飞行器、航空、宇宙航行

本发明涉及一种飞行器领域，更具体的说是一种可为楼体墙面补漆的多旋翼无人机，楼体外墙体漆日久脱落是常见的问题，小面积脱落不论是从经济角度还是安全角度都不建议人工修补，基于上述原因，发明了本设备，控制飞行组合体可控制无人机飞行、转向、偏斜，当无人机来到指定高度后，通过控制飞行电机转速控制无人机偏斜，行走轮与墙体接触，加大飞行电机转速使旋翼向与墙面垂直方向加速鼓风，旋翼对行走轮施加向墙体方向的力，设备与墙面完全平行，此时通过控制对应方向行走轮的行走，控制设备运动方向，当设备运动至补漆位置，控制鼓风扇叶转动，涂料喷涂至墙面被运动的毛刷涂抹均匀，完成补漆。

一种无冲击降落伞，包括：伞体以及与之通过绳索相连的至少一个反作用装置，该反作用装置包括：活动形变壳体、设置于其内部的蓄能机构、传感机构以及控制机构，其中：活动形变壳体分别与伞体和负载相连，控制机构根据传感机构获得的工况信息后输出触发指令至蓄能机构，蓄能机构与活动形变壳体相连并通过形变实现对负载的反作用力，从而实现零速着陆；本发明可以实现零速着陆，即无冲击安全着陆。装置简单，体积小，重量轻，控制精确，控制冗余度高，安全可靠，成本低，效果显著；多重高度检测，高速响应；带自锁单向收缩。

本发明公开了一种航天员出舱牵引装置，属于航天领域，该装置通过在空间站上设置连接桥，通过连接桥上设置若干舱体，所述的舱体上设置舱外导轨；所述的舱外导轨上设置T型可拆卸轨道，所述的T型可拆卸轨道上安装牵引盘停靠站，所述的安装牵引盘停靠站上安装若干牵引盘；在舱体间需要分离时释放牵引盘，解锁按钮即可让连接桥收拢。牵引盘停靠站的出口存放三个牵引盘，并通过牵引盘卡扣进行固定，航天员出舱后，将牵引绳卡扣与牵引盘上的卡扣在一起，再把与舱体内连接的牵引绳收回，即可开始舱外作业，任务结束牵引盘可以回到出舱口，可将其固定以便于下一次使用。

本发明公开了一种机翼形态自锁组件和机翼形态锁定机构，该机翼形态锁定机构采用单纯的机械结构，动力来源为行星架，同时在第一套筒和第二套筒上设计锁孔，限位锁块在行星架转动时交替进入容纳槽或者进入轨道槽，限位锁块进入容纳槽时，锁杆退出第一套筒和第二套筒的锁孔，机翼形态锁定解除，限位锁块进入轨道槽时，锁杆进入第一套筒和第二套筒的锁孔，机翼形态自动锁定，从而能够依靠单纯的机械结构实现自动锁定和解锁，无需增加控制电路，不额外占用控制资源，不额外消耗功耗，重量轻、可靠性高，不会受外界因素干扰，不会消耗额外的功耗，适用于体型较小对重量要求较高的无人机。

本发明提供一种共轴反桨直升机包括机身、中心轴、上旋翼组件、下旋翼组件和变距组件，中心轴设置在机身上，上旋翼组件和下旋翼组件分别与中心轴连接，上旋翼组件和下旋翼组件位于机身的同一侧，上旋翼组件包括上桨夹和上旋翼驱动组件，上旋翼驱动组件驱动上桨夹转动，下旋翼组件包括下桨夹和下旋翼驱动组件，下旋翼驱动组件下桨夹转动；变距组件包括变距驱动组件、第一拉杆和连接杆，第一拉杆与连接杆连接，连接杆铰接于桨夹，变距驱动组件驱动第一拉杆移动，连接杆驱动上桨夹或下桨夹转动，采用以上结构，改变上旋翼组件螺距，通过上下旋翼组件之间的螺距差异产生的不同反扭力来进行直升机的航向操纵与锁定，使飞行控制更精准。

本发明为用于航空器混合系统的电力传动装置。该电力传动装置包括一个转子和一个与航空器结构连接的定子，转子配备一个带有轴道孔的环形法兰，用于固定在螺旋桨法兰中，该法兰至少配备两个部件，每个法兰部件均限制轴道孔截面。

本发明公开了一种具有坠落保护功能的安全无人机，包括空心的无人机主体，所述无人机主体顶壁与底壁分别开设有上气孔、下气孔，所述无人机主体侧壁开设有若干出气孔，所述无人机主体内壁胶合有两个安装块，所述安装块为空心结构，所述安装块共同通过轴承转动连接有转动轴，所述转动轴位于两个所述安装块之间的一段通过轴承转动连接有风轮，所述无人机主体外壁胶合有两个气囊。优点在于：本发明中的无人机可以在起飞时对电池组进行散热，避免热量堆积影响电池组寿命，同时在无人机没电或故障坠落时，可以通过充气的气囊对无人机与行人进行保护，避免经济损失的同时，更具有安全性，且可以重复使用，大大降低使用成本。

