履带式飞机跑道，可使飞机满油满弹滑跃起飞，属飞机跑道领域，其特征是滑跃起飞的跑道上增添一种履带式飞机跑道，履带式飞机跑道固定在滑跃起飞的跑道上；履带式跑道分二部分，第一部分紧挨飞机开始起飞部分，这一部分履带路面上运转方向和飞机起飞方向相反，当飞机在第一部分运行时，相应的延长了飞行跑道，使飞机发动机时速，逐渐接近起飞速度；第一、二部分履带式跑道中间是平时滑跃起飞跑道，并水平联接，第二部分履带式飞机跑道路面上运转方向与飞机起飞方向一致，当飞机进入第二部分履带式跑道，履带速度低于飞机速度，飞机速度加上履带速度达到飞机起飞速度，使飞机满油满弹顺利起飞，提高了飞机作战能力。

本发明公开了一种齿轮齿条展开翼实验平台及采用其的实验方法，该实验平台上安装有能够承装火工品的活塞缸，活塞缸与活塞杆相连，在活塞杆的端部设置齿条，齿条与翼片上的齿轮啮合，从而能够将火工品产生的推力转换为活塞杆直线运动，再通过齿轮齿条之间的传动，带动翼片旋转，翼片的运动形式与航空器上的折叠式机翼类似，再在翼片上添加阻碍其旋转的阻力装置，从而根据阻力装置提供阻力的大小及翼片的旋转角度来判断火工品的品类、数量是否满足要求，并可以据此对火工品的品类、数量做出相应调整，反复多次实验。

本发明属于气动弹性力学领域，涉及一种飞机结构模态耦合试验的扫频电压预估方法；预估飞机结构模态耦合试验的扫频电压，为开展试验提供参考输入数据；步骤如下：预知控制面旋转模态固有频率f和模态阻尼ξ，控制面舵机截止频率f，控制面特征长度c，结构能承受的最大过载n，安全系数s，扫频范围[f,f]，扫频电压U和控制面转角θ的关系K；预估扫频电压U。本发明为飞机结构模态耦合试验的扫频电压预估提供了理论基础，为试验的开展提供了支持。

一种能够驮载固定翼飞机垂直起降的飞行器，包括升力发动机、推力动力单元、对接锁死系统、机体和机翼；升力发动机设于机体的相对两侧，升力发动机用于提供垂直升力；推力动力单元为推力矢量发动机或推力发动机，推力动力单元设于机体的尾部，推力动力单元用于提供水平推力；对接锁死系统设于机体的背部，对接锁死系统用于和固定翼飞机连接；机翼设于机体的相对两侧，机翼用于提供升力。上述飞行器具有驮载固定翼飞机满载状态下垂直起飞功能，从而使传统固定翼飞机无需大规模改变而具有垂直起飞与降落的功能，同时可以使固定翼飞机满载的情况下垂直起飞，将实现固定翼飞机最大的使用效能。

本发明属于飞机机械设计，主要对飞机紧凑部位半封闭区域的设备安装。本发明一种飞机设备的安装方法，设备的安装位置位于飞机起落架舱内，两个框腹板之间，其特通过四个Z字型材支架将设备挂装在框腹板的一侧，该Z字型材支架含有中间立面、上平面和下平面，在Z字型材支架的上平面上设有设备安装孔，Z字型材支架的下平面与框腹板固定连接。本发明设备安装支架采用统一规格的Z字型材支架，通用性强，结构简单。支架两两平行又两两垂直的固连方式保证了设备安装所需要的安装强度，可以提供在飞机小空间侧向安装设备在拆卸和维护上的便捷性。

本发明提供一种多自由度极限动能扑翼飞机，包括机身、动力系统、侧翼、尾翼、伸缩杆，动力系统置于机身内，侧翼对称的设置在机身的两侧，侧翼通过固定杆与机身连接，伸缩杆一端与侧翼中部的伸缩杆固定架活动连接，另一端与机身活动连接；动力系统为伸缩杆传输动力；侧翼向上运动时其所受空气阻力小于侧翼向下运动时其所受空气阻力。本发明所提供的多自由度极限动能扑翼飞机结构新颖，具有扑动和前后掠动两个自由度，具有气动效率高和机动性强的优势。

