飞行器、航空、宇宙航行

本发明公开了一种农田无人机航拍测绘机，其结构包括测绘主机、导风条、防风罩、扇叶，测绘主机上端焊接有导风条，并且测绘主机外侧设有防风罩，航拍机在进行拍摄的过程中，摆杆下端的定位球在航拍机上端内部进行定位转动，通过海绵垫和缓冲弹簧对其进行缓冲，伸缩软管拉动支杆的长度改变，从而使得抵触片与航拍机外侧表面进行紧密抵触，确保航拍机始终保持在竖直的方位上进行拍摄，通过重力球对航拍机的底部中端施加重力平衡，使得航拍机底部受竖直向下的重力，遇到大风时通过流通罩将航拍机外侧的风力进行收集，通过通风孔将吹动航拍机的风力进行快速散出，减少航拍机受风力吹动而产生晃动，确保航拍机拍摄后形成的图像更加平稳清晰。

本发明实施例提供一种车载气动测试装置及方法。该车载气动测试系统应用于无人机，车载气动测试系统包括：数据采集装置，用于与无人机连接，数据采集装置包括至少一个可伸缩丝杆，可伸缩丝杆用于采集无人机对应位置的感应数据；控制装置，与数据采集装置通信，包括姿态控制单元，用于通过调节可伸缩丝杆以调节无人机的姿态，并且获取数据采集装置采集的无人机在不同姿态下的感应数据。这样，可以极大地降低成本，使得气动测试更加简单。

本发明公开了一种无人机多光谱相机云台，包括云台底座，云台底座上对称设置有至少两个第一挂耳，第一挂耳的数量为四个，四个第一挂耳均布在云台底座的外侧面四周，第一挂耳与云台底座一体连接，第一挂耳的下端对应设置有减震底座，相机安装底座上设置有与第一挂耳位置相对应的第二挂耳，第一挂耳上设置有第一螺纹孔，减震底座上设置有第二螺纹孔，减震底座与第一挂耳之间通过连接柱分别与第一螺纹孔和第二螺纹孔螺纹连接，减震底座与第一挂耳之间通过两个连接柱螺纹连接，减震底座的上方设置有相机安装底座，本无人机多光谱相机云台可以提高多光谱相机安装的稳定性和使用安全性，同时减小相机在拍摄过程中的震动。

本发明一种高原用多旋翼无人机，包括外壳，外壳向外延伸有至少两个旋翼臂，旋翼臂上安装有螺旋桨组件，螺旋桨组件包括底座、电机、螺旋桨；底座上设有支架，螺旋桨的桨轴可旋转设置在支架上；底座上还设有电机，电机输出轴通过传动组件与螺旋桨的桨轴连接；旋翼臂内设有电动滑轨，底座底部设置在电动滑轨的滑块上，电动滑轨与蓄电池电连接，电动滑轨由控制器控制工作；外壳内设有加热系统，油箱、油泵、油管；油箱设置在无人机外壳内，油箱内设有电热丝，油箱连接有至少两个油管的两端；油管分别在旋翼臂内走线；油管上皆设有油泵，每个油管与油箱之间都形成循环管路，将热油送入对应旋翼臂加热后送回油箱；油管位于旋翼臂内的部分可伸缩。

本发明公开了一种消防无人机，包括无人机体，无人机体底部的中间位置固定连接有安装驱动器，安装驱动器的底部固定连接有消防灭火机构，消防灭火机构包括储液收纳筐，储液收纳筐内部的中间位置固定连接有内支撑架，内支撑架的中间位置固定连接有活动插槽，活动插槽的内部贯穿且滑动连接有活动调节杆，活动调节杆的上下两端均固定连接有传动梭杆，传动梭杆位于内支撑架下方的一端固定连接有分散导液组件，传动梭杆位于内支撑架上方的表面均匀固定连接有驱动引导组件，本发明涉及无人机技术领域。该消防无人机，达到了为飞行过程中水源的惯性起到缓冲效果，避免水源惯性对飞行的影响。

本发明提供了一种固定式星舱信号传递装置及连接方法，包括主星舱板和推进舱舱板，主星舱板上固定安装有分离插座，推进舱舱板上固定安装有插头组件；插头组件包括插头固定板、分离插头、弹簧以及卡簧，插头固定板上开设有限位孔，分离插头嵌设在限位孔内并与其滑移配合，分离插头包括插接部和限位部，插接部和限位部二者分别位于插头固定板的两侧，插接部与分离插座插接配合；分离插头靠近插接部的一侧开设有卡槽，卡簧嵌设在卡槽内，弹簧套设在分离插头上，且弹簧的两端分别抵紧在卡簧和插头固定板呈相对设置的侧壁上。减少了信号传递装置的回弹，从而有助于减少信号传递装置对主星或推进舱的损伤，且结构简单、工作可靠性高，适用性强。

