飞行器、航空、宇宙航行

本发明涉及无人机技术领域，具体为一种专用于无人机落水自救保护的设备，包括悬浮架，所述悬浮架远离水面一侧端壁上设置有推动装置，所述推动装置用于推动连接板远离所述悬浮架，能够实现利用检测装置的运动，进而实现对无人机运动情况和距离水面的位置进行检测；能够实现利用推动装置运动，进而实现推动无人机远离水面；能够实现利用扶正装置的运动，进而防止在接近水面时出现倾斜；能够实现利用防沉机构的运动，进而实现使得漂浮在水面，不会沉入水中；能够实现利用运动机构的运动，进而带动无人机在水中运动到便于进行打捞的地面，更好的实现了对无人机保护，并且实现对无人机获得的数据进行保护。

本发明涉及无人机技术领域，具体涉及一种无人机坠落防碎片飞溅设备。本发明提供的一种无人机坠落防碎片飞溅设备，旨在克服无人机飞行时会出现故障，无人机坠落后产生的碎片会对人造成伤害的问题。本发明公开了一种无人机坠落防碎片飞溅设备，包括防飞溅保护箱，所述防飞溅保护箱内设有对本装置加速度进行检测的失速检测机构，所述防飞溅保护箱内设有能够带动保护机构移动的驱动机构，所述防飞溅保护箱内设有遮挡机构，所述遮挡机构包括能够转动的防飞溅阻挡杆。

本发明属于航空技术领域，公开了一种升降舵调效装置。主要包括升降舵调效控制盒、作动器。所述控制盒信号输入端接收配平信号，所述控制盒将配平信号处理后输出至调效舵机；所述调效舵机的输出轴与操纵系统的弹簧载荷机构相连，所述调效舵机用于根据配平信号减小或抵消操纵系统的弹簧载荷机构产生的操纵力通过与自动驾驶仪系统、弹簧载荷机构等系统交联，实现人工、自动配平的功能，减轻驾驶员的操纵负担并且减小(或消除)驾驶仪断开瞬间在驾驶杆上的作用力，提高驾驶舒适性及提高飞机安全性，具有一定的工程效应。

本发明公开了一种基于调节磁场压载物连续可控释放的浮空系统，它包括浮空主体、载荷舱和配重舱；载荷舱内设电源，载荷舱底端开口，载荷舱系于浮空主体下；配重舱包括舱主体、压载物和释放机构，舱主体底端开口，舱主体置于载荷舱内，释放机构包括释放管、永磁体和电磁线圈，释放管连通于舱主体底部，永磁体设置于释放管外，电磁线圈绕于永磁体外，电源向电磁线圈供电，通电后电磁线圈产生的磁场与永磁体的磁场抵消；压载物包括磁性颗粒，压载物置于舱主体内。系统上升到预定高度，由于太阳辐射等影响下降，释放机构工作，电磁线圈通电产生磁场与永磁体的磁场抵消，磁性颗粒在重力作用下洒落，连续减轻自重从而控制整个系统的回升或驻留。

本发明公开了一种易于拆装电源的续航建筑机器人，无人机应用技术领域。本发明的一种易于拆装电源的续航建筑机器人，包括无人机本体，无人机本体上沿其四周设有间隔分布的机械臂，机械臂的端部设有旋翼，还包括供电装置，所述供电装置可拆卸安装于无人机本体的下方，其包括安装架、覆铜板和续航电池，覆铜板和续航电池均安装于安装架上，无人机本体通过电刷及覆铜板与续航电池电连接。本发明可以有效提高无人机的续航能力，且其电源更换快捷方便，还能够有效保证无人机飞行过程中的平稳性。

本发明涉及无人机相关领域，且公开了一种无人机扇叶更换装置，包括箱体，所述箱体上端面内转动设置有花键轴，所述花键轴外圆面花键连接有移动花键套筒，所述移动花键套筒外圆面铰接有关于所述花键轴轴心对称的铰接杆，所述花键轴外圆面花键连接有转动花键套筒，所述转动花键套筒外圆面铰接有能够与所述铰接的辅助扇叶。该一种无人机扇叶更换装置通过无人机扇叶进行高空切割的作业时，扇叶在与异物相撞从而导致无人机出现失控的过程中，能够及时更换扇叶，从而使无人机能够正常飞行，从而避免了无人机失控下坠至地面，并且降低了无人机在下坠过程中与行人碰撞的现象。

