飞行器、航空、宇宙航行

本发明提供了一种具备高抗剪切性能的记忆金属拔销器。锁紧状态下，驱动弹簧完全压缩，滚珠在滑套、保持架和滑销的共同作用下保持平衡，滑销受滚珠的约束而保持在伸出状态，限制分离结构的运动。拔销时，对SMA丝通电，SMA丝受热后收缩，带动滑套上移，滚珠失去平衡并掉入滑套下部的收纳空间，滑销受驱动弹簧压紧力的作用收缩至保持架以内，拔销完成，复位弹簧充分压缩。复位时，利用复位工装将滑销拉出，复位弹簧推动滑套下移，滚珠回到平衡位置，拔销器重新进入锁紧状态。本发明采用轴孔式配合的滑销—保持架结构以及间接驱动方式，具有配合精度高、承载大，拔销顺畅、可靠性高等优势，且拔销器工作过程能够实时监测和闭环控制。

本发明涉及平流层飞艇结构领域，公开一种局部硬式的平流层飞艇，包括：软式飞艇，包括外囊体(7)；多个加固环(3)，所述多个加固环(3)平行地固定在所述外囊体(7)上，每个加固环(3)的圆心位于所述软式飞艇的纵轴上。本发明通过在软式飞艇上增加加固环，能够有效保持艇形、减轻重量。

本发明公开了一种基于多光谱影像和激光点云的采集组件，包括无人机主体和采集单元，采集单元安装在无人机主体下方，无人机主体带动采集单元进行飞行，采集单元采集电力廊道的植被信息。本发明所述装置多光谱相机和压板通过第一弧形杆和所述第二弧形杆压紧在半球体上，通过第二驱动电机和第三驱动电机分别控制第一弧形杆和第二弧形杆控制多光谱相机进行转动，调节采集角度，固定牢靠，并且可以灵活调节采集角度。

一种轴流螺旋桨直升机，采用六个定距螺旋桨，其中，第一中心螺旋桨、第二中心螺旋桨和第三中心螺旋桨的转向相同，第一中心螺旋桨、第二中心螺旋桨和第三中心螺旋桨的旋转中心在水平面的投影在左边螺旋桨、右边螺旋桨和尾螺旋桨的旋转中心在水平面的投影的连线构成的等边三角形的中心上，在悬停时，由于第一中心螺旋桨、第二中心螺旋桨和第三中心螺旋桨的尾流同轴流动，第三中心螺旋桨的尾流提高了第二中心螺旋桨的入流速度，提高了第二中心螺旋桨的效率，第二中心螺旋桨的尾流提高了第一中心螺旋桨的入流速度，提高了第一中心螺旋桨的效率，提高了轴流螺旋桨直升机的悬停效率，整机占用的空间小，能在狭窄空间飞行。

一种云台(100)、摄像载体(2000)及可移动平台(1000)。云台(100)用于可移动平台(1000)，云台(100)包括支架(10)、轴臂(20)及弹性减振件(30)，支架(10)包括基体(11)及连接在基体(11)上的多个安装部(12)。轴臂(20)用于承载负载，轴臂(20)与支架(10)间隔设置。弹性减振件(30)连接在安装部(12)上，弹性减振件(30)的轴线相对于基体(11)所在的平面倾斜。轴臂(20)通过弹性减振件(30)连接在多个安装部(12)上。

本申请公开一种基于无人机的景区伴游设备平台，包括平台服务器、无人机和移动终端，无人机用于从移动终端接收景区伴游请求，基于伴游请求获取当前无人机位置，并根据当前无人机位置从预设的景区旅游路径集中确定至少一个候选景区旅游路径；无人机还用于将至少一个候选景区旅游路径发送至移动终端；移动终端用于接收针对至少一个候选景区旅游路径的用户选定信息，以从至少一个候选景区旅游路径中确定目标景区旅游路径；无人机用于根据目标景区旅游路径，执行路径飞行导航操作。由此，实现了基于无人机的景区飞行导航功能，能够充分调动游客的游览兴趣。

本申请公开了一种防止SADA电弧放电对卫星造成损伤的方法及装置，该方法包括：接收在轨卫星发送的遥测参数，根据所述遥测参数以及预设的调整策略计算太阳帆板跟踪太阳方向上的偏置角度，所述偏置角度表征所述太阳帆板与初始跟踪太阳方向之间存在偏置；根据所述偏置角度生成控制指令，并将所述控制指令发送给在轨卫星，以使得所述在轨卫星基于所述控制指令调整所述太阳帆板跟踪太阳方向的初始角度。本申请解决了现有技术中无法防止SADA电弧放电对在轨卫星所造成影响的技术问题。

