本发明公开了一种飞行器局部结构的保形设计方法及飞行器，涉及飞行器设计技术领域，以解决飞行器的局部结构发生翘曲变形的技术问题。该飞行器局部结构的设计方法包括：获取选定局部区域的周边结构的多个尺寸参数；确定每个尺寸参数与选定局部区域弹性势能的关联性；根据关联性来调整每个尺寸参数，以使弹性势能小于预设值。该飞行器的局部结构采用上述的设计方法进行设计。本发明使用选定局部区域的弹性势能来反映选定局部区域的翘曲变形程度，通过调整选定局部区域的周边结构的多个尺寸参数，使选定局部区域的弹性势能小于预设值，大幅降低了飞行器的选定局部区域的翘曲变形程度。

本发明提供了一种舰载飞机前起落架动态冲击响应试验装置及方法，属于飞机试验技术领域。包括底端设有试验底座的试验台架、设于所述试验台架顶端的提升/释放机构、左右两侧沿试验台架内壁滑动连接且上端与所述提升/释放机构连接的配重调节机构、设于所述配重调节机构底端的前起落架、设于所述试验底座左右两侧且分别与所述前起落架的弹射杆和牵制杆连接的载荷加载/释放机构和牵制张紧机构；该装置能在试验室内模拟舰载机前起落架弹射时，加载过程、动态冲击响应过程以及前起落架所受载荷情况，并可测量弹射冲击过程中前起落架安装铰点处的载荷，为前起落架结构的设计及校核提供试验数据支撑。

本发明涉及一种离心机轴向与切向过载输出高精度测算方法，属于惯性器件技术领域，建立了离心机动态过载输出实时测量系统，对主轴和从轴转速进行实时测量并同步打上时间戳，以消除数据传输过程中因通讯延迟波动导致的定时偏差问题。综合考虑离心机结构参数与测控系统性能参数的综合影响，建立了离心机动态过载轴向和切向输出的量化计算方法。

本发明涉及一种无人机，更为详细地，涉及一种具备防止冲突以及回收功能的无人机，其可与远程控制信号无关地在飞行中防止与障碍物的冲突，向无人机发送特定信号，从而可安全地回收无人机。根据本发明的无人机包括本体、多个翼、多个驱动马达、电源供给部、控制部、多个传感器和多个开关部，开关部以可使得向驱动马达供给的电源打开和关闭的形式连接，驱动马达使得与传感器对应的翼驱动，以便防止本体与障碍物冲突。翼安装于本体。驱动马达与各个翼对应，以便可使得翼旋转。电源供给部向驱动马达供给电源。为了控制本体的飞行，控制部对从电源供给部向驱动马达供给的电源进行控制。传感器以与翼对应的形式设置，以便通过检测信号而感知接近翼的障碍物。开关部接收传感器感知到的信号，从而使得从电源供给部向驱动马达直接供给的电源打开和关闭，为了能够增加驱动马达的功率，从电源供给部向驱动马达直接供给电源。根据本发明，如果传感器感知到障碍物，则电源供给部向使得与传感器对应的翼驱动的驱动马达直接供给电源，并增加驱动马达的功率。因此，与控制无人机的控制部无关地，可防止无人机的冲突。此外，根据本发明，如果与互相对称的翼对应的传感器感知到的信号值的差异大于设定值，则打开开关部，以便使得驱动马达的功率增加。因此，可以防止无人机的飞行方向因从外部来的妨碍信号被转换。此外，根据本发明，开关部进一步连接，以便可使得向驱动马达供给的电源打开和关闭，驱动马达使得与对应于传感器的翼对称的翼驱动，如果感知到与输出部输出的信号相比大于一定大小的信号，则以使得对称的翼驱动的形式打开。此时，在脱离飞行范围或产生控制上的问题的情况，向无人机发送特定信号，从而可安全地回收无人机。