本发明提供一种基于海洋探索用的漂浮式摄影无人机，包括防水装置，转动装置，稳定结构，安装结构；所述转动装置底部通过螺钉固定安装在无人机本体顶部，且摄像机固定安装在转动装置顶部；所述防水装置底部通过螺钉固定安装在无人机本体顶部，漂浮装置顶部螺纹连接在无人机本体底部，且漂浮装置环形分布有四个；所述安装结构通过螺钉固定安装在无人机本体底部，且安装结构内部左右对称安装有翻转结构；所述稳定结构通过螺钉固定安装在安装结构底部，安装结构底部左右对称转动连接有支撑结构，本发明支撑结构在飞行时起到支撑作用，在海洋探索时起到漂浮作用，提高了该装置的通用性，且该装置结构设计紧凑，智能化高，便于探索人员使用。

本发明公开一种自动投放赤眼蜂的无人机及自动投放赤眼蜂的方法，所述自动投放赤眼蜂的无人机包括无人机主体和自动投放组件；无人机主体内安装有自动投放组件；第一放置盒内部中空以形成内部空间；第一放置盒的一端开设有第一出口，第一放置盒的另一端连接有第一驱动电机；第一放置盒的内部空间内设置有第一螺旋输送件，第一螺旋输送件的一端与第一驱动电机的输出轴连接，第一螺旋输送件的另一端向第一出口延伸；通过第一驱动电机驱动第一螺旋输送件转动，以将赤眼蜂输送至第一出口，再将赤眼蜂投至无人机主体的外部空间。本发明的技术方案中，通过第一螺旋输送件将第一放置盒内的赤眼蜂从第一出口投放至外部空间，能够避免出现卡料的现象。

本发明公开了植保无人机一机多用功能模块，包括模块主体，所述的模块主体包括外壳和内部电路板，内部电路板包括CAN总线模块、流量计信号模块、仿地信号模块、前避障信号模块、后避障信号模块、液位计信号模块，每个模块均包括12V、CAN‑P、CAN‑N和GND四个端子，每个同类端子之间相互并联，模块主体的外部设有若干个转接插头。本发明设计巧妙，仅需插拔外部线路即可完成该机型的切换，能达到节约运营成本和人力资源和提高作业效率的效果。

本发明公开了一种无人机自动归中装置及归中方法，其归中装置包括驱动件、直线导轨组件和卡板组件；所述卡板组件包括两块卡板，两块所述卡板位于所述直线导轨组件上，且在所述驱动件的驱动下在直线导轨组件上做相互靠近或相互远离的运动；在两块卡板相互靠近时，两块卡板与无人机的起落架接触并将起落架推至归中位置，其中归中位置位于两块卡板合拢形成的区域内。本发明具有结构简单紧凑、体积小、归中速度快等优点。

本发明公开一种即插即用的模块化卫星，包括机箱，其内部设置有多个卡槽以及与各个卡槽连接的通讯及供电线路，以及一个或多个子系统，任一子系统均集成于一个或多个板卡上，且各板卡适配于机箱内的卡槽，各子系统之间根据需要可通信地连接。

本发明飞机着陆盲降系统，主要有三部份特点，一是在飞行跑道两边设计多个排列的雪达信号机进行组阵。飞行跑道前后也各有一个雷达信号机；二是在飞机的底部、飞机前后、左右四个方位设置定位雷达信号机；三是飞机的显示频软件通过识别飞行跑道两边雷达数据，生成跑道真实数据线，并在此线基础上自动生成下降通道的数字码斜线，就是安全盲降的空间通道线。通过这个空间通道联网来整合全部下降飞行立体座标数据，来指挥飞机安全盲降的方法。

本发明实施例涉及飞行器技术领域，公开了一种无人飞行器及其控制方法。无人飞行器，包括：机身，设置有电池仓；机臂，其一端安装于机身；动力组件，包括电机和螺旋桨，电机的定子安装于机臂的另一端，螺旋桨套设于电机的转子，电机用于驱动螺旋桨转动；电池模组，可拆卸地安装于电池仓；锁紧机构，用于将电池模组锁紧于电池仓内；检测模块，安装于机身，用于检测锁紧机构是否将电池模组锁紧于电池仓内；及主控模块，安装于机身，主控模块分别与电机、电池模组以及检测模块电连接，主控模块用于在检测模块检测到锁紧机构未将电池模组锁紧于电池仓内时，将电机锁死，能够减少无人飞行器因电池模组未安装到位而在飞行过程中易掉落风险。