一种飞机辅助动力装置尾喷管，包括尾气通道、冷却空气通道、凹槽、翅片。飞机辅助动力装置内燃烧产生的尾气由尾喷管尾气进口流入尾气通道，经过尾气出口流出尾喷管进入环境中；冷却空气由冷却空气进口流入冷却空气通道，经过冷却空气出口流出进入环境中。尾气与冷却空气在尾喷管中进行换热，尾气通道内开设凹槽，凹槽上开设小孔，部分尾气通过小孔与冷却空气直接接触换热。另外，冷却空气通道内设置翅片。此外，尾气进口截面小于尾气出口截面，增大飞机辅助动力装置的推动力，降低尾气流动过程中产生的噪声。本发明从增大换热系数、增加换热面积两方面增加了尾气与冷却空气之间的换热；还可以增大飞机辅助动力装置的推动力和降低尾气流动噪声。

本发明公开了一种双发并车型涡桨发动机的动力系统，包括保护罩、开槽、并车减速齿轮箱、螺旋桨、右斜撑离合器、左从动直齿轮、右从动直齿轮、并车从动斜齿轮、法兰端面和冷却缓冲机构。本发明通过在第一燃气涡轮发动机和第二燃气涡轮发动机上端设置了冷却缓冲机构，通过第一固定环和第二固定环将第一燃气涡轮发动机和第二燃气涡轮发动机相互串接在一起，使第一燃气涡轮发动机和第二燃气涡轮发动机固定稳固，不易受外力冲击摇晃，同时通过循环冷却机构加快第一燃气涡轮发动机和第二燃气涡轮发动机上端热传递，达到了能够使第一燃气涡轮发动机和第二燃气涡轮发动机平稳固定和降温的优点。

一种多冗余卫星智能姿控组件，包括箱体(1)、反作用飞轮组(2)、磁力矩器组(3)、磁力矩器线圈(4)、控制板(5)、陀螺仪(6)，箱体上设置磁力矩器线圈安装槽(11)、控制板安装凹槽(12)；反作用飞轮组包括第一、第二、第三、第四反作用飞轮组，分别在箱体的四个角落，每个包括X轴反作用飞轮(21)、Y轴反作用飞轮(22)、Z轴反作用飞轮(23)，X、Y轴反作用飞轮安装在箱体的侧壁上；磁力矩器组对反作用飞轮进行磁卸载，包括X轴、Y轴磁力矩器，均安装在箱体的底板上，呈对称分布；磁力矩器线圈安装在箱体的磁力矩器线圈安装槽内，且为Z轴方向；控制板在箱体的中心且安装在控制板安装凹槽；陀螺仪共三个，均安装在箱体内的底板上。还有工作方法。

本发明涉及一种用于路面支撑自适应的飞机整机移载四轮牵引车，包括车体框架、接驳机构、液压系统和驱动系统；车体框架用于为移载设备提供整体支撑，接驳机构用于移载设备与飞机前机轮，液压系统用于接驳机构的接驳动作和抬升飞机前机轮，驱动系统用于为移载设备拖拉飞机提供驱动力；后部支撑及驱动结构用于在驱动系统的驱动下带动牵引车移动；前支撑结构包括桥式支架、从动轮和支撑轴，桥式支架的两端均设有从动轮，支撑轴穿设于桥式支架且与基础框架连接。该用于路面支撑自适应的飞机整机移载四轮牵引车的目的是解决由于路面起伏引起的车体频繁晃动、歪斜、歪倒、甚至倾覆的问题。

本发明公开了一种飞行器发射系统、发射方法及飞行器；通过对滑轮组动滑轮侧施加一个巨大的牵引力，使滑轮组动滑轮侧获得一个较快的移动速度，利用滑轮组的放大效应，使滑轮组柔索自由端获得一个较大的牵引力和一个特别快的移动速度；滑轮组柔索自由端连接一个具有一定气动外形，表面经过防热处理的飞行器，飞行器通过柔索的牵引获得前进动力，通过气动外形获得升力，像放风筝一样在高空飞行；在飞行器达到设计速度后，脱钩缓降装置与飞行器脱钩，飞行器利用惯性或自身动力到达预定轨道；飞行器到达安全距离后，脱钩缓降装置打开，使柔索缓慢降落到地面；同时制动装置进行制动，使牵引装置缓慢停止；可通过重物的自由落体运动获得牵引力和速度。