本发明公开了一种水空两用鱼群探测无人机，涉及无人机技术领域，包括推进设备、质量调整设备、方向控制设备、高度调节设备和机体，推进设备的底部活动连接在质量调整设备的顶部，所述质量调整设备的底部活动连接在机体的顶部，所述方向控制设备的一端活动连接在机体的一端，所述机体的两侧固定安装有高度调节设备。本发明通过转台带动支撑杆进行转动，从而带动支撑台进行方向更换，使推进机可以从向上推进改为向前推进，不同的角度可以实现对不同方向的推进，便于控制无人机在空中向各个方向进行移动，机体在水下能够保持平衡状态，还可以配合推进设备进行快速转向，加快转向的速度，以达到迅速更改方向的效果。

本发明涉及一种基于SLM成形的仿生水蜘蛛潜水钟网壳结构及其成形方法。所述网壳结构包括：具有大矢跨比的球面网壳和用于支承所述球面网壳的基底节点座，所述球面网壳由分布在球面上的多个杆结构形成，任意相邻两个杆结构之间的夹角均相同；所述基底节点座为圆周方向均匀分布有12个节点的圆环结构，所述球面网壳与所述圆环结构交联于所述节点，且与所述节点交联的所述球面网壳的杆结构的数量为1或2个；所述杆结构为圆截面杆结构，杆结构截面直径/(球面网壳的矢高)为0.1～0.15；所述夹角设置为大于等于60°且小于90°。该网壳结构结合桁架结构和薄壳结构的特征，具有受力合理、安全性高、经济性能好，适用性强、跨度大等优点。

本发明属于水上机场场站保障技术领域，具体涉及一种水上飞机夜间水上机场着水降落灯光辅助系统。包括：灯光辅降装置(100)、着水跑道入口端光带组件(200)、着水跑道末端光带组件(300)、着水跑道中心线反光带组件(400)、着水跑道边界线光带组件(500)。通过对夜间水上机场着水降落必要的飞行员目视灯光引导需求研究，提出安全适用的夜间进场下滑灯光辅助装置及着水跑道水面光标识系统总体设计方案，指引飞行员夜间正确识别并进入最佳进场下滑航路，满足飞行员识别着水点及着水跑道对中参照标识的光环境需求，消除夜间着水降落恐惧。

本发明涉及一种用于飞行器发动机舱的声学板，该声学板从发动机舱的中心轴线至发动机舱的外部包括：穿有吸收声音的微穿孔(16)的抵抗性蒙皮(11)、第一衰减级(12)、穿有孔(17)的隔片(13)、第二衰减级(14)以及构造成提供声学板的机械强度的背部蒙皮(15)。隔片(13)是具有大于抵抗性蒙皮(11)的厚度、优选地大于4mm的厚度的平面壁。这种板构造成衰减一些频率范围，同时优化重量、成本和进气口的功能，其中，这些频率范围中的一个范围是低频范围。调节隔片的厚度、隔片中孔的尺寸、隔片的OAR以及第二衰减级的高度以使平均被衰减的低频与飞行器发动机的振动频率匹配。

本发明的名称为包括顺应性臂的航空载具。公开了一种用于控制包括顺应性臂机构的航空载具的方法。控制(1302)航空载具的推进系统以使得航空载具在邻近表面的区域飞行。控制(1304)推进系统和顺应性臂机构中的一个或多个使得顺应性臂机构接触表面。顺应性臂机构配置为横向延伸超过推进系统的周边。通过传感器接收(1306)指示顺应性臂机构与表面接触的一个或多个传感器信号。基于一个或多个传感器信号确定(1308)航空载具挤压表面的力。

本申请题为“货机系统和集装箱系统”。一种干线飞机具有用于在飞行期间支撑飞机的至少一个机翼以及用于向前推进飞机的至少一个推进器。该干线飞机还包括具有双气泡横截面形状的承压干线机身和将干线机身内部划分为并排的两个干线有效载荷隔间的大致垂直定向的纵向舱壁。当干线机身受压时，纵向舱壁被加载拉力。每个干线有效载荷隔间均被配置为接收：以端对端布置的多个轻型ISO(国际标准化组织)几何形状集装箱；或者以端对端布置的多个集装箱插入件，每个集装箱插入件也被配置为容纳在轻型ISO几何形状集装箱内；或者以端对端布置的一个或多个轻型ISO几何形状集装箱和一个或多个集装箱插入件的组合。