本发明公开了一种维持动态平衡的水质监测用无人机，包括机体，所述机体中开设有工作腔，所述机体圆周侧面均匀固定连接有六个第一连杆，每个所述第一连杆远离所述机体竖直中心线的一端固定连接有旋翼组件，所述机体下侧设置有对水体进行取样记忆保持无人机平稳性的取样装置，通过所述支撑杆与所述第三连杆的设置，使得当所述取样装置向下移动时，所述第三连杆左右摆动，所述第三连杆通过所述第二连杆带动所述支撑杆左右摆动，将水面上的漂浮物拨走，避免取样时受到阻碍。

一种飞机机翼的折叠结构及折叠方法，所述的飞机机翼含有中央翼和折叠翼，在中央翼和折叠翼之间有一个折叠机构，该折叠机构含有Z形转轴和液压伸缩杆，Z形转轴和液压伸缩杆的两端分别与中央翼和折叠翼连接，所述的Z形转轴上有两个相互垂直的第一旋转面和第二旋转面，第一旋转面与折叠翼的后梁平行，第二旋转面与中央翼的后梁垂直，液压伸缩杆可以推动折叠翼绕第一旋转面和第二旋转面转动，使折叠翼相对中央翼向下后方向折叠。

一种上单翼飞机水上漂浮平衡结构及平衡方法，在两侧机翼翼盒的下侧分别设有一个漂浮气囊舱，漂浮气囊舱的口盖是一种抛弃式口盖，抛弃式口盖通过多个电磁阀固定在飞机的两侧机翼下表面；在漂浮气囊舱内设有没有充气的漂浮气囊和压缩气瓶，该漂浮气囊通过柔性软管和阀门与压缩气瓶连接，压缩气瓶的阀门和抛弃式口盖的电磁阀受控制机构的控制；飞机降落在水面时，通过控制机构首先打开电磁阀，解除电磁阀对抛弃式口盖的锁定，使抛弃式口盖脱离飞机翼盒下表面，使漂浮气囊悬垂在机翼翼盒的下方，同时打开压缩气瓶的阀门，使压缩气瓶向漂浮气囊充气，充气后的漂浮气囊位于机翼与水面之间。

本发明提供了一种一体化推进分系统的热控系统与方法，包括推力器和贮供单元，所述贮供单元包括气瓶和阀门管路，还包括航天器舱板、第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件、控温传感器和电加热器，所述贮供单元与所述航天器舱板通过所述第一隔热垫隔热安装，所述贮供单元与所述推力器通过第二隔热垫隔热安装，所述第一隔热组件设置在所述贮供单元、推力器之间，所述第二隔热组件包覆在所述贮供单元的外表面。本发明的有益效果是：既满足推进各组件的温度指标要求，保证了航天器轨控、姿控能力，又降低了推进分系统热控的重量、功耗、实施难度。

本发明涉及一种支撑装置，具体是一种通用型小型飞机支撑装置，包括底板和载物板，所述底板的底面四角均设有移动轮，所述载物板通过升降组件设于底板的顶面，所述底板的四个边角均设有自适应支撑机构，通过设置自适应支撑机构，可使该装置的底板与地面适应性接触，从而使该装置能在凹凸不平底面上进行稳定支撑，大大提高了该装置的实用性。

本发明提供一种基于无人机的工程用测绘装置，涉及测绘装置技术及工程领域，以解决现有的基于无人机的测绘装置在工程测绘的时候，无法控制测绘仪器移动，无法避免测绘仪器与地面接触，无法对测绘仪器进行保护的问题，包括主体；所述主体为无人机本体，且主体的底部设有四个支撑脚；所述缓冲件的顶端与主体的支撑脚底部固定连接。测绘仪在测绘时需要充足的视野，所以需要使测绘仪的底部处于接触板的下方，在本装置需要降落的时候，可以先控制主体快速降落，使受力板可以带动承接件向上移动，进而将弹簧压缩，同时使卡块接收弹簧的动力向外移动，使卡块的外端可以插入到导向件的矩形槽内部，进而使承接件可以带动测绘仪限位固定，使测绘仪不会接触地面受损。

本发明提出了一种高空球载太阳能无人机系统，包括太阳能无人机、高空气球、吊挂机构、释放机构、牵引绳索。太阳能无人机为高空超长航时太阳能无人机，高空气球为一次性氦气球，吊挂机构为碳纤维框架结构，释放机构为火工品切绳器，牵引绳索为高分子聚乙烯绳。本发明通过高空气球将太阳能无人机挂载至17km以上高度后释放，可以实现地面快速起飞、对流层快速穿越和高空安全释放，降低对起飞跑道、气象条件、飞行空域的严苛要求，减小太阳能无人机的设计难度。