本发明专利属于航空机械技术领域，具体提出了一种可调脚轮支撑系统及调节方法，所述支撑系统包括脚轮、液压缸、液压支撑、液压泵、第一手控阀、第二手控阀、支板组成，液压泵分别与液压支撑、液压缸通过液压管路连接，液压泵与液压支撑的液压管路上设置有第一手控阀，液压泵与液压缸的液压管路上设置有第二手控阀；所述液压支撑通过支板与脚轮连为一体，脚轮与支板之间设置有液压缸；第一手控阀与第二手控阀分别对所连接的液压缸进行加压，达到脚轮升降和支撑升降的目的。本发明克服了现有技术中没有一体式高度可调脚轮支撑系统的缺点，提供了一种高度可调，带有独立支撑的脚轮装置；简化结构设计，支撑稳定，提高安全性，节省高度调节时间和人力成本。

本发明提出了一种基于无人机的生物天敌球投放装置，用以解决目前天敌球投放装置无法精准控制投放量的问题。一种基于无人机的生物天敌球投放装置，包括球料仓，球料仓下端与装填盒固定，装填盒内设有电机驱动的搅拌轮，且底部设有若干第一料孔，装填盒下方设有抛落装置，抛落装置包括马达驱动的抛落盘，抛落盘上设有第二料孔，抛落盘上下两侧分别设有上盘和下盘，上盘、下盘和装填盒相对固定设置，上盘上设有若干第三料孔，下盘上设有若干第四料孔，第三料孔和第四料孔错位分布，装填盒与上盘间设有与第一料孔对应的下料管，下料管插在第三料孔内。本发明在抛落装置的作用下不仅防止了卡口情况的出现，而且可以精确的控制投放量。

本发明的一种可挡螺旋桨风的直升机升降台，包括降落台，所述降落台内设有风力机构，所述降落台用于本发明位于直升机降落位置的周围；所述风力机构的两侧各设有一个挡风机构，所述挡风机构包括与所述降落台滑动连接的液压板，所述液压板上固定设有固定轴，所述固定轴上转动设有挡风板，所述降落台内对称转动设有两个固定连接轴，本发明能够实现在直升机降落完成后，展开挡风板便于乘客下机，电磁铁能够在直升机降落完成后打开阀门，实现对风能的利用，齿轮齿条能够推动液压板移动，将液压油推动实现挡风板的展开，连接杆能够在挡风板展开后带动挡风转动靠拢，将风隔绝开，磁铁能够在档风板靠近时吸附，加强挡风板稳定性。

本发明公开了一种密封挡板结构及顶板结构，涉及航空设备技术领域，包括密封挡板，所述密封挡板的一侧设置有灯罩，所述密封挡板的另一侧与安装支架连接，所述安装支架用于安装泛光灯，所述灯罩突出所述泛光灯设置。本发明的密封挡板结构为中央顶板和侧顶板的过渡结构，本发明结构简单可靠，能够使中央顶板和侧顶板组成的内饰与其上表面和下表面的空间完全隔绝，起到隔音降噪的作用，还能够集成泛光灯和灯罩，结构的安装难度低，并且十分美观，本发明利用简单但巧妙的配合形式同时实现多种功能。

本发明提供一种飞机辅助配平系统及飞机，其中，系统包括：中央油箱、左翼油箱、右翼油箱和第一油泵；所述中央油箱设置在机翼的中部，所述左翼油箱和所述右翼油箱分别设置在飞机的左翼和右翼，所述中央油箱通过油路管道分别与所述左翼油箱和所述右翼油箱连通；所述中央油箱、左翼油箱和右翼油箱的出口处均对应设置有阀门，所述第一油泵设置在所述中央油箱与其对应的阀门之间；所述中央油箱、左翼油箱和右翼油箱上均设置有油量传感器；根据采集的油量信息判断飞机目前的重心和最佳重心，根据所述重心和最佳重心控制阀门和所述第一油泵以调整燃油的位置和重量分布，能实时进行配平，且配平精度高，有利于飞机稳定飞行，降低事故发生率。

本发明公开一种基于储能飞轮的中型无人机发射器，它包括动力部分、储能部分和弹射部分三部分；其中，动力部分由自由滚筒、胶辊、自由滚筒输出轴、立式轴承座、支板、工字支架、螺钉和后驱小汽车组成；储能部分由电磁离合器、带轮组、联轴器、输入传动轴、中间传动轴、输出传动轴、离合器支座、菱形轴承座和箱体外壳组成；发射部分由发射架、机架、绕绳轮组成。本发明无需动力装置，起飞加速度提升较快、并保持恒定，制作成本低，对加工工艺要求不高，装置简单，对起飞场地要求较低，随车可在不同的地形地势发射，可以提高无人机的发射效率。