本申请提供一种簸箕形格栅通风装置，所述簸箕形格栅通风装置包括通风口(1)，电动机构(2)，格栅(3)，加强区域(4)，侧板(5)，旋转轴(6)，三角挡板(7)，通风管(8)，其中：通风口(1)为设置在飞机蒙皮的开口，通风管(8)为管状结构，通风管(8)用于连接通风口(1)和机载设备；通风口(1)内设置有相匹配的格栅(3)；格栅(3)所在面上设置有非镂空的加强区域(4)；格栅(3)的中部设置有旋转轴(6)，所述侧板(5)为板状结构，侧板(5)一侧与格栅(3)一侧固定连接，侧板(5)可随旋转轴(6)旋转；所述三角挡板(7)为曲面板状结构。

本发明公开了一种多旋翼无人机自动回收、释放与充电装置及方法，该装置包括固定于多旋翼无人机顶部的收放杆和固定于回收平台上的收放装置；收放杆的杆体上设有充电触点，充电触点外的杆体上套有弹性垫层，弹性垫层上开设与充电触点对应的开孔；收放装置包括与回收平台连接的安装架、网体部分、动力传动部分和控制器；上网体的每个网格的前端角落设置夹持充电头一，下网体的每个网格的后端角落设置夹持充电头二；动力传动部分包括电机、自锁传动装置、主动齿轮、从动齿轮和丝杠螺母。本发明所公开的装置及方法结构简单，夹持和释放动作迅速可靠，对无人机定位精度要求低，在牢固夹持的同时还可为无人机自动充电。

本发明属于飞机结构细节耐久性试验技术领域，公开了一种与气密顶板连接的框接头结构试验件及试验方法，用于验证考核与气密顶板连接框接头这一结构关键细节，巧妙的绕开了原本需要大型全尺寸试验验证的繁杂设计与时间消耗，将影响该结构主要寿命指标的结构细节快速剥离出来，对结构关键细节采用小型试验件，通过标准试验机即可开展该结构细节耐久性试验验证工作。

本发明属于飞机结构设计领域，具体涉及一种飞机前起吊点结构。包括：吊环螺栓、密封防水盖、承力基座、内螺纹衬套，其中，承力基座内侧面上设置有圆台，圆台中部设置有通孔，所述通孔包括靠近蒙皮侧的第一直径段和远离蒙皮的第二直径段，第一直径段为与吊环螺栓间隙配合的通过孔，第二直径大于第一直径，内螺纹衬套通过第二直径段与承力基座干涉配合，承力基座侧壁通过螺栓与机身梁结构连接，承力基座外型面与蒙皮连接，在起吊状态下，吊环螺栓与内螺纹衬套连接固定在承力基座上，在非起吊状态下，密封防水盖两端与基座连接将通孔密封。本发明结构安装简易，拆装恢复速度快，保证了气密水密，还加强了主梁结构。

本申请公开了一种用于火箭发射架的辅助脱拔装置，包括两支撑件和两牵拉绳；两支撑件分别位于插头的两侧，两支撑件的第一端分别和起竖架连接，两支撑件的第二端分别延伸至高于插头；两支撑件的延伸方向和火箭的纵向中心轴平行；两牵拉绳的一端分别与两支撑件的第二端连接，另一端均与脱插连接；在火箭发射前，起竖架相对火箭的箭体倾斜的情况下，脱插从插头上被分离；两牵拉绳牵引脱插运动移动至起竖架上，且脱插与起竖架接触时，最低点高于发射支持部件。本申请在脱插掉落时会被牵拉绳控制运动路径，从而可以精确控制脱插掉落的路径，防止线缆与发射支持部件干涉，使线缆顺利掉落至指定位置，便于线缆回收。

本发明公开了一种用于超高温环境模拟及考核试验的测试装置与测试方法，其装置包括主机柜，在主机柜内设置有多工作位快装夹具，用于夹持样块；多工作位快装夹具安装在夹具转台上，并由转动电机带动转动；且在夹具转台上、位于样块的背面还对应设置有风枪；在主机柜内还安装有用于提供热源的复合喷枪，复合喷枪用于提供普通火焰热源、超音速火焰热源、超高压富氧火焰热源和/或等离子焰流热源；主机柜内还集成有对样块进行检测的超声红外涂层三维检测装置、测温装置和CCD，主机柜与电柜和气柜电气连接。该用于超高温环境模拟及考核试验的测试装置与测试方法具备低成本、低周期，可实时动态测试等优点。