公开了一种用于飞机的前缘缝翼、一种飞机的机翼及一种用于飞机机翼的方法。所公开的用于飞机的示例性前缘缝翼包括单件式前部蒙皮和箱形翼梁，该单件式前部蒙皮限定前缘缝翼的上外表面和下外表面，其中，单件式前部蒙皮在前缘缝翼的前端和后端之间延伸，该箱形翼梁联接到单件式前部蒙皮的内表面。箱形翼梁包括远离单件式前部蒙皮的内表面延伸的侧向壁。该侧向壁限定箱形翼梁的至少一个隔室。

热声隔离系统、模块及包括该热声隔离系统和模块的飞机。一种用于飞机的热声隔离模块，该热声隔离模块包括纤维毛层，该纤维毛层限定了外侧、内侧、在该外侧和该内侧之间的厚度，以及外周。该热声隔离模块还包括质量层，该质量层至少设置在纤维毛层的外侧上、纤维毛层的内侧上，或纤维毛层的外侧和内侧之间。外封装片材从外部设置在纤维毛层的外侧。类似地，内封装片材从内部设置在纤维毛层的内侧。外周接缝在与纤维毛层的外周相邻的地方将外封装片材连接到内封装片材，从而产生包封纤维毛层的封套。

本发明一种用于线式低冲击分离装置的大减力比低冲击释放机构，包括：基座17、上盖4、连接与分离组件、锁定与解锁组件、电磁驱动组件和棘爪组件；机构工作包含三个状态，分别为：连接与锁紧状态、解锁与分离状态、复位状态；(1)连接与锁紧状态下，连接与分离组件将弹性预紧力减小后传递给锁定与解锁组件，锁定与解锁组件将减小后的弹性预紧力进一步减小后送至电磁驱动组件；由电磁驱动组件实现进一步减小后的弹性预紧力的保持，使包带锁紧；(2)解锁与分离状态下,锁定与解锁组件发生转动，解除对连接与分离组件的锁定，使包带的弹性预紧力释放。(3)在完成解锁与分离后，使机构恢复到连接与锁紧状态。

本发明涉及航天器(28)，其包括：‑至少三个平坦侧壁(36、38、40、42)，‑至少一个主通信天线(52、54)，其包括：○辐射元件(62)，其具有辐射中心轴线(A‑A)，○可移动臂(60)，其能够在展开位置与折叠位置之间移动，○反射器(58)，其适用于在放射方向(D)上反射或接收射频波。所述辐射元件(62)固定到侧壁，使得所述辐射中心轴线(A‑A)布置成垂直于侧壁，并且所述可移动臂(60)成形为使得当所述可移动臂处于展开位置时，在侧壁与所述放射方向(D)之间形成介于25°与65°之间的偏移角(β)。

本发明涉及一种客机上收纳果皮的自动推拉箱，包括茶几桌，推拉箱，推拉板，在客机机仓茶几桌下面设置一个四块斜方形上大下小漏斗形状的推拉箱，在机仓的茶几桌上面安装一块活动推拉板，在茶几桌的两边边沿安装有滑槽，在推拉箱底部设置有出口，出口设置有活动门，将茶几桌上面推拉板经滑槽拉开，将水果皮、瓜子壳、纸屑等放到推拉箱里面，将推拉板经滑槽推拢盖好，又是一个完整的茶几桌，本发明保持客机机仓内清洁环保，给旅客带来卫生健康，减少工作人员的劳动强度，提高工作人员的工作效益。

本发明公开了一种多气囊混合布局飞艇。包括艇体，艇体由三个单体囊体连体组合而成，其中一个单体囊体位于中间，其余的两个单体囊体对称位于中间的单体囊体的两侧，并通过中间的单体囊体的侧壁固定连接，且中间的单体囊体的水平高度高于两侧的单体囊体的水平高度，中间的单体囊体的头部突出于两侧的单体囊体的头部；单体囊体内并排固定设置有多个副气囊，副气囊容积超过总体积的55％，其内填充有空气，且多个副气囊上分别设置有空气开关；单体囊体内填充有密度比空气小的浮升气体，且单体囊体的上方均固定设置有浮开气体阀门。本发明采用多气囊混合布局，载重量可灵活调整，飞行模式多，任务使用范围广，地面锚泊能力和抗风能力强。