一种仿生扑翼三自由度运动测力系统，其包括X和Y向铝型材组成的矩形支撑框、传动机构和控制机构；所述传动机构包括，Z向设于所述支撑框一个所述Y向铝型材外侧的驱动机构、设于所述矩形支撑框内侧且与构成所述支撑框两侧的铝型材平行的侧滑轨、两端分别与所述侧滑轨垂直的供设置所述仿生扑翼的中央平台滑动的中滑轨，和连接所述驱动机构和套设于所述滑动轨的滑动件上的同步带；所述仿生扑翼根部设有六轴力/力矩传感器。本发明提供的技术方案在平面内实现了一自由度，二自由度或三自由度的任意扑翼运动的模拟规律。

一种两自由度试验台的支撑结构，含有油箱安装平台和支撑架，所述的支撑架是由上横梁、下横梁和支撑杆构成一个四面体结构，下横梁与地基之间有俯仰转轴，上横梁与油箱安装平台之间形成试验台的横滚转轴，另有俯仰作动筒和横滚作动筒。这种设计简化了试验台结构，施工方便，安装精度容易保证。且能够实现俯仰/横滚同时控制的试验台的复合角度转动，适用于轻载荷被试系统试验。

一种飞机燃油试验台抽真空管路的设计方法，含有油箱安装平台、支撑架、俯仰转轴、横滚转轴以及抽真空管路，俯仰转轴和横滚转轴相互垂直，横滚转轴位于支撑架的上端与油箱安装平台之间，俯仰转轴位于支撑架的下端与地基之间，利用旋转接头实现抽真空管路的布局设计，采用钢管把两个旋转接头连接，其中一个旋转接头的旋转轴与试验台俯仰轴同轴，另外一个旋转接头的旋转轴与试验台横滚轴同轴。这种设计形式保证了真空管路不干涉试验台俯仰、横滚两自由的转动。同时也避免了胶管形式的真空管路被吸憋的情况发生。

一种机翼颤振模型，含有前缘、主盒段和机翼梁，主盒段安装在机翼梁上，所述的前缘含有前缘维形肋、前缘腹板、前缘蒙皮，所述的主盒段含有主盒段维形肋、后缘腹板、主盒段腹板、主盒段蒙皮，前缘通过轴与主盒段的前端铰接，前缘腹板与主盒段的后缘腹板通过操纵索柔性连接。

本发明公开了一种新型驱鸟无人机，包括无人机本体，所述无人机本体的内部固定连接有第一电机，所述无人机本体的底部固定连接有固定板，第一电机的输出端依次贯穿无人机本体和固定板并延伸至固定板的底部，第一电机的输出端固定连接有第一连接杆，固定板的外表面固定连接有两个相对称的固定柱，两个固定柱的内侧均转动连接有第一连接轴，两个第一连接轴的内侧转动连接有限位圈，第一连接杆的底部固定连接有转动块，远离第一连接杆一端的底部固定连接有第二连接杆，第二连接杆的底部固定连接有电机箱，电机箱的内部插接有第二连接轴。该驱鸟无人机通过机械工作的方法解决了超声波驱鸟对鸟类带来伤害的问题。

一种垂直起降探空无人机系统，包括无人机平台、地面控制设备、数据链路、信息获取模块和数据接收处理转发单元；无人机平台包括机体、动力、控制及设备管理，信息获取模块安装在无人机平台上；地面控制设备通过数据链路发送飞行相关指令和接收反馈信号；数据链路是无人机平台与地面控制设备、数据接收处理转发单元间的纽带；信息获取模块由无人机平台提供电源，采集到信息后发给数据接收处理转发单元；数据接收处理转发是实现数据接收处理分析与模型进行比较。通过该技术手段本发明取得的有益技术效果为，该垂直起降探空无人机系统实现对15000米以下指定空域空中信息数据的获取，可对某高度进行定点监测，为科研试验任务提供技术保障。