本申请提供了一种光学载荷定位锁定系统，其包括第一定位锁定机构、第二定位锁定机构、第三定位锁定机构和安装导轨，安装导轨用于在光学载荷相对载荷安装平台安装/拆卸时对准和导向；第一、第二定位锁定机构分别位于光学载荷的两侧，第三定位锁定机构位于光学载荷的插入后端，第一定位锁定机构采取球头和球窝相互配合的定位机构；第二、第三定位锁定机构分别采取轴孔配合的定位机构；第一、第二、第三定位锁定机构的定位机构分别用于将光学载荷的相应位置定位至载荷安装平台的对应位置上，第一、第二、第三定位锁定机构均包括用于将各自定位机构分别进行锁定和/或解锁的锁定解锁机构。

本发明涉及渔业工具技术领域，尤其涉及一种用于无人机的撒网装置，所述无人机的下方设有装载腔和转动腔，且所述装载腔的中心位置设有电机；所述电机的驱动端与所述转动腔的一端连接。所述转动腔的另一端的侧壁上设有两个以上插孔，所述插孔的轴向沿转动腔的中心轴方向倾斜设置。所述渔网的上表面设有助力环，所述助力环的环体上设有与所述插孔的数量相等的连接件，所述连接件上设有与所述插孔相适配的插头，所述插头沿所述插孔的轴向与所述插孔插接。当电机转动带动插头与插孔分离，且渔网上的助力环在脱离无人机向下抛投时受到初始的离心力作用在空中自转从而带动渔网在空中旋转展开，从而实现渔网的大面积伸展。

本发明公开了一种高派件的无人机物流货物悬挂装置，无人机基体底端安装有存放盒，存放盒内侧安装有移动辊筒，移动辊筒一端焊接有联动齿轮，联动齿轮一端与传动马达输出轴相连接，存放盒内侧放置有安装盒，卡接安装槽内侧卡接有固定支撑板，固定支撑板两端对称焊接有夹持弹簧，夹持弹簧一端点焊安装于夹持板一端，通过调节固定支撑板的数量改变安装盒内部的空间大小，从而便于适应不同大小的货物，通过夹持板对货物进行夹持，避免货物在运输过程中晃动而影响无人机的飞行，同时通过移动辊筒便于对货物进行下料，从而无需人员进行下料，从而减轻工作人员的劳动强度，同时加快运输的速度。

本发明提供一种用于飞行试验的压力分布测量装置及测压带改装方法，具体提供一种使用双面胶、铝箔等常规材料的MEMS测压带飞行试验机上改装方法，经风洞和飞行试验验证该方法安全、可靠能够满足飞行试验测试需求。

本发明属于雷达目标特征信号控制技术领域，具体涉及一种低雷达回波散射的边缘部件及其制备方法，该边缘部件外侧表面由外向内由透波层、吸波层和屏蔽层三层结构组成，所述的透波层为透波纤维增强复合材料，所述的吸波层为掺杂有固体雷达波吸收剂的有机高分子材料，所述的屏蔽底层为碳纤维增强复合材料或导电漆。本发明可应用于各种飞行器低散射翼面进气道唇口等部位的低散射设计，提高飞行器突防能力。

本发明为一种可变形复合翼跨介质飞行潜水航行器，包括机身、两组可变形扑翼机构、两组可倾转多旋翼机构、骨架、尾翼和两组水面漂浮装置；机身包括机架和两个机架连接件；机架包括纵梁和横梁，纵梁的前部和后部均设有开口；两个机架连接件分别安装在横梁的左右两端，尾翼安装在纵梁的后端，两组水面漂浮装置分别安装在两个机架连接件的中部；两组可倾转多旋翼机构安装在两个机架连接件之间，两组可变形扑翼机构分别安装在两个机架连接件的外侧中部；骨架包括前端骨架、连接骨架、后端骨架和环形骨架；前端骨架与环形骨架的前端连接，环形骨架的后端与后端骨架连接，两个机架连接件的两端分别与前端骨架和后端骨架连接，机身位于环形骨架内。