本发明涉及飞艇设备技术领域，公开了一种分布式动力飞艇，包括浮力气囊、若干矢量动力装置及控制系统，所述矢量动力装置包括若干矢量机构、动力装置及螺旋桨，若干所述矢量机构设于所述浮力气囊两侧，所述动力装置通过活动支架安装在所述浮力气囊内，且所述动力装置设置为包括动力纵向分布及横向环状分布，以形成分布式动力分布；所述螺旋桨设于所述浮力气囊两侧，用于提供飞艇的起降和巡航动力；该分布式动力飞艇改善了飞艇的气动特性、实现多点姿态精准控制，同时也有利于动力装置的小型化。

本专利公开了一种飞行器搭载的药液回收装置，包括连接环、连接绳、飞行器、软管、收集器、小型水泵和回收药箱；其中收集器由收集面，收集器骨架和回收药液导流器组成。在本装置将要开始工作时，飞行器启动，悬停于喷雾机旁；本装置开始工作后，飞行器跟随喷雾机移动，喷雾漂移产生的雾滴被收集器收集面捕获，因重力作用顺着收集器收集面流至回收药液导流器，在小型水泵的作用下，流至回收药箱，完成药液回收工作。本专利能够帮助解决喷雾作业中药液浪费与土壤污染的问题，且结构简单合理，便于拆卸保存，工作时能够跟随喷雾机移动，提高药液回收效率。

本发明涉及一种飞机及其吊挂结构。该吊挂结构包括吊挂本体及设置在吊挂本体上的前安装节和后安装节，吊挂本体通过前安装节与发动机的前部连接，吊挂本体通过后安装节与发动机的后部连接，前安装节包括第一长度调整机构，第一长度调整机构用于调整吊挂本体与发动机的前部之间的距离，以提升或降低发动机的俯仰角度。本发明提出了一种飞机及其吊挂结构，使发动机的姿态得以改善，能提升飞机的飞行稳定性及起飞和降落阶段的安全系数。

本发明涉及无人机干粉喷洒技术领域，具体的说是一种便于加料的电力巡检无人机的干粉喷洒装置，包括无人机本体、支撑机构、放料机构、喷洒机构、闭锁机构、稳固机构和控制机构；通过支撑机构的作用下有利于对无人机本体进行支撑，并且在起落时起到了减震抗压的作用，同时通过稳固机构的作用下有利于使支撑机构与地面抵触平稳防滑，在放料机构的作用下有利于对干粉进行存放携带，并且方便后续上料工作，同时通过喷洒机构的作用下有利于对干粉进行喷出灭火，在闭锁机构的作用下有利于对放料机构与无人机本体卡合稳定，并且方便拆卸，在控制机构的作用下方便闭锁机构进行控制和解除闭锁，方便对放料机构自己拆卸。

本发明公开了一种人工智能牧羊蜂，包括无人机机架、旋翼装置、供电装置以及牧羊装置；旋翼装置包括设于无人机机架上的第一旋翼机构以及第二旋翼机构；供电装置包括锂电池、风力发电轮翼机构以及太阳能板；锂电池设置于无人机机架上端；牧羊装置包括电网机构、红外扫描机构以及摄像头。通过无人机机架上的摄像头以及红外扫描机构检测羊群，电网机构达到让羊群在工作范围之内的效果，能够有效减少牧民放牧过程中消耗的时间精力，做到对羊群的实时监护管理，提高了蓄牧业的现代化程度。

本发明公开了无人机激光智能放样设备，包括无人机、升降平台以及运转箱，所述无人机的侧壁上设有多个支撑架，所述无人机的下端面固定连接有安装底座，所述安装底座内转动连接有三轴云台，所述三轴云台的下端面固定连接有安装架。本发明结构合理，利用无人机携带激光指示灯源，对应规划的放样点，使用激光对放样点进行精准定位以及人工放样的指引过程，方便放样点的定位以及放样的安插过程中，提升放样点安装精度的同时提升放样点的安插的效率，通过设置输送机构，实现装置在利用运转箱转运过程中，遇到地面环境较为崎岖时，利用运转箱上的输送架以及背带等结构实现运转箱的便捷输送与运转，提升运转箱运送过程中的便捷性。