一种用于无人机的电磁弹射装置，包括底盘、架体、动子、定子、滑车以及电动推杆；架体底部通过转动支耳与底盘上表面连接，电动推杆一端与架体中部连接，另一端安装于底盘上表面，通过电动推杆的作动可使架体在底盘上进行俯仰；定子为多个呈“一”字形均匀分布于架体两侧的绕组，架体上设有导轨，动子安装于导轨上，动子上安装有永磁体，动子可沿着导轨随磁场变化进行往复运动；所述滑车下端与动子固定连接，无人机设置于滑车上端。该电磁弹射装置具有结构简单、紧凑可靠的特点，同时，各部件故障率低且各部件互换性较高，维修方便；此外其作为无人机的弹射装置，发射负载小，成本较低，便于储存和运输，快速性好，控制效率及控制的准确性较高。

一种基于物联网控制的播种式无人机起飞辅助装置，包括操作台，所述操作台上端左右两侧分别安装有可上下翻转的第一轨板，所述第一轨板内侧分别设有推送台，所述操作台上端表面中部安装有发射装置，所述发射装置与推送台相配合可构成推送台始终与操作台相平行且沿第一轨板内壁滑动的结构；所述操作台下端中部安装有可向下移动的工字板，所述操作台前后两侧分别安装有两个支撑腿，所述工字板向下移动时可构成两个支撑腿同时向内侧翻转合拢的结构；通过始终与操作台相平行且沿第一轨板内壁滑动的推送板，可助推无人机平行与地面的向上滑动，提供一个初始速度，利用播种，提供效率。

一种用于无人机弹射的轻量化锁紧装置，主要包括旋转臂、中间臂、三角臂、配重块、拉伸弹簧、固定轴、弹簧插销以及架体，旋转臂和三角臂通过两根固定轴铰接在架体上，可以绕固定轴旋转，中间臂通过两根旋转轴将旋转臂和三角臂铰接，配重块通过旋转轴铰接在三角臂上，拉伸弹簧一边连接在铰接旋转臂的固定轴，一边连接在三角臂，弹簧插销利用压缩弹簧的弹力压紧在三角臂上，具有锁紧和设定加速度自动解锁功能。本发明结构简洁、重量轻、所需的安装空间小，同时，采用纯机械结构，摒除了电控、液压控制的布线、布管的设计，使整个结构不会受到电力、液压的限制；此外，本装置通过连杆的死点特性，大大优化了结构的受力环境，增强了装置的可靠性。

本发明涉及降落伞领域，且公开了一种降落伞落水分离装置，包括箱体，所述箱体一侧固定连接有背带，所述箱体另一侧固定设有连接件，所述连接件一侧固定设有降落伞包，所述箱体内靠近所述连接件一端开设有气囊腔，所述气囊腔内固定设有气囊，所述气囊一侧且位于所述箱体内设有给所述气囊充气的充气机构。该降落伞落水分离装置通过外界气流带动风扇转动进行蓄电，进而对气囊进行充气，当与水接触后能启动锁定机构对连接件与箱体进行解锁，之后通过快速膨胀的气囊加快分离过程，之后能通过气囊带动使用者漂浮于水面，从而防止降落伞对使用者进行缠绕，并吃水负重带动使用者下沉，进而发生溺水事故。

本发明涉及飞机地面刹车控制技术领域，具体涉及一种基于二型模糊逻辑的飞机地面横向纠偏滑模控制方法。该控制方法包括：考虑飞机地面轮胎结合力，空气动力和侧向干扰力以及对应的力矩，对飞机地面横向系统进行动力学建模；基于存在测量误差的飞机速度信号结合IT2‑FSS构建区间二型模糊模型实现对动力学系统的非线性逼近；设计区间二型模糊模型依赖的滑模面函数以及滑模切换控制器。该方法保证了系统稳定性的充分条件，实现飞机地面刹车阶段的横向纠偏控制，使得飞机能够在降落误差下稳定地保持在跑道中心线。

本发明属于民航设备技术领域，具体涉及一种民航货运飞机用机组成员躺坐两用休息装置。其技术方案为：一种民航货运飞机用机组成员躺坐两用休息装置，包括设置于飞机导轨上框架，框架上固定有坐盆，坐盆的一侧设置有靠背，坐盆的另一侧设置有腿靠，靠背和腿靠均转动连接于框架上；所述靠背上连接有靠背锁止机构，框架设置有用于与靠背锁止机构配合的平躺位靠背限位孔和坐姿位靠背限位孔；所述腿靠上连接有腿靠锁止机构，框架上设置有用于与腿靠锁止机构配合的平躺位腿靠限位卡槽和坐姿位腿靠限位卡槽。本发明提供了一种腿靠和靠背均可在坐姿和躺姿之间切换的民航货运飞机用机组成员躺坐两用休息装置。