本发明涉及一种用于短舱(1)的进气道(3)，短舱用于装备一种类型的飞行器推进单元，所述类型的飞行器推进单元包括位于发动机(6)上游的进气道(3)、中间段(4)和下游段(7)，进气道界定进气道流道，中间段用于围绕发动机(6)的风扇(5)，下游段用于围绕发动机的燃烧室，进气道(3)的显著之处在于，其包括具有可移动面板(110)的拆卸机构(100)，可移动面板(110)在齐平关闭位置和打开维护位置之间可移动，在齐平关闭位置中，可移动面板(110)确保进气道(3)在进气道流道中的空气动力学连续性，在打开维护位置中，可移动面板(110)从其齐平关闭位置径向向外凹入，以释放允许风扇叶片(50)在其远端(55)处移除的空间(120)。

本申请提供了一种飞机机舱(1)。所述飞机机舱(1)包含在所述机舱(1)的第一舷窗侧壁(15)和所述机舱(1)的第二、对侧的的舷窗侧壁(16)之间跨所述机舱延伸的第一排座椅单元(8)，沿着所述机舱(1)延伸的第一过道(11)和沿着所述机舱(1)延伸的第二过道(13)。第一排座椅单元(8)包含第一座椅单元(3)、第二座椅单元(5)、第三座椅单元(7)，并且不包含其他座椅单元。所述第一过道(11)位于邻近所述第一舷窗侧壁(15)，并且将第一舷窗侧壁(15)和所述第一座椅单元(3)分离，第二座椅单元(5)位于邻近所述第一座椅单元(3)，并且所述第三座椅单元(7)通过所述第二过道(13)与所述第二座椅单元(5)间隔开，所述第三座椅单元(7)位于邻近所述第二舷窗侧壁(16)。所述第一排座椅单元(8)还包含可在收起位置和展开位置之间移动的私人屏幕(17)，其中所述私人屏幕(17)提供至少部分分隔所述第一座椅单元(3)和所述第二座椅单元(5)的屏障。

本发明涉及一种大型的多旋翼的旋翼无人机，其能够通过连接器连接至相同的无人机以便增加载荷能力和飞行时间。其具有推进系统，该推进系统包括由8个电动马达组成的4个同轴的旋翼，电动马达以液体燃料为燃料的涡轮发电机(APU)驱动。机架包括：作为螺旋桨保护系统和无人机的诸如电子设备、燃料箱、发电机等各种部件的容器的中空的碳纤维结构；不朝无人机中心会聚而朝各个发动机会聚以保证机架中心有空间的方形的发动机支撑系统。能够模块化的可能性允许能够增加有用的有效载荷、自主性和可靠性的无限的装载配置。

本发明属于航空飞行器配电系统技术领域，公开了一种飞机通用化配电系统设计方法，首先进行方案阶段的用需求统计，获取全机初步的用电需求；进行供电系统方案设计，确定供电系统采用的电压体制、电源和配电装置的配置；进行详细阶段的用电需求统计并进行负载分配；进行供电系统的详细设计；对配电装置进行详细设置；对用电设备和供电系统实测的电流数据进行统计，对配电系统的设计值进行校核；最后对每架飞机全生命周期内的用电需求进行管理，从而确保每架飞机的用电需求清晰可控。本发明显著的提高了飞机配电系统通用性，降低了飞机使用维护成本，还让设计师能清楚掌握每架飞机的用电设备对配电系统的能力需求等。

本发明提供了带有加工凹陷的改进的整体加筋粘结板和改进的制造方法。公开了加工复合材料基板的方法，该方法包括：出于在复合材料基板中的预定厚度处形成剥离区域的目的集成具有剥离材料的预定图案区域，检测剥离区域，并且通过从复合材料基板去除经加工的塞以形成设置在与预定图案区域对应的位置处的凹陷从而在复合材料基板中形成多个凹陷，并且公开了包括根据这种方法加工出的凹陷的复合部件。

一种自张紧翼肋、机翼及蒙皮铺设方法，自张紧翼肋包括翼肋主体和多根撑杆，翼肋主体的截面为Ω型；翼肋主体包括翼肋上翼面和翼肋下翼面，翼肋上翼面与翼肋下翼面的前端光滑连接、后端相贴合；撑杆的两端分别连接于翼肋上翼面和翼肋下翼面。本发明涉及的自张紧翼肋，翼肋主体的截面设为Ω型，铺设蒙皮时具有自张紧的调节功能，能够改善蒙皮的铺设质量。