本发明公开了一种新型太阳能无人机，属于无人机技术领域，其包括机翼和控制仓，机翼的上表面设置有太阳能电池板，前缘设置有动力系统，末端设置有翼稍小翼；机翼包括夹角连接设置的第一机翼和第二机翼，第二机翼与第一机翼的结构相同；控制仓设置在第一机翼和第二机翼的连接处；第一机翼和第二机翼均包括翼梁和多个翼肋，翼梁和翼肋的外侧包覆有蒙皮；翼梁为双梁式框架结构，翼肋用于支撑蒙皮、维持机翼的剖面形。本发明与常规无人机相比，巡航高度高，飞行速度低，能实现定点巡查和不间断巡航；相比卫星，太阳能无人机造价低，维护成本低，可实施性高。

本文公开了具有倾斜螺旋桨的无人机以及相关的系统和方法。代表性的无人机UAV)设备包括机身(110)、由机身(110)承载的多个球形电机(120)、以及多个可旋转的螺旋桨(163)，其中单独螺旋桨(163)由相应的单独球形电机(120)承载。球形电机(120)可包括相对于机身(110)由多个定子(122)支撑的球形或部分球形的转子(126)。球形电机(120)可用于使螺旋桨轴倾斜而不使无人机的机身倾斜。

本发明提供了垂直起降固定翼飞机过渡过程飞推指令构建方法，属于垂直起降固定翼飞机导航及控制技术领域，包括建立垂直起降固定翼飞机“垂转平”和“平转垂”过渡过程高度指令轨迹、速度指令轨迹、倾转部件俯仰角指令轨迹三个步骤。三种指令轨迹均基于余弦函数，且倾转部件倾转角以速度为自变量，从而形成指令速度对指令倾转角的闭环反馈。本发明相比于传统线性形式的过渡过程轨迹，更符合系统运动学规律，同时表征了垂直起降固定翼飞机过渡过程倾转角与速度的耦合关系。在实际应用中，本方法不受限于垂直起降固定翼飞机过渡过程的初始状态，可在线实现，同时也不受限于垂直起降固定翼飞机的大小和类型，具有通用性强的特点。

本发明提供了一种应用于星载八木天线展开机构的弹簧钢带解锁装置，包括支撑机座、连杆、天线、约束连杆的连杆解锁装置和约束天线的天线解锁装置，所述连杆解锁装置安装在所述支撑机座，所述天线解锁装置安装在所述连杆上，所述连杆解锁装置包括锁紧连杆的连杆绑带锁紧部分和切割所述连杆绑带锁紧部分的连杆解锁切割部分，所述天线解锁装置包括锁紧天线的天线绑带锁紧部分和切割所述天线绑带锁紧部分的天线解锁切割部分。本发明的有益效果是：实现小型化、极轻量化的压紧解锁装置，实现满足宇航应用场景力热条件下可靠的压紧、解锁和展开，将天线解锁装置与连杆解锁装置分离，有利于实现连杆、天线的分步展开。

本发明公开了一种薄壁异形航空氧气支架及其制备方法，该氧气支架包括第一板部、第二板部、连接板部和第三板部，第二板部的一端与第一板部连接，另一端经连接板部与第三板部连接，第一板部的底端设有凸柱，第一板部的底部靠近凸柱对称设有第一凸板，第一板部的底部开设有若干拱形通孔，第二板部的底部开设有若干第一圆通孔，顶部开设有若干条形孔，第三板部位于条形孔的上方处设有凹口，第三板部位于高出凹口底面的部分开设有若干第二圆通孔。本发明提供的薄壁异形航空氧气支架结构设计合理，利于挤压成型，降低整体生产制造成本的同时，其机械性能够满足氧气支架的使用要求。

本申请提供一种变构型飞行器，包括：机身；对称配置于所述机身两侧的机翼；连接所述机身与所述机翼的连接装置；对称配置于所述机身尾部两侧的尾翼；其中，所述连接装置由一端连接于所述机身的第一连杆、一端连接于所述第一连杆另一端的第二连杆、两端分别连接于所述第二连杆另一端以及所述机身的第三连杆组成；通过所述连接装置的状态变化，实现所述机翼相对于所述机身位置的变化，从而实现飞行器第一构型与飞行器第二构型的变化。这样，可以获得当前任务或飞行状态下最优的气动性能，使得飞行器能够更好地完成多种任务。