本发明公开了一种能够有效控制授粉量的无人机授粉装置，涉及人工授粉技术领域，包括机体，所述机体的上表面固定连接有料仓，料仓的上表面开设有进料口，料仓的底部开设有下料口，下料口的底面固定连接有下料板，下料板的上表面开设有四个呈圆周阵列的下料孔，每个下料孔的底面均固定连通有下料管，机体的内底壁固定连接有蓄电池，蓄电池的上表面固定连接有电机，电机的输出端固定连接有转轴，转轴远离电机的一端固定连接有挡块。该无人机授粉装置支撑架防止花粉结块阻塞播撒管，对撒粉效果造成影响，吹风机加速花粉的撒播，防止花粉对播撒管造成阻塞，并且出风口吹出的风可以带动旋叶进行旋转，具备可调节调节撒粉量，防止授粉阻塞的优点。

本发明公开了一种无人机，包括无人机本体，无人机本体的顶部固定连接有机械箱，无人机本体的内部固定连接有搅拌箱，无人机本体的外部固定连接有注水管，且注水管依次贯穿无人机本体和搅拌箱并延伸至搅拌箱的内部，搅拌箱的底部固定连通有出水管，且出水管贯穿无人机本体并延伸至无人机本体的外部，雨雾喷洒的底部固定连通有雨雾喷洒，机械箱的内顶壁固定连接有电机，电机的输出端固定连接有第一齿轮，第一齿轮的外表面啮合连接有第二齿轮，第二齿轮的顶部固定连接有第一转动轴。该农药喷洒无人机，通过机器自动搅拌以及同轴反旋转的第一搅拌扇和第二搅拌扇解决了人工搅拌效率低，搅拌效果不理想的问题。

本发明公开了一种农田播撒用无人机，涉及无人机技术领域，包括机体，所述机体的左右两端均固定连接有机翼，所述机体的内底壁固定连接有支撑板，所述机体的内部设有减速电机，所述减速电机的外表面固定连接有固定圈，所述固定圈的外表面固定连接有支撑杆，所述支撑杆远离减速电机的一端与支撑板的外表面固定连接，所述减速电机的底部设有出料筒，所述出料筒的底端贯穿机体的内底壁并延伸至机体的下方，所述减速电机的输出端固定连接有转动杆，所述转动杆的底端贯穿出料筒的上表面并延伸至出料筒的内部，所述支撑板远离减速电机的一侧设有储料箱。该农田播撒用的无人机，具备种子储备量大，能够进行单次定量播撒的的优点。

本发明属于无人飞行技术领域，特别涉及一种中型倾转旋翼无人飞行器。包括机身及设置于机身上的尾翼和两个机翼，其中机翼包括倾转外翼段和内翼段，内翼段的一端与机身固定连接，另一端与倾转外翼段可转动地连接。倾转外翼段包括可变距旋翼、外翼段、短舱及扩展翼，其中外翼段的一端通过转轴与内翼段转动连接，另一端可滑动地连接有扩展翼；短舱设置于外翼段上，并且顶部设有可变距旋翼，短舱内设有用于驱动可变距旋翼转动的旋翼旋转驱动系统。本发明中的飞行器可以调节展长和旋翼相对机身角度，以适应不同飞行任务需求，提升飞行效率。

本发明公开了一种飞机高升力控制系统的测试系统及其方法，属于航空工程试验领域。其特征在于：飞机高升力控制系统的测试系统由缝翼扭力杆转速与圈数信号采集单元、缝翼传动系统模型解算单元、缝翼舵面运动可视化显示单元，以及襟翼扭力杆转速与圈数信号采集单元、襟翼传动系统模型解算单元、襟翼舵面运动可视化显示单元组成，由扭力杆转速与圈数信号采集单元分别采集记录扭力杆转动的速度和圈数，做为传动系统模型解算单元的输入，通过传动系统模型解算单元的实时解算，输出襟翼或缝翼位置参数，并做为襟缝翼运动可视化显示单元输入，进行襟缝翼运动图像显示，实现襟缝翼运动可视化。

本发明提供了一种热刀解锁驱动电路装置，包括：加电开关电路、锁存驱动电路以及遥测保护电路；所述加电开关电路与锁存驱动电路相连；所述锁存驱动电路与遥测保护电路相连；所述加电开关电路包括：磁保持继电器；所述锁存驱动电路包括：磁保持继电器、MOS管；所述磁保持继电器与MOS管相连。本发明采用蓄电池为热刀供电，电路简单、可靠，适用于各类卫星的热刀控制解锁。