本发明公开了一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构，包括机身、与机身连接的前缘体，所述前缘体外覆盖有热解炭化材料层，所述前缘体内连接有冷却腔，所述冷却腔连接有冷却剂供给通道，所述前缘体上设有若干冷却剂通道，所述冷却剂通道与所述热解炭化材料层、所述冷却腔分别连通，所述冷却剂供给通道用于连接冷却剂供给装置。本发明解决了现有技术存在的前缘不同部位冷却不均匀、冷却效率不高、热防护效果不佳的问题。

本发明公开了一种新型载人无人机，包括机体、泵喷装置、机舱、转子、电机和定子，所述机体的四周设置有泵喷装置，且机体的上方设置有机舱，所述泵喷装置的底部和可折叠杆架相连接，且可折叠杆架远离泵喷装置的一端和机体相连接，所述泵喷装置装置的内部设置有定子和转子，且定子和转子的外部安装有外保护壳，所述电机密封安装于机体的内部，所述机体的底部安装有缓冲移动装置，且缓冲移动装置的底部连接有可折叠脚架，并且可折叠脚架的下方设有连接底轮。该新型载人无人机，可折叠杆架和泵喷装置相连接，从而使该无人机的动力装置可以折叠，在不使用时通过折叠可折叠杆架实现节约室内空间的目的，也提高了该无人机的实用性。

本发明涉及无人机配件领域，且公开了一种无人机多功能防护起落架，包括固定在无人机底部的主支撑架，所述主支撑架的下侧固定有主支撑杆，所述主支撑杆的两侧转动设置有连接球，所述主支撑架的两侧对称设置有能够进行拆卸的支撑块，所述支撑块内设置有开口朝向靠近主支撑架一侧的安装腔，所述安装腔内设置有安装组件，所述安装腔的上下两侧端壁内连通设置有限位腔。该一种无人机多功能防护起落架能够在无人机出现故障从高空即将坠入水中时，通过展开稳定板和对气囊进行充气使气囊膨胀展开的方式，来使无人机能够稳定漂浮在水面上，从而避免无人机进水，进而解决了无人机掉入水中易损坏的问题。

本申请公开了一种无人机。该无人机包括：无人机主体，包围无人机主体的保护罩，以及将保护罩与无人机主体活动连接的解耦机构。解耦机构包括：与保护罩固定连接且间隔开的两个固定架；与两个固定架活动连接的环架；处于环架内的转轴组件和两个连杆，转轴组件的轴线与环架所在的面垂直，两个连杆共直线且将转轴组件与环架活动连接；无人机主体与转轴组件活动连接。两个固定架与环架之间的连接点的直线连线形成第一转轴方向，两个连杆所在的直线形成第二转轴方向，转轴组件的轴线形成第三转轴方向，第一转轴方向，第二转轴方向和第三转轴方向彼此相异。

一种吊舱着陆缓冲装置，属于无人机技术领域。本发明解决了现有的用于无人机的减震缓冲装置结构复杂，成本高且减震效果不理想的问题。所述滑行缓冲组件包括连接杆及两个滑行杆，其中连接杆的两端分别与两个滑行杆的中部固接，且连接杆与两个滑行杆呈“工”字形布置，所述支撑缓冲组件包括两个导向缓冲杆及若干斜撑缓冲杆，其中两个导向缓冲杆分别竖直固接在两个滑行杆的中部上方，若干斜撑缓冲杆分别铰接在连接杆上以及两个滑行杆上，其中每个滑行杆上的若干斜撑缓冲杆对称位于其上导向缓冲杆的两侧，连接杆上的若干斜撑缓冲杆关于连接杆的中部对称设置。

本发明公开了一种螺旋桨桨叶角度调节方法和装置，涉及计算机技术领域。该方法的一具体实施方式包括：接收飞行模式的切换指令，并实时采集发动机转速，所述切换指令指示将当前飞行模式切换为目标飞行模式；在采集到的所述发动机转速超过所述目标飞行模式的设定转速范围的情况下，逐渐调节螺旋桨的桨叶角度；当调节到一桨叶角度位置，使得所述发动机转速处于所述设定转速范围内时，停止对所述桨叶角度的调节，并通过与所述目标飞行模式对应的桨叶角度运算模型计算得到实时桨叶角度值。该实施方式能够实现无人机飞行过程中的桨叶角度调节并获得螺旋桨的桨叶角度值。

本发明提供了一种飞行器抗载荷座椅，包括：底座、旋转转台组件、液压缸组件以及镂空座椅；所述底座内部封装水银；所述旋转转台组件安装在底座上，所述旋转转台作水平旋转运动；所述液压缸组件的底部与所述旋转转台组件相固接，所述液压缸组件的顶部与所述镂空座椅相固接。本发明提供的飞行器抗载荷座椅，很好地解决现有飞行器座椅不具备削弱加速度载荷的问题。