本发明提供了一种卫星推进模块的分离方法及卫星系统，包括：卫星推进模块为主星的整星提供动力时，模块分离控制系统监测卫星推进模块的推进剂储箱中的燃料余量；模块分离控制系统根据当前主星所处轨道，实时计算卫星推进模块离轨所需燃料；模块分离控制系统根据所述燃料余量及所述所需燃料，计算卫星推进模块与主星分离时间；推力器为卫星推进模块提供分离动力；所述卫星推进模块与所述主星分离后，所述模块分离控制系统自主控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述卫星推进模块的姿态，并将所述卫星推进模块推送至安全轨道。

本发明公开了一种空投式无人机及其抛射方法，包括无人机，无人机包括无人机机身、旋转机翼、安装在大型空中载体下端的发射筒，所述无人机机身的中间机械阻尼蓄能旋转连接有旋转机翼，所述机械阻尼蓄能连接在无人机机身的控制系统，所述无人机机身尾部通过机械阻尼蓄能二连接有旋转尾翼，所述发射筒内部是设置有无人机，所述无人机机身为多边形的外形结构。所述无人机为多个，所述无人机在发射筒为圆周方式进行排列、前后依次排列中的任意一种排列方式。所述抛射方法步骤如下：无人机抛射展开过程分为：抛投阶段、减速稳定阶段、减速稳定阶段、飞行阶段四个阶段；本发明的结构简单、所需舵机功率小，可以减小舵机体积和重量；姿态控制效率较高。

本申请揭示了一种无人机通用共轨发射与回收装置及方法，该装置包括直线电机电磁弹射器、回收引导装置、驱动源系统，直线电机电磁弹射器上设置有滑车，滑车的两个U形臂上安装有释放及捕获机构，回收引导装置用于引导无人机与释放及捕获机构对接；直线电机电磁弹射器还包括直线电机定子、直线电机动子、绕组切换器和发射架，直线电机定子分别固定安装在U型发射架的内侧，直线电机动子安装于发射架中部，滑车固定安装于直线电机动子上，直线电机动子在发射架的导轨上移动，释放及捕获机构通过滑车沿着发射架移动。本申请通过设置直线电机电磁弹射器，基于直线电机的可逆原理以及电磁弹射技术，可以实现无人机通用共轨发射与回收。

本发明涉及降落伞领域，且公开了一种具有落地保护功能的降落伞装置，包括箱体，所述箱体一侧固定设有降落伞袋，所述降落伞袋内设置有降落伞，并能于跳伞过程中打开，所述箱体内底部轴心处开设有动力腔，所述动力腔内下端滑动设有封闭板，所述动力腔内且位于所述封闭板上侧设有动力机构。该具有落地保护功能的降落伞装置通过触发机构能检测箱体开伞状态，从而能控制动力腔内的开闭，防止动力机构在降落伞未打开前提前启动，避免对他人安全造成威胁，之后通过外界气流启动弹射滑杆弹射至箱体下方，从而能先于人体与地面相接触，同时能应对不同地形，实现减缓冲击力的效果，达到保护人体落地的功能。

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种倾转式和固定式螺旋桨组合布局的垂直起降飞行器，包括机身，机身上设置机翼和尾翼，所述的机翼上对称设置有若干撑杆动力组件；撑杆动力组件包括平行于机身长度方向固定设置在机翼上的撑杆，撑杆的前端设置有倾转螺旋桨，且撑杆的后端设置有固定式升力螺旋桨；倾转螺旋桨在水平前进位置和垂直提升位置两个位置之间切换。本发明通过撑杆动力组件上的倾转螺旋桨和固定式升力螺旋桨的组合，能够实现飞行器的垂直起降，平飞等动作，不仅能减小飞行器起飞所需的空间，还减小了平飞过程的整体阻力。本发明提供的飞行器结构，提高了飞行器的操控平稳性和飞行性能，提高了飞行器的使用灵活度。

发明提供了一种基于线驱动的扑翼机构，包括：扑翼机架，以及分别设置在扑翼机架上的驱动部件、传动部件和转动部件；其中，驱动部件用于产生动力；传动部件用于采用齿轮传动与线驱动相结合的方式将动力传递至转动部件，以使转动部件工作。根据本发明的基于线驱动的扑翼机构，采用齿轮传动与线驱动相结合的方式进行传动，大大提高了飞行的稳定性。