本发明公开的一种移动式5G通讯信号测试平台及其使用方法，包括四轴飞行器机体，所述四轴飞行器机体内设有机体内腔，所述机体内腔上侧内壁上设有上下贯通的通孔，所述机体内腔内设有断电保护启动机构，所述断电保护启动机构在电池断电后能快速产生缓冲降落所需的气体，所述四轴飞行器机体内设有稳定降落机构，所述四轴飞行器机体下侧设有着陆缓冲机构，在四轴飞行器电源故障或飞控系统死机情况下，断电保护启动机构能快速产生大量气体，并通过气流驱动稳定降落机构打开降落伞，着陆缓冲机构展开气囊，进一步降低着陆时对设备的损坏程度，同时避免砸伤行人。

本发明公开了一种耐高温高承载可折叠空气舵，包括舵面与舵轴，其特征在于：所述舵面包括定舵面、动舵面、前缘以及防热套，所述定舵面固定在舵轴上，且所述动舵面与定舵面之间通过一转轴转动连接，所述防热套设置在动舵面上，所述前缘设置在动舵面内；所述动舵面以及定舵面上还设置有防热涂层。本发明通过采用该种可折叠空气舵能够适应高马赫数飞行器气动和热载荷要求，为提升飞行器作战效能提供支撑具有较高的推广价值与商用价值。

本发明公开了一种飞轮烧蚀太空推进器及太空碎片清理平台，利用太空碎片制作储能飞轮，由太阳能驱动高速电机带动储能飞轮高速旋转，使储能飞轮获得动能，相切布置的两只储能飞轮连接脉冲电源，相切处产生电火花电弧，产生的高温使飞轮外缘金属熔化、气化，飞轮物质脱离飞轮在惯性和气化压力下高速喷射，从而获得推力。本发明将太空碎片转变为推进物质，并在产生推力的同时飞轮物质被电火花粉碎，变为细小的微粒，不再对航天器产生危害，具有太空碎片粉碎简单高效、总体积重量小、推力范围大、推力精确可控、可在轨长期工作的技术特点。

本发明公开了一种基于单曲柄双摇杆机构的可悬停式扑翼飞行器，该扑翼飞行器包括机架、两个左右对称布置的动力机构、两个行星减速器、两个数字舵机、两个驱动电机、脚撑架，该扑翼飞行器使用单曲柄双摇杆机构作为驱动的具有Wei s‑Fogh效应的扑翼执行机构，使用一体化设计的行星减速器机构实现驱动电机减速增扭，使用两个数字舵机通过驱动转杆调整翅膜的扑动角度实现扑翼飞行器的机动性，该扑翼飞行器的四个可控参数分别为左右两个驱动电机的转速、左右两个数字舵机的舵量，该扑翼飞行器结构简单、可微程度高、结构对称、受力模型简单，具有较好的可操控性。

本发明涉及小型飞机维修技术领域，具体是一种小型飞机用航材运输维修装置，包括承托底板、第一升降部件、第二升降部件、第一阻挡部件、第二阻挡部件和工具存放部件，承托底板的顶部呈竖直状间隔安装有四个齿条柱，第一升降部件和第二升降部件间隔设置，第一阻挡部件设置在承托底板和第一升降部件之间，第二阻挡部件设置在第一升降部件和第二升降部件之间，所述工具存放部件安装在承托底板的底部，本发明通过第一升降部件和第二升降部件均与四个齿条柱相配合完成上下高度调节，提高了装置的空间利用率，通过第一阻挡部件和第二阻挡部件分别与第一升降部件和第二升降部件相配合，防止零件在运送过程中因颠簸导致衰落，从而降低了维修成本，提高了维修效率。