一种飞行器起落架系统减摆器阻尼特性一致性保障方法，用于测量并保证批次产品充填状态一致性进而保证产品阻尼特性一致性，针对包括注油孔堵塞、左泄油孔、右泄油孔、活塞、工作腔、摇臂、补偿活塞、加载端、位移传感器、力传感器、调整垫块的减摆器产品结构，可以通过定量的指标，考核减摆器产品的充填状态，对于提高产品可靠性具有重要意义，解决了减摆器油液充填采用盲充形式很难保证产品充填一致性。

本发明提供了一种记忆金属双向驱动器。该驱动器依靠两根对拉的SMA丝实现双向驱动，滑销不同高度设置梯形槽，当滚珠进入梯形槽时，在弹簧、保持架、梯形槽的共同作用下受力平衡，滑销被限位，驱动器保持稳定状态。需要进行状态切换时，对主动SMA丝通电使其收缩，驱动滑销移动，滚珠从初始槽向目标槽移动，当滚珠移至目标槽边缘后，弹簧力从阻力转为驱动力，推动滚珠滑入目标槽，驱动器状态切换完成。该驱动器的稳定状态依靠滚珠‑弹簧‑梯形槽结构保持，无需持续通电；可自动复位、重复工作，滑销伸出和缩回的驱动力基本相同，可靠性高；驱动力和驱动位移可调，质量轻、惯性小、功重比大，能在狭小空间内实现大载荷输出，安全性高。

本发明公开一种防油液污染的汽缸座组件及其防油液污染的方法，防油液污染的汽缸座组件包括汽缸座以及设置在所述汽缸座上的液压腔，所述液压腔均匀分布在同一圆形轨迹上，所述液压腔内设置有活塞；相邻的所述液压腔之间均设置有干式回力机构，所述干式回力机构均匀分布在同一圆形轨迹上；所述干式回力机构连接有压紧环，所述活塞能够推动所述压紧环向远离所述汽缸座的方向移动；本发明采用干式回力机构使得压紧环复位，由于干式回力机构不与液压腔之间有油路连通，干式回力机构与活塞不相通，干式回力机构在运行时产生的杂质或碎屑不会进入到油液中，能够避免干式回力机构运行过程中产生的杂质或碎屑对油液造成污染，从而能够保证油液符合标准。

本发明公开了一种分布式倾转多旋翼飞行器及飞行控制方法，减少了飞行器副翼、襟翼、方向舵等结构，提高控制效果。其技术方案要点是分布式倾转多旋翼飞行器包括机身、主机翼、副机翼、分布式倾转动力系统、垂直尾翼、升降舵，主副机翼形成串列翼；所述的分布式倾转动力系统固定于主机翼、副机翼的前缘，并包括至少6套，通过分步的倾转控制策略实现控制优化，实现多飞行模式切换，包括多旋翼垂直起降模式、固定翼高速巡航模式、复合翼融合任务模式，实现飞行器极高的自由控制能力；采用分布式的倾转多旋翼动力系统作为控制装置，减少固定翼模式下的副翼、襟翼、方向舵等结构，代替其实现滚转、增升/减速、偏航的控制功能。

本发明公开了一种分布式气驱倾转多旋翼飞行器及其控制方法，解决了动力部分失效和电机驱动输出力矩小的问题，其技术方案要点是，包括设于机翼上的至少6组气驱倾转旋翼组件、气源、控制中心、方向阀、气管，所述的气源通过气管与各气缸对接，控制中心与方向阀电连接，控制中心通过控制方向阀实现各气缸的分别动作，进而分别控制各倾转旋翼组件的运动，达到了提高飞行器动力冗余度和保证倾转机构输出力矩的目的。

本发明公开了一种分布式倾转多旋翼飞行器的飞行模式控制方法，实现了单一飞行器的三种飞行模式切换控制的功能。其技术方案要点是所述的分布式倾转多旋翼飞行器拥有分布式倾转动力系统至少6套，可实现多飞行模式切换，包括多旋翼飞行模式、固定翼飞行模式、复合翼飞行模式，所述的飞行模式控制由倾转机构改变倾转动力系统动力方向实现。在飞行模式转换过程中，所述的控制系统通过依次控制对称的每组倾转机构实现各倾转动力系统的成对分步倾转，且所述的控制系统将协同控制倾转机构的倾转动作及旋翼的转动速度。在倾转过程中，倾转动力系统实施停转‑倾转‑再启动方案。多飞行模式极大的提高了飞行器的任务适应性，实现飞行器未来的多功能化。