本发明提出了一种仿生蜻蜓扑翼机构，其中，该仿生蜻蜓扑翼机构包括对称设置的机身、设置在机身侧面的N个驱动装置以及与N个驱动装置对应设置的N个翅翼，N为大于或等于4的偶数；其中，机身的内腔设置有动力单元和传动单元，动力单元用于产生动力，传动单元用于传递动力；N个驱动装置用于根据传动单元传递的动力驱动对应的翅翼工作，并对翅翼的振幅进行调节。根据本发明的仿生蜻蜓扑翼机构，结构紧凑，动力传递效率高，并且，该仿生蜻蜓扑翼机构不仅能够实现悬停、转弯、加速等基本飞行方式，而且能够在飞行中改变翅翼扑动的振幅。

本发明实施例公开了一种用于飞行器整机试验的地面模拟指令处理方法，包括：飞行包数据的接收；时间获取及设置；飞行器控制指令解析；飞行器模拟控制指令编辑和分发；机载遥测数据显示与转发；异常状态处理。本发明实施例提供的技术方案，可提高整机/系统级地面试验的自动化程度，使得系统级地面试验中用于控制飞行器状态信息的机载计算机受到自动控制；在基于依据飞行包的整机/系统级半物理仿真平台基础上，通过直接或间接的方式，向飞行器机载计算机发送地面模拟指令，从而实现大系统试验台与待试飞行器系统的联动；同时可满足当前综合化程度越来越高的飞行器的整机级功能验证和安全评估试验要求。

本发明的一个实施例公开了一种航天设备热控方法，包括：S100、将第一填料设置于航天器的舱板上对应待安装的航天设备的位置；S102、施加压力，使得第一填料与所述舱板之间的空气排出；S104、在所述第一填料上设置薄膜型电加热器；S106、将第二填料设置在所述薄膜型电加热器上；S108、施加压力，使第一填料、第二填料与所述薄膜型电加热器之间的空气排出；S110，将所述待安装的航天设备设置于所述第二填料上，通过按压排出所述第二填料与所述设备间的空气。本发明具备以下优势：电加热器的实施过程与设备的安装过程同步进行，且不使用传统胶粘方式，节省胶的固化时间；整个实施过程可操作性极强，可以有效排除加热器与填料接触界面的空气。

本发明的一个实施例公开了一种无火工品和能源装置的“一箭多星”星箭解锁方法，所述方法包括：S101：需发射的卫星通过卫星之间承力筒锥面配合叠压，并通过整体压紧的方式安装在火箭上；S102：在火箭末级进入卫星预定轨道时，所述火箭接收到分离信号并释放压紧自由度，与此同时，火箭末级发动机启动，控制整个火箭和压紧堆叠的卫星组成的系统绕穿过火箭质心的径向方向的轴以预设角速度进行旋转；S103：由于卫星分布位置的不同，每颗卫星在解锁瞬间的初始线速度也不同，根据各个卫星与火箭末级之间的速度差，使卫星与卫星，卫星与火箭间产生相对位移，随时间推移，各个卫星通过火箭末级旋转提供的离心力与火箭分离进入预定轨道。

本发明公开了一种具有防爆消防灭火功能的侦察机器人，涉及侦察机器人技术领域；为了能够进行可靠的灭火；具体包括机体，所述机体圆周外壁通过螺丝固定有均匀分布的四个机臂，所述机臂一端底部外壁通过螺丝固定有机翼电机，机翼电机的输出端转动连接有机翼，机翼位于机臂一端的上方；所述机体底部外壁安装有摄像组件，且机体底部外壁通过球座可转动的安装有连接球，所述连接球底部外壁通过螺丝固定有螺纹座，螺纹座底部内壁通过螺纹连接有螺纹头。本发明通过设置连接绳和水囊，能够在侦察机器人侦察到火情需要灭火时，控制电热丝工作，将连接绳熔断，进而将水囊投放于着火点，水囊因坠落破裂，使得灭火介质溢出，达到灭火的目的。

本发明公开了一种仿鸟翅膀机构，仿鸟翅膀机构包括：翅膀组件、第一驱动组件和第二驱动组件，翅膀组件包括曲杆、空间四杆机构和延伸杆，空间四杆机构邻近曲杆的一端设有第一转轮，空间四杆机构邻近延伸杆的一端设有第二转轮，延伸杆上设有第三转轮，第一驱动组件包括第一传动带，第一传动带适于与第一转轮、第二转轮和第三转轮配合，第二驱动组件包括第二传动带，第二传动带适于与第一转轮、第二转轮和第三转轮配合。根据本发明实施例的仿鸟翅膀机构，可以使得翅膀组件可以在两个不平行的平面内模拟鸟翅分别进行折叠、伸展和扑击的动作，灵活性好，可以较好地模拟鸟翅的不同翼面形状、模拟不同飞行模式。