本申请提供一种飞行器，包括：机身；连接于所述机身的一组第一机翼；连接于所述第一机翼的第二机翼；连接所述第一机翼与所述第二机翼的延展装置，用于实现所述第二机翼相对于所述第一机翼的横向延展或横向收缩；其中，所述横向为垂直于机身中心线的方向。这样，通过飞行器机翼翼展长度及机翼面积的变化，使得飞行器可以在不同飞行状态下变化为不同的构型，从而更好地完成多种任务。

本发明公开了一种能够在水面起降的充气翼伞，括座舱、翼伞部件、充气装置以及动力部件。翼伞部件包括伞绳、伞衣以及操纵带。动力部件包括主发动机、机架以及扇叶，充气装置包括收纳盒、气囊、第一充气管、第一充气部件以及第二充气部件。通过设置的充气部件可以在座舱底下形成一个供翼伞可以停留在水面的气囊气囊通过翼伞的伞衣以及自身的动力部件进行快速的充气，在翼伞降落的过程中即可完成通气，准备时间短。当翼伞飞起来后，气囊可以快速地收回，不影响正常的飞行。通过这样的设置使翼伞具备水上起降的能力，增强翼伞的适用性。

本发明公开了一种组合式载人翼伞，其特征在于，包括翼伞伞体、伞绳、锁环、滑布、吊带、控制系统和背包；翼伞伞体由若干个伞体单元组成，伞体单元的尾缘处设有若干连接绳扣，伞体单元前缘切口处设有粘合部；控制绳的一端与连接绳扣连接，控制绳的另一端与控制系统连接；其中，翼伞伞体的布料材质为特种改性尼龙，伞绳和控制绳的材质为特种芳纶纤维。本发明能够根据载人的体重进行调节翼伞面积，从而达到更加稳定的最佳使用要求，充分考虑翼伞的重要参数的配比关系，按系列化设计参数分配翼伞伞体的伞体单元，通过个伞体单元之间的组合，能够改变翼伞的展弦比以调节其能够达到最佳的使用要求，实现翼伞承载重量不同的人员时仍然能够稳定使用。

本发明公开一种卫星结构板，其边沿设置有电缆槽以及导向杆对接孔，单机电缆经由电缆槽，并通过接插件与其他结构板的电缆电连接。其中，导向杆对接孔包括连通的锥孔及圆孔，其贯穿卫星结构板，与卫星主体结构上的导向杆相对应。

本发明公开了一种水空跨介质发动机和一种跨介质航行器，其中水空跨介质发动机包括：外壳体及控制系统，外壳体内设置气道，气道的一端为进气口，另一端为排气口，进气口设置可密封进气口且可打开进气口的第一开合装置，排气口设置可密封排气口且可打开排气口的第二开合装置，外壳体的内部设置气体介质推动系统，排气口的外侧设置液体介质推动系统，第一开合装置、第二开合装置、气体介质推动系统和液体介质推动系统均与控制系统信号连接。本申请所提供的水空跨介质发动机可分别在气体介质中运动和在液体介质中运动，实现了水空跨介质发动机的重复使用，提高了水空跨介质发动机在两种介质中运行的可靠性、持续性和稳定性。

本发明提供了一种电力架线用的六轴无人机，属于无人机技术领域。包括机架、安装板、固定悬臂、活动悬臂一和活动悬臂二，机架包括上基板和与上基板固定相连的下基板，安装板上固定设置有一驱动杆，驱动杆与导向筒之间花键连接，导向筒的顶部设置有电磁块一，驱动杆内设置有与电磁块一适配的电磁块二，驱动杆上具有螺旋状的导向凸筋一和导向凸筋二，第一滑套内具有与导向凸筋一适配的螺旋槽一，第二滑套内具有与导向凸筋二适配的螺旋槽二，螺旋槽一和螺旋槽二的螺旋升角相同，螺旋凹一和螺旋槽二的螺旋方向相反；导向筒与驱动杆之间设置有复位弹簧一，驱动杆与下基板之间设置有复位弹簧二。本发明具有能够缓和线缆拉力等优点。

本发明提供了一种无人机牵引线缆的方法，属于无人机技术领域。将线缆的自由端固定在安装板上，控制无人机按照施工要求对线缆进行牵引；在放线过程中，控制电磁块一和电磁块二，使驱动杆与电磁块一之间留有间隙，当线缆对安装板的拉力减小时能够实时的减小无人机对线缆的牵引力，当线缆对安装的拉力增大时能够实时的增大无人机对线缆的牵引力。本发明具有能够缓和线缆拉力，提高施工稳定性和安全性等优点。