本发明公开了一种空飘物自动分离装置，包括与空飘物主体连接的第一连接件、设置在搭载物上的第二连接件和驱动所述第二连接件与所述第一连接件定时分离的定时分离机构；所述定时分离机构包括机械定时器和与所述第二连接件连接的执行机构，所述机械定时器驱动所述执行机构带动所述第二连接件做靠近或远离所述第一连接件的移动，实现第二连接件与所述第一连接件连接或定时分离；本发明技术方案的一种空飘物自动分离装置，自动分离装置采用机械定时器驱动执行机构动作，实现设置在搭载物上的第二连接件和与空飘物主体连接的第一连接件连接或定时分离；自动分离装置全部采用机械方式，不需要火工品，不存在安全隐患，结构安全可靠。

本发明涉及林业喷药设备技术领域，具体是涉及一种用于林业的对靶喷药无人机，包括：无人机；包括：可调节喷射装置；可调节喷射装置包括：支撑框架，设置于无人机的底部；水平调节机构，设置于支撑框架中部；两个模块带动机构均设置于水平调节机构的输出端，第一调节组件和第二调节组件，对称设置于支撑框架的两侧，两个角度调节机构分别设置于两个模块带动机构的非工作部；多个喷头；位置锁死机构，设置于支撑框架上，保护仓机构，设置于支撑框架的底部，本技术方案可对靶植物进行精准喷洒，减少对非靶植物的药物喷洒量，来满足林业作业人员的作业需求，减少药物浪费用，节约成本，保护环境。

一种无人飞行器(100，200)，包括机身(10，10’)、机臂(20)以及动力组件(30、30’)。所述机臂(20)与所述机身(10，10’)相连并支撑所述动力组件(30、30’)。所述机臂(20)至少包括第一机臂(21、21’)，所述第一机臂(21、21’)具有相对于所述机身(10，10’)展开的第一状态以及相对于所述机身(10，10’)折叠的第二状态。当所述第一机臂(21、21’)处于第一状态时，所述第一机臂(21、21’)连接于所述机身的第一机臂安装部，当所述第一机臂(21、21’)处于第二状态时，所述第一机臂(21、21’)对应的动力组件靠近所述第一机臂安装部。

本发明公开了一种直升机水力式平尾翼盒，属于直升机领域。一种直升机水力式平尾翼盒，包括盒体和连接块，所述电动伸缩杆的输出端转动连接有连杆，所述盒体的顶部固定连接有固定框，所述固定框内转动连接有盖板，所述连杆远离滑块的一端与盖板转动相连；所述盒体内还连接有收集盒，所述收集盒上连接有第一连接管，所述连接块内设有与第一连接管相连通的第二连接管，所述第二连接管的外壁连接有冷凝器，且所述第二连接管远离第一连接管的一端连接在飞机上的水箱上；本发明可通过连接管道将冷水通过管道对直升机内部的元器件进行降温，避免直升机内部的元器件由于温度过高而烧毁，同时减少直升机的颠簸，同时提高了稳定性。

本发明公开了一种低雷诺数下层流分离控制减阻设计方法、机翼及飞行器，包括步骤：根据雷诺数范围选择一个初始翼型；通过NURBS描述初始翼型的整体几何形状，通过控制点改变初始翼型的外形，在初始翼型的表面形成凹槽；翼型控制点坐标取值，进行拉丁超立方采样组合，生成不同形状的翼型样本；利用带转捩模型的快速分析工具，对翼型样本的气动特性进行分析；通过多目标遗传优化算法，对不同雷诺数范围内的流动条件同时进行减阻优化，挑选出多个对设计目标偏好不同的优化翼型；利用计算流体力学方法计算优化后的翼型，分析层流分离泡是否控制在凹槽中；选择层流分离泡控制效果最好的翼型。本发明能够设计出有效控制层流分离转捩的位置和区域的翼型。

一种无人飞行器的控制方法，包括:确定无人飞行器执行一动作的功率需求(S110)；根据动作的属性信息和电池组件的状态参数确定电池组件的功率输出能力(S120)；根据动作的功率需求和电池组件的功率输出能力，控制无人飞行器执行相应的操作(S130)。还提供了电池功率状态管理方法、无人飞行器、电子设备和存储介质。