教练机机翼与机身大间距结合交点孔孔位故障补偿方法，包括以下步骤：先将飞机机身故障部件放置在双龙门机床加工区域内，保证机床的通过性和可达性；将千分表安装在机床主轴头上，保证千分表能够到达每一个孔实现测量；在飞机坐标系下，通过千分表与机床相结合；将飞机机身故障部件的交点孔实际坐标值作为与之对合飞机机翼部件的交点孔加工数据，通过龙门机床对飞机机翼部件的交点孔进行加工；将飞机机身故障部件和飞机机翼部件进行对合，验证加工精度和故障排除情况。该教练机机翼与机身大间距结合交点孔孔位故障补偿方法能够大大提高交点孔孔位故障的排除效率，避免更换接头加工造成的零件报废损失提高交点孔的加工精度。

本发明公开了一种具有人体检测功能的飞机行李舱，包括舱门、底板和背板，所述舱门外表面设有用于感应是否有触摸指令的检测面板，所述检测面板电性连接用于接收其发出的指令信号的检测模块，所述检测模块的输出端电性连接用于控制舱门开关的锁芯，乘客用手触摸检测面板时，触摸信号由脉冲直流电产生脉冲信号传达至检测模块，检测模块会发出触发脉冲信号，可控制锁芯开关，将舱门打开，舱门打开的同时舱内的照明灯也会开启，行李放置完成后，将舱门关上，舱门关上后，内部的照明灯也会同时关闭，舱内的紫外线杀菌灯开启，对舱内进行杀菌，待飞机落地后将行李取下后，舱门保持打开状态，舱内的风扇将会开启对舱内进行通风除异味。

本申请公开了一种无人机的故障检测方法及装置、存储介质和处理器。其中，该方法包括：从无人机的飞行日志中获取无人机的仿地飞行状态；依据无人机的仿地飞行状态确定无人机的地形模块是否异常；在确定地形模块异常时，确定无人机发生故障的原因为地形模块异常。本申请解决了相关技术中尚无针对仿地飞行时故障产生的原因进行分析方案的技术问题。

本申请公开了一种故障原因确定方法及装置。其中，该方法包括：获取飞行设备的融合速度、GPS速度以及参考速度，其中，融合速度为基于GPS速度、航向信息以及IMU速度确定的；参考速度为根据飞行日志中飞行设备在第一时刻的第一位置、在第二时刻的第二位置、与飞行设备自第一位置飞行至第二位置处所耗的时长计算得出；在GPS速度与融合速度的第一差值的绝对值大于第一预设阈值，GPS速度与参考速度的第二差值的绝对值大于第二预设阈值时，则确定故障由GPS速度异常导致。本申请解决了通过人工分析进行无人机故障的原因的确认，确认效率较低的技术问题。

本申请公开了一种无人机的故障检测方法及装置。其中，该方法包括：判断无人机的飞行模式是否为定高模式，若判断结果指示为是，则确定GPS高度与第一目标高度的差异，并在所述差异满足第一预设条件时，确定仿地高度在第一预设时间段内的第一变化信息，并基于所述第一变化信息确定所述无人机故障的原因，其中，所述第一目标高度为设定的无人机在定高模式飞行时的目标高度；若判断结果指示为否，则确定所述仿地高度在第二预设时间段内的第二变化信息，并基于所述第二变化信息确定所述无人机故障的原因。本申请解决了现有技术中人工根据飞控日志对无人机故障原因进行确定，耗费时间较长，效率较低的技术问题。

本申请公开了一种无人驾驶设备的故障原因的确定方法及装置。其中，该方法包括：在检测出无人驾驶设备的电机运行正常的情况下，检测无人驾驶设备的实际运行姿态数据是否异常；在检测出无人驾驶设备的实际运行姿态数据存在异常的情况下，检测无人驾驶设备的加速度计是否异常，得到检测结果；依据检测结果确定无人驾驶设备的故障原因。本申请解决了无人机只包含一个惯性测量单元时，无法判断无人机发生故障的原因是否由惯性测量单元发生异常导致的技术问题。

本申请公开了一种确定无人驾驶设备故障原因的方法及装置。其中，该方法包括：在判断出无人驾驶设备的电机的运行状态发生异常，且无人驾驶设备的姿态数据存在异常时，判断无人驾驶设备是否发生震动，得到第一判断结果；在第一判断结果为是的情况下，判断无人驾驶设备发生震动时距离地面的高度是否大于预设阈值，得到第二判断结果；依据第二判断结果确定无人驾驶设备发生故障的原因。本申请解决了由于采用人工分析无人机的飞行控制日志数据，判断无人机的事故原因，任务量较大造成的无法及时快速地分析出无人机的事故原因，极大的影响客户的作业效率的技术问题。

本发明公开了一种无人机的故障检测方法和装置、存储介质及处理器。其中，该方法包括：获取无人机的飞行日志；确定所述飞行日志中存在的数据类型；确定与所述数据类型对应的优先级，并按照所述优先级从高到低依次分析所述飞行日志中不同数据类型的数据；基于分析结果确定所述无人机的故障原因。本发明解决了相关技术中确定无人机故障原因的效率较低的技术问题。