本发明公开了一种可悬停扑翼式飞行器，包括机体和动力机构，动力机构包括翅翼单元和尾翼单元；翅翼单元包括第一驱动装置、翅翼传动机构和两个轴对称设置的翅翼，翅翼包括翅翼横杆、翅翼面和翅翼控制杆，翅翼面与翅翼控制杆的一端固连，第一驱动装置能够通过翅翼传动机构驱动两个翅翼横杆分别进行扑动；尾翼单元包括第二驱动装置、尾翼控制杆、尾翼竖杆和设置在尾翼竖杆上的尾翼面，翅翼控制杆和尾翼控制杆分别与第二驱动装置的输出转轴固连，机体上固设有一连接部，尾翼竖杆上固设有一滑动部，滑动部能够相对连接部滑动和转动，尾翼控制杆与尾翼竖杆转动连接。本发明实现了对可悬停扑翼式飞行器的灵活高效姿态控制。

本发明公开了一种飞机襟翼，所述飞机襟翼沿着飞机主机翼的翼展方向(Y)可枢转地安装在所述主机翼的后缘侧。所述飞机襟翼包括降噪装置，所述降噪装置被构造成能够从形成在所述飞机襟翼侧缘的凹槽中旋出展开和旋入收回，而且所述降噪装置包括多个刚性杆件以及柔性薄膜。其中，所述多个刚性杆件的一端叠置并通过销轴构件连接在一起，从而使得所述多个刚性杆件能够以折扇的形式绕所述销轴构件在从所述凹槽内旋出的展开状态和旋入所述凹槽内的收拢状态之间转换。所述柔性薄膜连接所述多个刚性杆件中相邻的刚性杆件。

本发明公开了一种飞行器进气道结构的保形设计方法及飞行器，涉及飞行器设计技术领域，以解决飞行器进气道发生较大变形的技术问题。该飞行器进气道结构的保形设计方法包括：在进气道结构内设置填充材料，且填充材料的弹性模量远小于进气道结构的弹性模量；获取进气道结构的多个结构参数；确定每个结构参数与填充材料的弹性势能的关联性；根据关联性来调整每个结构参数，以使弹性势能小于预设值。该飞行器包括进气道结构，进气道结构由上述的设计方法设计。本申请通过调整每个结构参数，来使填充材料的弹性势能小于预设值，此时进气道的变形程度极小，能够保证发动机的充分进气和飞行器良好的飞行性能，保证正常飞行。

本发明公开了一种多星并联卫星发射装置，包括：支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。设置蜂窝圆盘，蜂窝圆盘上设置搭载星，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。

本发明公开了一种局部粒子投放的进气道内激波诱导分离控制方法与装置。通过在激波/边界层干扰区上游壁面向边界层内注入固体粒子，固体粒子随流加速至和流体相同的速度，利用固体粒子穿过激波后的弛豫效应向激波后低速流体注入动量以控制分离。在飞行马赫数较高时，注入的低温粒子还可以冷却近壁面流体，起到热防护的作用。本发明通过注入固体粒子来控制进气道内的流动分离，避免了边界层放气控制法带来的热防护问题且不损失捕获流量，为高马赫数下工作的进气道提供了一种新的流动控制方法。

本发明公开了一种共面轨道的空间探测方法及卫星载荷，空间探测方法是将相同载荷配置的三颗卫星采用对地三轴稳定方式运行在非冻结轨道中，三颗卫星包括卫星Ⅰ、卫星Ⅱ和卫星Ⅲ，三颗卫星的卫星星座为一颗圆轨道和两颗椭圆轨道，非冻结轨道中的卫星的轨道倾角均为90°。三颗卫星在同一轨道平面内同时开展极光辐射强度、沉降极光电子和离子、三维电场、三维磁场、电场波动、磁场波动、背景冷等离子体密度与漂移速度探测，实现完整的空间环境参数覆盖，入轨后通过轨道相位调整，实现三颗卫星在不同高度磁共轭穿越极区，解析空间物理现象随高度变化特征，最终实现对极光区的完整的空间环境参数覆盖，实现立体、磁共轭探测。