本发明公开了一种用于搬运快递无人机，具体涉及无人机运输技术领域，包括升降架和机身，所述升降架底端的四拐角处分别固定连接有升降架，所述升降架的底端设置有移动脚轮，所述机身的底端固定连接有放置壳，所述机身的外部固定连接有连接杆。本发明通过设置有支撑板、活动辊、吊钩、伺服电机、转轴、支撑杆、吊绳和收卷辊，吊钩的内部挂着需要搬运的快递，需要把快递放下时，启动伺服电机，伺服电机通过转轴带动收卷辊转动，收卷辊转动可以使吊绳带动吊钩下降，吊钩下降则可以把吊钩底端的快递放到地面，通过从高处把快递放到地面上可以增加搬运的速度，设置吊钩可以提高装置的实用性，活动辊可以方便收卷辊对吊绳收卷。

本发明公开了一种农药喷洒用无人机，包括固定板和放置箱，还包括能够对药箱进行夹持防止晃动的夹持结构、能够对连杆进行防护的防护结构和将药液进行过滤防止堵塞导管的拆卸结构，所述固定板顶端的一侧均安装有风机，且风机之间的一侧安装有放置箱，所述固定板底端的一侧安装有支撑杆，且支撑杆的底端安装有固定块，所述固定块之间的一端设置有连接杆，且连接杆的底端安装有固定底座，所述防护结构安装于连接杆的外侧，所述放置箱底端的中间位置处均安装有喷淋管。本发明通过安装有连接板和防护层，通过转动紧固螺栓，使固定弹簧受力并缩短长度，使紧固螺栓脱离连接板，从而对防护层进行拆卸更换，增加无人机使用的寿命。

本发明公开了一种消防用无人机，包括无人机本体，所述无人机本体底部固定有摄像头，顶部固定有控制箱，所述摄像头的两侧安装有清理装置，所述无人机本体底面连接连接杆一端，所述连接杆另一端连接冲撞装置，所述冲撞装置的下方设有灭火装置，所述灭火装置通过安装支架连接无人机本体底部，所述清理装置、冲撞装置货物灭火装置均连接控制箱，所述灭火装置两侧设有降落支架，所述降落支架顶部连接无人机本体底部。本装置的摄像头两侧设有清理毛刷，可以进行摄像头及时清理，避免燃烧产生的灰尘覆盖镜头；设有冲撞装置，可以撞破玻璃等物品，便于进行搜救；本装置携带有灭火装置，可以根据受困人员的位置进行灭火，提高救援速度。

本发明提供了一种高稳定低热变形卫星平台结构，包括中心承力筒、顶板、底板以及连接组件，所述连接组件沿所述中心承力筒的周向布置，所述顶板、底板分别安装在所述中心承力筒的顶端、底端并分别与所述连接组件连接，所述连接组件包括侧板、桁架以及一层或多层平行布置的层板，所述侧板沿所述中心承力筒的周向布置并设置在顶板和底板之间，所述层板设置在所述顶板和底板之间且两端分别与所述中心承力筒、侧板连接，所述桁架设置在顶板和层板、层板和底板、层板和层板之间，本发明与当前国内外公用卫星平台结构相比，具有承载比高、空间拓扑性好的优势，保证卫星平台内部通透性好，热交换效率高，温度均衡性好。

本发明涉及物流机器人技术领域，且公开了一种物流包裹搬运用无人机，通过丝杆的外表面套设有配重装置。通过动力机Ⅱ的驱动可带动丝杆进行转动，使得配重装置在丝杆的轴向进行移动从而使配重装置在整体中的重心位置发生改变，使其可以对不同包裹的重心偏移程度进行平衡，同时通过动力机Ⅰ的输出轴固定安装有导向装置，使得动力机Ⅰ可带动导向装置进行旋转调节，可使配重装置的位置处于包裹重心相反的位置上，从而让配重装置达到最佳的平衡效果，使配重装置完成配平后无人机的旋翼可以恢复一致的转速，从而达到降低飞控系统的计算难度目的，避免了出现因飞控系统计算复杂而导致无人机出现飞行姿态偏移的状况而导致坠毁。

本发明涉及一种无人机领域，尤其涉及一种无人机螺旋桨检测装置。本发明的技术问题是：提供一种无人机螺旋桨检测装置。本发明的技术实施方案为：一种无人机螺旋桨检测装置，包括有支撑曲率检测系统等；长度检测系统与曲率检测系统相连接。本发明对玩具无人机的螺旋桨进行检测，结合螺旋桨会对无人机的飞行造成巨大的影响的特点，对无人机两侧桨叶的长度进行检测，确定同批次生产的螺旋桨的合理性；并对导致无人机飞行失衡使得无人机摔落的螺旋桨两侧桨叶曲率进行检测，提高无人机的质量和电池的使用寿命；改变现有技术无法对玩具无人机螺旋桨生产进行检测的现状。