本发明提供了一种起步平稳的无人机，属于无人机技术领域。包括机架、安装板、两根固定悬臂、两根活动悬臂一和两根活动悬臂二，上基板上固定设置有一导向筒，导向筒外转动连接有第一滑套，下基板上转动连接有一第二滑套，安装板位于下基板之下，安装板上固定设置有一驱动杆，驱动杆与导向筒之间花键连接，驱动杆上具有螺旋状的导向凸筋一和导向凸筋二，第一滑套内具有与导向凸筋一适配的螺旋槽一，第二滑套内具有与导向凸筋二适配的螺旋槽二，螺旋槽一和螺旋槽二的螺旋升角相同，螺旋凹一和螺旋槽二的螺旋方向相反；导向筒与驱动杆之间设置有复位弹簧一，驱动杆与下基板之间设置有复位弹簧二。本发明具有起步平稳等优点。

本发明属于飞行器设计领域，特别涉及一种可用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法，包括在所述飞行器的迎风面上设置狭缝，然后通过所述狭缝向壁面边界层内平行吹气。本发明针对高超声速飞行器提出了新的狭缝平行吹气减阻技术的应用方案，不仅实现了利用狭缝吹气技术降低高超声速飞行器表面摩擦阻力，同时又不改变高超声速飞行器的力矩特性。不同于逆向喷流和安装激波杆等针对激波阻力的减阻方式，本发明的主要实现途径是采用狭缝平行吹气的方式降低高超声速飞行器表面的摩擦阻力，从而达到降低飞行器总阻力的目的。

一种带有气体驱动变刚度软管的空中加油装置，它涉及空中加油技术领域。本发明解决了现有的软式空中加油软管因其柔性，在对接过程中极易受气流扰动导致对接失败，而在软管收放阶段又需要软管具有柔性。导致在收放阶段与对接阶段对软管性能需求存在矛盾的问题。本发明的变刚度软管在放出前缠绕于绞盘上，变刚度软管首端通过导孔进入绞盘内部弯曲后通过支撑架的轴孔与旋转接头连接，变刚度软管的内齿层的外表面沿长度方向由前至后依次均匀开设若干个环形齿槽，若干个啮合齿组均设置在充气层和内齿层之间并与内齿层上的若干个环形齿槽一一对应设置。本发明通过对充气层充放气控制内齿层与啮合齿的咬合度实现了加油软管的时域变刚度。

本发明公开了一种无人机人工智能巡检的数据信息传输及智能诊断系统，包括主控模块、供电模块、监测模块、数据传输模块、智能诊断模块和诊断警报模块，所述主控模块控制其他模块运行，供电模块为系统供电，监测模块进行监测和数据采集，数据传输模块进行数据的传输和接收，智能诊断模块接收采集的数据对机身故障和巡检故异常进行分析诊断，本发明通过设置图像采集单元、机身数据监测单元和传感器数据采集单元，进行拍摄巡检，对机身数据进行实时监测，并利用传感器对机身周围环境进行监测，在巡检过程中对机身和环境中存在的故障和异常进行监测，使巡检的范围更加广泛，对机身和巡检环境的异常监测更加方便，数据更加精准。

本发明公开了一种用于桥梁检测的具有随动照明功能的无人机，包括无人机系统，所述无人机系统上端对称安装同步转动控制装置，同步转动控制装置上端安装云台，一侧云台上并排安装测距模块和图像采集设备，另一侧云台上安装聚光灯。本发明增加了同步转动控制装置，可根据图像采集设备的控制云台的控制信号、测距模块测定的观测点距离、聚光灯与图像采集设备的安装距离解算聚光灯控制云台的偏转角度，提高图像采集质量的同时降低桥梁检测人员的工作量。

本发明提供了一种飞机遮阳板的安装定位装置及方法。其中，该安装定位装置包括：底板，与所述遮阳板的形状相同；定位板，固定在所述底板上，所述定位板的两端设有扣接头，所述扣接头用于扣接所述遮阳板；定位夹，包括支座和螺杆，所述支座固定在所述底板上，所述支座上设有与所述螺杆相配合的螺纹孔，使用时，所述定位夹固定至所述飞机的舱盖，从而确定所述飞机的舱盖玻璃的粘结区域；配重体；配重槽，固定在所述底板上，用于装载所述配重体。该装置可将遮阳板正确安装在舱盖玻璃上面，具有操作简单、定位准确、轻便易拿放等优点，所生产出来的产品符合质量要求，可极大地提升工作效率、节省人力成本等。