一种无人机的故障管理方法、设备及存储介质，包括：遥控终端向无人机发送获取无人机的各个部件的故障请求信息(S101)；无人机响应于故障请求信息，获取各个部件发送的故障信息，并根据各个部件的故障信息生成故障标识，将故障标识发送至遥控终端；其中，故障标识包括部件信息和故障信息(S102)；遥控终端接收到故障标识后，在遥控终端的显示界面内显示故障标识对应的部件信息和故障信息(S103)。提高了故障信息获取的精准性。

本发明公开了一种星表多点位探测的小型可复用着陆缓冲机构及操作方法，涉及航天器结构与机构技术领域，各地形自适应系统均设置于本体框架上且相对于本体框架竖直滑动，各水平吸能装置分别设置于一地形自适应系统上，各垂直缓冲系统分别设置于一水平吸能装置上，垂直缓冲系统为仿生猫腿结构。本发明的地形自适应系统沿本体框架竖直滑动以适应凹凸不平的星表，水平吸能装置采用摩擦制动吸能原理，可使垂直缓冲系统围绕主转轴转动，在一定程度上吸收着陆时的水平方向冲击能量；垂直缓冲系统运用仿生猫腿结构，通过关节变形吸收垂直方向的冲击能量，也可以参与吸收一定量的水平方向冲击能量。

本发明提供了一种3D打印电弧加热器旋气室，旋气室采用金属3D打印增材制造技术加工并一体成型，包括基体、冷却水道和高压气道，基体为片状圆筒形结构，冷却水道与高压气道呈环形依次排列于基体内外壁之间，两者互不相通，并与基体环形内腔同轴。高压气道由径向进气孔经圆环状集气环后又形成若干切向进气孔，切向进气孔穿过冷却水道上预留空隙，沿基体内壁切线进入到基体内腔中。本发明可以应用于航空航天领域气动热防护地面模拟试验中的电弧加热器，实现旋气室一体化设计，简化了旋气室加工与安装工序工时，能够具有比传统电弧加热器旋气室更低的故障率，提高旋气室在工作状态下的冷却性能、力学性能以及使用寿命。

本发明属于机载设备领域，具体涉及一种传感器‑载荷机构‑阻尼器一体化装置。所述装置包括传感器、载荷机构、阻尼器；其中，传感器、载荷机构、阻尼器设置在一个筒体(4)内，由杆体(2)串接在一起。本发明提供的传感器人感机构一体化设计，将传感器、载荷机构、阻尼器集成为一个部件，安装调试简单方便，位移测量精确，占用空间小。

本申请公开了一种临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法及系统，该方法包括:确定飞行器进入点火阶段后根据获取到的俯仰通道力矩指令以及第一参数集计算获得俯仰通道舵面控制指令；根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道力矩指令以及第二参数集计算获得偏航通道舵面控制指令；根据获取到的俯仰通道舵面控制指令、偏航通道舵面控制指令、滚转通道力矩指令以及第三参数集计算获得滚转通道舵面控制指令。本申请提供的临近空间垂直投放发射点火阶段制导控制方法，可以获取飞行器的点火时间，还可以在飞行器点火后对飞行器进行制导，以便修正飞行器的实际飞行轨道，使其尽量与理想轨道相符，消除偏差的影响。

本发明公开一种航天器用豆荚杆的稳固悬挂与分离机构，所述机构包括上固定环、下固定环、上下环连接装置、滑销锁定装置、动作感应装置、销拆卸器以及弹出分离器，当豆荚杆完全展开到位时，滑销锁定装置的锁定销下端穿过在豆荚杆上开设的通孔滑入到下固定环的锁定孔中，实现机构对豆荚杆的锁定，与此同时，动作感应装置产生触发电信号，一方面触发销拆卸器的可缩回销撤回实现上固定环向下运动，进而实现对豆荚杆的抱紧，另一方面触发弹出分离器启动，实现结构的分离。本发明通过结合使用滑销锁定装置和可移动的上固定环结构两种技术手段，可实现薄膜结构在豆荚杆上的稳固悬挂，同时，本发明还具有简单有效、灵敏可靠的特点。

本发明飞机传力结构设计领域，具体涉及一种承受成对出现的侧向载荷的空间桁架结构。所述空间桁架结构的空间外形截面为倒“凹”形，具有基本的空间单胞结构，空间桁架结构由单胞结构沿截面的垂线方向拼接延拓形成。该三维桁架结构具有重量轻、传载效率高，以及拼装简单，能够根据实际使用情况调整其大小的特点。