本发明涉及一种无人机自动测试方法，包括测试准备；信号反馈确认；若执行机构具备信号反馈功能，则将信号反馈汇总后直接接入地面站，将信号反馈来源选择为硬件；否则，将飞控发出的执行机构动作指令大小反馈接入地面站，将信号反馈来源选择为飞控；测试参数配置；测试参数配置包括信号反馈源、传感器参数、GPS参数、导航参数、控制参数指标的设置；开始测试；测试包括传感器测试、GPS测试、导航测试、控制测试。本发明中测试流程全程自动化，大大减轻操作人员负担，节省人力成本，同时缩短测试时间；可以进行定量测试，测试过程更为准确与有效。

本发明属于飞行器环境控制技术领域，具体为一种基于舱室不同压力的四轮高压除水环控系统，本发明基于飞机乘员座舱和设备舱的不同压力，采用风扇‑压气机‑第一冷却涡轮‑第二冷却涡轮的四轮高压除水环控系统，将来自飞机发动机压气机的引气通过压气机提升压力，并冷却除水后；再通过第一冷却涡轮降温，并将降温后气体分为两路，分别流入座舱和第二冷却涡轮，满足座舱冷负荷需要；通过第二冷却涡轮气体进一步降温后流入设备舱，满足设备舱冷负荷需要；本发明充分利用了舱室不同压力，实现了环控系统高效运行，有效降低了燃油代偿损失，同时，系统简洁可行，易于调节和控制、具有高的可靠性、便于实现性。

本发明涉及无人机技术领域，具体为一种倾斜摄影测量无人机用的防坠结构，包括缓冲盒，所述缓冲盒上开设有连接孔，所述连接孔中插接有连接螺栓，所述连接螺栓上套接有弹簧，所述缓冲盒上开设有气囊槽，所述气囊槽中插接有气囊，通过本技术方案的实用，缓冲盒螺纹连接在机身上，当飞机坠落触地时，滚轮受到机身的挤压，向外侧移动，同时将偏心轮往上顶，可以将缓冲盒上的气囊顶出气囊槽，与机身相接触，这样可以很大程度上起到缓冲的作用，保护了机身，且连接螺栓在受到机身的挤压时，往下运动使螺栓上的弹簧受到挤压，产生压缩，也能帮助缓冲机身向下的冲击力，从而起到辅助缓冲的作用，且也使缓冲装置受到了保护，增加了使用寿命。

本发明提供一种海洋浮球无人机，包括漂浮下球体，上浮体，增稳缓冲器组件，定型连接支杆组件，无人机主体，分隔板，下侧进气塞，上侧出气塞，灯带条，智能控制器，吊挂环和支撑定型杆，所述的漂浮下球体和上浮体分别卡接在一起并用螺钉连接夹紧；所述的增稳缓冲器组件设置在定型连接支杆组件的下部之间位置；所述的定型连接支杆组件螺栓连接在漂浮下球体的内侧上部和分隔板的下侧之间；该海洋浮球无人机设计合理，利用无人机主体提供动力，带动漂浮下球体和上浮体在水面进移动，起到在海洋表面漂浮的作用，便于搭载检测设备对海洋进行监测，以及能够实现在水面的起降，丰富无人机的使用功能。

本发明提供了一种整体密封舱及其制备方法，属于航空航天高性能复合材料技术领域。本发明采用整体外蒙皮，并将现有密封舱的金属前端盖替换为外蒙皮、独立环形筋替换为整体环形加强筋和纵向加强筋，极大地提高了密封舱的结构整体性，降低了装配工作量；而且，削减了装配连接孔数量和紧固件数量，减轻了密封舱的结构重量，使结构效率得到进一步提升，同时，有效降低了密封泄漏风险，利于密封舱的反复使用和维护保养。其次，本发明通过在金属后端盖上设置维护口盖，实现了金属后端盖与舱体的密封装配连接；另外，本发明提供的整体密封舱结构利于RTM工艺成型，简化了整体密封舱的制备方法。

本发明提供了一种可拆分的固定翼无人机停机舱，包括箱体、机翼护罩组件、空速管检测系统和舱门，所述舱门滑动盖合在箱体顶部开口处，机翼护罩组件包括机翼护罩上盖和机翼护罩底箱，箱体外壁两侧对称开设有通孔，机翼护罩底箱安装在箱体两侧的通孔边缘，机翼护罩上盖安装在舱门两侧，当舱门关闭时，机翼护罩上盖与机翼护罩底箱搭接，形成放置无人机固定翼的空间，本发明的机翼护罩和机舱主体采用可拆卸方式连接，运输过程中可以将机翼护罩拆分收纳到停机舱内，并可以在运输过程中对固定翼无人机的空速管进行状态检测，减少操作人员的现场操作，保证无人机飞行的安全可靠。