本发明属于飞行器气动布局设计领域，特别涉及一种矢量涵道尾桨高速直升机，包括机身、主旋翼、升力机翼、水平尾翼、垂直尾翼和涵道风扇，涵道风扇进风口朝向机身且可转动连接于机身尾部上方，能够在机身尾部上方水平旋转；直升机高速前飞时，涵道风扇中轴线与机身中轴线成角度α，0°≤α＜90°，悬停和低速飞行时α＝90°。本发明通过将整个涵道风扇进行水平旋转来实现尾部推力的矢量控制，弥补了普通涵道式尾桨在控制效率上的不足，提高了控制效率和动作效率，大幅提高了飞行速度。此外，本发明矢量涵道尾桨系统的控制通道数量相对较少，简化了飞行员操作步骤；由于涵道风扇尾部无气动舵面，尾流区气流也更加稳定均匀，飞行更加安全。

一种海岸遥感的测量装置，包含飞行机，以及通过调节设备连接至所述飞行机的遥感相机，调节设备包含：承载组件，其用于承载所述遥感相机，所述承载组件包含：承载板，转杆和支撑框架，所述转杆的一端连接所述承载板，另一端连接所述支撑框架；液压杆，其一端连接所述飞行机，另一端连接所述承载板，其用于实现所述遥感相机的升降；旋转运动组件，其连接所述转杆，用于调节所述遥感相机进行360°旋转；俯仰运动组件，其连接所述支撑框架和所述遥感相机，用于调节所述遥感相机进行俯仰运动。本发明利用飞行机携带遥感相机飞行拍摄数据，省时省力，遥感相机可以进行旋转运动和俯仰运动，实现全方位拍摄，拍摄数据全面。

本发明公开了一种用于微小卫星的相对姿态确定方法，包括：根据目标信息情况确定相对定姿模式：对于相对目标姿态已知的非合作目标选择模式1；对于目标轨道信息已知的非合作目标选择模式2；根据配套设备输出信息的有效情况，计算相对姿态四元数；选用当前状态下解算精度最高的方法计算相对姿态。其优先级为可见光方位角>相对目标距离>角速度递推>标称期望姿态估计。本发明通过多种敏感器的输出信息完成对非合作目标的相对姿态解算，根据各算法精度进行优先级排序，可广泛应用于微小卫星对非合作航天器的操作任务中。

本发明涉及飞行器结构设计技术领域，具体公开了一种吊舱进排气装置，包括引气道、排气道、用于安装引气道和排气道且与舱体外壁面连接的安装法兰、位于引气道与排气道之间且分别与引气道、排气道、安装法兰连接的过渡板，所述过渡板、引气道的外表面、排气道的外表面形成一个与舱体内联通的过渡腔。本发明通过过渡板将进气口和排气口集成，提高引气效率的同时，减少进气和排气装置的零部件数量，同时降低吊舱的气动阻力和重量。

本发明涉及一种侧风防护罩体驱动系统，包括：防风罩体结构，包括第一驱动电机、第二驱动电机、第一防风罩体和第二防风罩体，分别设置在机场跑道的左侧和右侧，第一防风罩体和第二防风罩体的结构相同，都由底部横板和顶部圆弧构成，所述底部横板竖立在所述机场跑道的侧面，所述顶部圆弧偏向所述机场跑道方向弯曲；嵌入式处理设备，用于在接收到使能控制信号时从休眠状态唤醒以进入工作状态，并在工作状态中接收到第一检测信号且接收到第四检测信号时，发出罩体启动命令。本发明还涉及一种侧风防护罩体驱动方法。通过本发明，能够仅仅在机场跑道附近的风速和风向同时满足各自条件时才启动跑道侧风防护机制，从而避免无谓的功率浪费。

本发明公开了一种移动式飞机智能清洗系统，包括：AGV移动车体、空化清洗系统、清洁剂配比系统和智能控制系统。空化清洗系统包括气液混合泵、气液分离罐、喷射装置，其中喷射装置具有原位喷头和手持喷枪两种形式；清洁剂配比系统包括配液泵、电磁截止阀、搅拌电机；智能控制系统包括视觉模块、模型处理模块、路径规划模块、运动控制模块、数据库和处理器。本发明通过空化清洗系统实现对飞机表面的微纳米气泡空化流体清洗，设置清洗液配比系统实现清洁剂与清水的比例调节以及搅拌混合，通过智能控制系统实现装置自动识别、运动和清洗的全自动无人化、柔性化清洗过程。系统结构紧凑，可灵活移动，安全可靠，大大减少人工劳动量。