本发明属于无人机技术领域，尤其是一种具有救援功能的无人机，针对现有的救援无人机一般只能对海上的救援情况进行观察和探测，但是救援能力不够强大的问题，现提出以下方案，包括安装盒，所述安装盒的底部外壁通过螺栓固定有电机，所述电机的输出轴通过联轴器连接有主动齿轮，所述安装盒的底部内壁通过轴承连接有等距离分布的转杆，所述转杆的顶端外壁通过螺栓固定有扇叶。本发明当转环转动的同时连接杆脱离卡槽，此时转板转动的同时可以带动挡杆转动，当挡杆转动的同时可以扔下一个救生圈，此时人们可以利用救生圈对落水的人进行施救和保护，不仅可以通过无人机对水上的情况进行观察，同时可以放下救生圈对人们进行施救。

本发明公开了一种履带式航母弹射器，包括电驱动的履带部、通过链轮组啮合在履带部上部的滑车以及驱动链轮组转动的无极变速器，其中，履带部包括履带、驱动履带运动的驱动部，驱动部包括电机带动的履带辊、穿设在履带辊内部的空心轴以及穿设在空心轴内部的注水部；链轮组包括分别啮合在履带上下两位置的链轮，无极变速器包括与链轮轴接的无极变速齿轮泵，滑车上设有推杆，滑车的两侧设有刹车片，滑车上还设有牵引绳，用于将滑车牵引至指定位置。本发明使用方便，结构简单，可广泛应用于弹射器技术领域。

本发明公开了一种混联式混合动力无人机动力系统及其控制方法，系统包含：机身、第一机翼、第二机翼、尾翼、螺旋桨、发动机、发电机、电动机、离合器、动力电池组、控制系统、传感器；本发明可实现活塞发动机单独输出动力、电动机单独输出动力、活塞发动机与电动机同时输出动力、活塞发动机输出动力的同时发电机给动力电池充电等多种工作模式，以实现无人机在不同飞行工况下的能量分配需求。与此同时，选用混联式可减小发动机与电动机功率，电池容量需求更小，降低无人机重量，也可使得无人机更适应高空飞行时的低温低氧环境。

本发明属于光电技术领域，公开了一种一体化结构的微小型光电吊舱，包括：俯仰组件、横滚组件、红外传感器及激光测距组件；采用二轴二框架结构，将俯仰轴系、俯仰框架、光具座一体化设计；将方位轴系、方位框架与系统外形一体化设计；将激光组件、电源模块，控制电路板按照放置空间分舱；为激光测距组件的电源等高功率线缆设计过线通道，将信号线缆与功率线缆隔离传输，提高系统电磁兼容能力；将传感器第一片物镜与外壳体一体化设计减少窗口玻璃，保证外形协调，前盖增加密封胶条安装后可以保证传感器舱密封等，采用以上设计方式节约了系统空间，减小了系统体积，提高了系统一体化集成化能力，而且拆装迅速，结构可达性良好，便于维护。

本发明提供了一种偏置动量卫星的区域覆盖控制方法，包括：采用第一动量轮、第二动量轮和第三动量轮通过偏置动量控制方式执行姿态控制，其中第一动量轮和第二动量轮的标称角动量方向在卫星本体系的YOZ平面，分布在Y轴两侧，与Y轴夹角为45°；第三动量轮的标称角动量方向在Z轴，为两个V型动量轮的备份；而且采用三轴轴磁力矩器用于动量轮卸载。

本发明的一个实施例公开了一种低轨卫星双轴太阳翼控制与能源平衡耦合计算方法，包括：获取太阳翼理论输出功率Ps、β角，卫星平均功耗P，卫星光照区总时间Tg、卫星轨道周期总时间T和太阳翼遮挡面积S；其中，β角在[‑90°，90°]范围内周期性变化，通过对β角在[‑90°，90°]范围内进行遍历，计算得到能源余量的最优解，并得到该情况下太阳翼的控制角度a，将所述a结合太阳翼的坐标系定义，提出针对不同β角情况下太阳翼对应的控制策略。在一个轨道周期内分段计算卫星的平均功耗，结合太阳翼在轨的控制策略，通过程序精确计算出卫星在轨的能源平衡情况，为太阳翼、蓄电池设计提供准确依据。