本发明涉及一种电力放线用无人机，包括第一旋翼、第二旋翼、第三旋翼和第四旋翼，无人机还包括基座和转动装配于基座上的工作台，基座与工作台之间设置有工作台驱动机构，工作台的相对两侧转动装配有第一转动结构和第二转动结构，工作台转动过程中具有使第一旋翼、第二旋翼左右布置，第四旋翼、第三旋翼左右布置，且第一旋翼、第二旋翼并列布置于第三旋翼、第四旋翼前侧的常态飞行位，工作台转动过程中还有使第一旋翼、第二旋翼、第四旋翼、第三旋翼沿前后方向顺序布置而使无人机通过放线滑车框架内的穿线飞行位。本发明解决了现有技术中放线无人机无法顺利通过放线滑车而导致需要人工手动将放线导绳穿过放线滑车费时费力的技术问题。

本发明涉及航天器太阳帆板结构，特别涉及一种用于优化航天器太阳帆板克服火箭发射力学环境的机构。包括斜坡杯和辅助支撑机构，其中斜坡杯设置于太阳帆板上；辅助支撑机构设置于航天器本体上，可进行伸缩；辅助支撑机构与斜坡杯配合实现对太阳帆板的辅助支撑。本发明具有能够调整太阳帆板收拢基频的功能，可以通过调整压缩弹簧给予太阳帆板的支撑力和支撑刚度，从而调整太阳帆板收拢状态的基频，进而优化太阳帆板克服火箭发射力学环境的能力。

本发明公开了一种某型机消耗组信号灯提早燃亮的故障排除方法，将调整过程标准化，把机上的油量消耗要求直接反映在浮子活门修理中，把机上对浮子活门的角度要求转化为地面调整浮子活门的高度要求，使得修理后的浮子活门能满足机上使用，不需要重复排故。根据机上机上对浮子活门的角度要求转化为地面调整浮子活门的高度要求。

提供了一种飞机乘客座椅(1)，其包括座板(103)、靠背(105)和腿托(101)。靠背(105)可在直立位置和倾斜位置之间移动，在倾斜位置时靠背(105)与座板(103)的展开位置基本平行。靠背(105)也可以固定在直立位置和倾斜位置之间的至少一个中间位置。腿托(101)可在缩回位置和伸展位置之间移动，在缩回位置时腿托(101)基本垂直于座板(103)的展开位置，而在伸展位置时腿托(101)被定位成支撑乘客的腿。座板(103)可在展开位置和收起位置之间移动，在展开位置时座板(103)占据第一空间并且其中乘客可坐在座板上(103)，而在收起位置时座板(103)可从第一空间移出，从而乘客能够站在第一空间中。

本发明涉及直升飞机旋翼机械制动系统。直升飞机旋翼的机械制动系统包含制动控制杆、制动器罩、制动鼓、制动钳、两个制动蹄、制动杆、与制动杆连接并在动力学上连接到制动蹄的辊、微动开关和将制动控制杆连接到制动杆的布线。的直升飞机的旋翼的机械制动系统装配有：具有微动开关的支架，该支架安装在制动器罩上；安装在制动钳上的辊；制动钳设置有具有复位弹簧的推杆；制动器罩被制成为具有耳轴和槽，辊和推杆在所述槽中；制动钳被制成为在制动鼓与制动蹄接触时能够与制动鼓一起在耳轴上旋转；布线经由加载弹簧的顶端与制动杆关联；并且制动控制杆被制成为能够将其固定在控制面板上，此时制动蹄与制动鼓接合。

本发明涉及在飞艇的太阳能发电机发热的情况下保证飞艇安全的策略。一种平流层飞艇，该平流层飞艇包括非刚性气球状艇体，该非刚性气球状艇体配备有被设置在该非刚性气球状艇体的上部上的太阳能发电机，该太阳能发电机旨在在飞行中被太阳照射，该飞艇包括：对飞艇的重心位置进行管理的至少一个装置；使飞艇的姿态稳定的至少一个装置；以及用于所述装置的联接控制的模块，该模块被配置成当飞艇相对于周围空气的行进速度低于第一阈值和/或太阳能发电机的温度高于第二阈值时，按照使飞艇绕其纵向轴线旋转大致半圈的方式对飞艇进行控制，以保护太阳能发电机免受太阳照射。