本发明适用于飞机防除冰技术领域，提供了一种具有除冰能力的发动机进气防护装置，包括支撑骨架和防护网；所述防护网包括防护基体，所述防护基体上开设有贯穿孔；所述支撑骨架上开设安装槽，在所述防护基体与所述安装槽之间固定安装有激励器，所述激励器与所述防护网的防护基体之间有间隙；所述激励器包含脉冲线圈。本发明的防护装置能同时解决异物吸入发动机和防护网结冰而降低发动机进气量的问题；本发明的除冰效率高，还能避免除去的碎冰被吸入发动机造成发动机叶片损伤的事故；本发明的激励器单独控制，针对结冰区域、或结冰严重的区域启动激励器或大功率工作，其余区域的激励器不工作或小功率工作，从而降低能耗。

本发明公开了无人机防震起落架，利用无人机防震起落架中的扩径缸筒、缩径缸筒以及可快速合并和拆卸的活塞，在保证无人机起落架使用稳定、尺寸大小适宜的同时，提高防震起落架的防震效果。本发明包括安装板以及连接在安装板上的多个伸缩杆，每个伸缩杆远离安装板的一端均设置有支撑底板；伸缩杆包括缸筒、活塞组件和活塞杆，缸筒的内腔包括同轴设置且相互连通的缩径腔和扩径腔，活塞组件包括第一活塞和第二活塞，第一活塞可滑动地设置于缩径腔内并可朝扩径腔滑动，活塞杆一端可滑动地穿入至缩径腔内并与第一活塞连接，活塞杆另一端与支撑底板连接。本发明具减震效果好，整体结构运行稳定，外观整洁等优点。

本发明公开了一种可实现双旋翼独立控制的纵列式直升机传动系统及应用，飞行电动机的输出轴连接有第一传动机构；前旋翼传动机构连接在前旋翼轴上；前旋翼离合装置能够分别结合前旋翼传动机构和第一传动机构；旋翼调节电机的输出轴平行后旋翼轴，同时连接有第二传动机构；后旋翼传动机构连接在后旋翼轴上；后旋翼离合装置能够分别结合后旋翼传动机构和第二传动机构；联动机构位于前旋翼离合装置和后旋翼离合装置之间，并可分别结合前旋翼离合装置和后旋翼离合装置；对应前旋翼的位置和对应后旋翼的位置均具有传感器，且传感器固定在机身内；本发明公开了一种可实现双旋翼独立控制的纵列式直升机传动系统及应用，可以独立为不同的工作状态传递动力。

本发明公开了一种用于纵列双旋翼直升机的旋翼自动折叠系统，包括：竖向转轴，其顶端固定有桨毂；多个桨叶组件，且均布铰接在桨毂的外周侧；多个驱动液压缸，且分别与多个桨毂一一对应固定连接，驱动液压缸的伸缩端与桨叶组件的根部固定连接；液压油箱，其与竖向转轴底端固定连接，液压油箱内部空间为底端敞口的液压油腔，液压油腔内设置有活塞组件；多个液压油输送管，且其一端与液压油腔顶端连通，另一端与驱动液压缸的缸筒连接；电推杆，其伸缩端与活塞组件底部抵接。该折叠系统通过电推杆、液压油箱、驱动液压缸实现桨叶折叠，其结构简单、制造成本低、且电控元件少、易于安装和控制。

本发明公开了基于并联柔性关节的无人机平台，包括起降平台部、无人机部、控制部，所述控制部通过无线信号控制起降平台部和无人机部的运行，所述无人机部在起飞前停在起降平台部的上方。当无人机部起飞时，控制部控制起降平台部向上运动，为无人机部提供一个向上的初速度以帮助起飞，在无人机部降落时，会将无人机部的姿态信号传递给控制部，控制部给起降平台部发出信号，起降平台部改变自身姿态以迎合无人机部的降落，当无人机部落到起降平台部上时，起降平台部会对无人机部进行固定，并通过向下降落的方式来缓解无人机部下落的冲击力。

本发明公开了一种用于更换海上浮标光伏电池的无人机，包括机体，所述机体的上侧内左右对称设有两个动力空间，每个所述动力空间上的一侧壁上固定设有一块板，每个所述动力空间侧壁上设有的板上转动设有螺旋桨，能够实现远处遥控无人机对浮标的光伏电池进行自动更换，并在更换时能与浮标建立临时的固定，从而时无人机和浮标保持静止，避免了浮标随海浪起伏而使无人机无法对光伏电池进行稳定而准确的操作的问题，保证了电池更换的准确有效，提高了浮标在海上更换光伏电池的效率。