本发明涉及拱形水平压力舱面到后翼梁檐沟，具体地涉及可用于引导飞行器内的湿气的拱形檐沟，该拱形檐沟可包括拱形腹板，所述拱形腹板包括多个横向间隔开的拱形部。多个横向间隔开的拱形部赋予拱形檐沟柔性，使得拱形檐沟对例如由于高弯曲应变引起的寄生载荷所导致的疲劳开裂和其它磨损和损坏具有增加的抵抗性，所述高弯曲应变在飞行器的工作期间由拱形檐沟所附接到的机翼传递到拱形檐沟。还描述了包括拱形檐沟的飞行器区段和飞行器。

本公开涉及高功率周转齿轮箱及其操作。提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，包括：引擎核心，其包括涡轮、压缩机以及将涡轮连接到压缩机的芯轴；风扇，其位于引擎核心的上游并且包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，其接收来自芯轴的齿轮箱输入轴部分的输入并且将驱动输出至风扇轴，以便以比芯轴低的旋转速度驱动风扇，齿轮箱是周转齿轮箱，其包括太阳齿轮、多个行星齿轮、环形齿轮以及被布置成具有安装在其上的多个行星齿轮的行星架，并且其中太阳齿轮接收来自芯轴的输入。在巡航条件下，芯轴上的扭矩大于10,000Nm。在巡航条件下，芯轴刚度与芯轴扭矩的比率在指定范围内。还公开了一种操作此类引擎的方法。

本发明题为飞行器引擎。本公开提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，该气体涡轮引擎包括：引擎核心(11)，该引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)以及将该涡轮连接到该压缩机的芯轴(26)；风扇(23)，该风扇位于该引擎核心的上游，该风扇包括多个风扇叶片；齿轮箱(30)，该齿轮箱接收来自芯轴(26)的输入并将驱动输出至风扇轴(36)，以便以比芯轴低的旋转速度驱动风扇；以及风扇轴安装结构(503)，该风扇轴安装结构被布置成将风扇轴安装在引擎内。该风扇轴安装结构(503)可包括连接到风扇轴(36)的至少两个支撑轴承(506a，506b)。该齿轮箱的输出端位于齿轮箱输出位置，并且该风扇的输入端位于风扇输入位置。第一轴承间隔距离(d)被定义为风扇的输入端和该至少两个支撑轴承(506a，506b)中在向后方向上距风扇(23)最近的轴承之间的轴向距离。第一轴承间隔比：大于或等于1.6×10，并且所述风扇输入位置和所述齿轮箱输出位置之间的轴向距离(d)大于或等于0.43m。

新原理机翼及低速升降飞行器，属运输领域。本发明提出一种底部有进气口和出气口的流线型机翼，机翼两面的流速差显著增大，使得飞行器能低速起飞。提出了用液态金属、等离子体和电解质溶液这三种流体作为电磁发射飞行器导体回路的装置，用有贯穿孔道、并在其中充满导电流体的金属推进器连接导体回路，接触电阻显著减小，因此回路中允许大电流。在直线导体回路部分铺设高导磁率导磁板，增强磁感应强度。导体回路产生的强磁场对有大电流通过的推进器作用，对飞行器产生强大推力，从而使起飞跑道显著缩短。提出了一种以机翼兼作机舱的飞行器。这种飞行器通用于海陆空。提出了一种用电磁发射的T型炮弹、子弹。这种炮弹、子弹轨道更平直。

本公开涉及一种旋翼飞行器的旋翼和旋翼飞行器，其中旋翼包括桨叶和桨毂，桨叶通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上，桨叶包括桨根、桨尖以及上下相对设置的上翼面和下翼面，上翼面和下翼面的一侧连接形成前缘，另一侧连接形成所述尾缘，上翼面由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的上翼面特征线所限定，下翼面由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的下翼面特征线所限定。本公开的旋翼能够减少空气的阻力，提高拉力和效率，增加旋翼飞行器的续航时间，此外还能够减少飞行器在飞行时产生的噪音，提升用户体验。

本公开涉及一种旋翼飞行器的旋翼及旋翼飞行器，其中旋翼飞行器的旋翼，包括桨叶和桨毂，桨叶通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上，桨叶的翼型由前缘、尾缘以及位于前缘和尾缘之间的上弧线和下弧线构成，桨叶的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，最大厚度位于x/c＝30.5％处；桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，最大弯度b位于x/c＝47.1％处。通过上述技术方案得到的旋翼具有更高的气动效率、更轻的重量，同样升力面分布设计下，所需转速更低，噪音更小。

本发明公开一种飞机操控器件中显示屏缓冲固定安装结构，包含有，透光罩体，其具有罩体顶壁、罩体周壁及由所述罩体顶壁与所述罩体周壁共同界定出的罩体腔室，所述罩体腔室形成有向下开口；显示屏，其被置于所述罩体腔室的内部，所述显示屏的顶面与所述罩体顶壁的底面相上下相对且两者之间界定出间隙；以及，缓冲粒子，其被置于所述间隙处。本发明的优点：当显示屏受到振动冲击时，缓冲粒子和/或支承悬臂对显示屏进行缓冲保护；当透光罩体受力发生形变时，依靠缓冲粒子实现的多点接触避免显示屏平面整体受力损坏。

本发明公开一种机内多功能阅读灯，包含有，壳体组件，其具有上部壳体、下部壳体及中间半球支架；所述上部壳体具有上壳底壁；所述中间半球支架呈向下开口的半球状结构，所述中间半球支架的顶部与所述上壳底壁相固定连接；所述下部壳体具有下壳顶壁、下壳底壁及所述下壳顶壁与所述下壳底壁间的下壳侧壁，所述下壳顶壁环绕于所述中间半球支架的底缘的外围，自所述下壳顶壁的内周缘始沿着所述中间半球支架向上形成有半球配合壁，所述中间半球支架支承住所述半球配合壁。本发明的优点：下部壳体在水平圆周方向和/或竖向圆周方向旋转，旋转角度相对于传统阅读灯更大；具有光斑调节功能。

本发明提供一种具备调姿功能的飞机移动支撑平台，包括支撑在机头、两机翼下方的顶升装置，还包括位于机腹下方的带驱动装置的机腹移动支撑平台，该机腹移动支撑平台从头到尾依次设有第一支撑架、第二支撑架、第三支撑架、第四支撑架；第一支撑架、第二支撑架、第三支撑架、第四支撑架是具备调姿功能的调姿支撑架，该调姿支撑架包括固定在机腹移动支撑平台上的两丝杆升降机，两丝杆升降机由伺服电机同步驱动，丝杆升降机的上端通过销轴力传感器固定有托架。本发明装置的各支撑架可上下前后运动，可对机身姿态进行调整，从而满足机身和各种装配要求。

本发明提供一种飞机移动支撑平台布局，包括机头顶升装置、机翼顶升装置，还包括位于机腹下方的带驱动装置的机腹移动支撑平台，该机腹移动支撑平台从头到尾依次设有第一支撑架、第二支撑架、第三支撑架、第四支撑架；第一支撑架与机头顶升装置之间留有前起落架操作区域，第一支撑架与第二支撑架之间留有机舱操作区域，第二支撑架与第四支撑架之间设有发动机舱操作区域；发动机舱操作区域被第三支撑架分隔成可升降操作台和固定操作台。本发明让前起落架区域、机舱区域、发动机舱区域人机可达。并且，在装配作业时，飞机得到有效支撑，防止飞机俯仰和侧翻，整体布局体现了模块化设计思想，结构紧凑、布局合理、运动灵活。

本发明的一个实施例公开了一种姿态控制飞轮转速自平衡控制方法，所述方法包括：S101：根据飞轮构型中飞轮控制系统的安装矩阵进行奇异值分解计算；S102：根据所述奇异值中零奇异值对应的奇异向量组成奇异矩阵；S103：根据飞轮转速偏差和所述奇异矩阵在卫星的飞轮转速自平衡算法模块实时计算得到各飞轮的飞轮转速平衡控制力矩；S104：根据卫星姿态控制系统计算的三轴控制力矩在卫星的飞轮力矩分配模块经力矩分配得到各飞轮的第一控制力矩；S105：将所述第一控制力矩与所述飞轮转速平衡控制力矩叠加得到各飞轮的第二控制力矩；S106：将所述各飞轮的第二控制力矩输出给各飞轮。

本发明公开了振动离心复合环境模拟转臂系统，包括振动台系统、转臂系统、转臂支承系统、配重系统、实验舱系统和传动支承系统，转臂系统滑动连接转臂支承系统，转臂支承系统连接传动支承系统，传动支承系统用于驱动转臂支承系统转动，转臂系统的滑动方向与转臂支承系统的转动轴心垂直，实验舱系统和振动台系统分别设置于转臂系统的两端，实验舱系统用于对安装在其上的试件进行静力实验，振动台系统用于振动安装在其上的试件，配重系统安装在转臂系统上，配重系统用于使转臂系统、实验舱系统以及振动台系统三者形成的重心与转臂支承系统的转动轴心重合，解决了现有技术中存在的技术问题，如：不易满足多种功能试验的需求的技术问题。