双旋翼无人机 篇1：
共轴双旋翼无人机混合动力系统
第一、技术领域
本实用新型涉及无人机航空技术领域，尤其涉及一种共轴双旋翼无人机混合动力系统。
第二、背景技术
目前，能够垂直起降的飞行器，最常见的，就是旋翼直升机(简称“直升机”)。直升机主要由机体和升力系统(含主旋翼和尾桨)、动力系统、传动系统三大系统以及机载飞行设备等组成。直升机的主旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴、减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。直升机发动机驱动主旋翼提供升力，把直升机托举在空中，共轴式的结构为两个旋翼上下排列，在同一个轴线上反向旋转，以此抵消旋翼力矩，保持机体平衡，其通过改变各个旋翼的转速来改变升力，进而改变四旋翼飞行器的姿态和位置。每组内的两个旋翼的旋转方向是相反的，以相互抵消单个旋翼旋转所产生的力矩，调节前后左右各组旋翼的转速，就可以调节飞行器的飞行姿态和速度。现有无人机都存在航时短，能效比低的缺点，并且一但供能单元能量耗尽或发动机出现故障时整台机器将面临瘫痪，使无人机空中落下，损坏无人机本体，为此需花费大量的维修费用，严重的致使整架飞机报废。
第三、实用新型内容
本实用新型的目的在于提供一种共轴无人机混合动力系统，使其能够在供能单元能量耗尽或发动机出现故障时能够继续飞行，保证无人机的安全着落。
为实现上述实用新型目的，本实用新型的提供了一种共轴双旋翼无人机混合动力系统，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元，发动机，驱动轴，主翼螺旋桨，至少4个副翼螺旋桨，所述主翼螺旋桨为共轴式，其中供能单元为发动机提供能量，所述发动机提供动力给驱动轴从而驱动主翼螺旋桨，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机、蓄电系统，所述供能单元、发电机、蓄电系统依次连接，所述副翼螺旋桨的驱动端与所述蓄电系统电连接。
所述供能单元为油动供能或电动供能。
所述蓄电系统与无人机的其他用电设备电连接，为无人机上的其他用电设备供电。
作为本实用新型的进一步改进，所述蓄电系统包括充电控制单元、储能单元，所述充电控制单元的电输入端连接所述发电机的电输出端，所述充电控制单元的电输出端连接储能单元，所述储能单元的电流输出端与所述副翼螺旋桨驱动端电连接，所述储能单元为动力电池或超级电容。
作为本实用新型的进一步改进，所述蓄电系统也可以由多个储能单元组成，储能单元的数量与所述副翼螺旋桨的数量相同，并与所述副翼螺旋桨一一对应，所述储能单元包括动力电池、超级电容。
作为本实用新型的进一步改进，还包括供电仲裁单元，所述储能单元通过供电仲裁单元与副翼螺旋桨连接，当所述供能单元出现故障或能量耗尽时，所述供电仲裁单元控制所述储能单元为副翼螺旋桨提供电能。
作为本实用新型的进一步改进，还包括备用储能单元，所述备用储能单元与所述发电机连接，所述备用储能单元的电输出端与无人机上的其他用电设备的电输入端连接，所述备用储能单元包括动力电池、超级电容。
本实用新型还提供了一种无人机，包括上述技术方案所述的共轴双旋翼无人机混合动力系统。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：本实用新型的共轴双旋翼无人机混合动力系统能够保证供能单元能量耗尽或发动机出现故障时，能够继续续航，至少能够保证无人机的安全着落。
第四、附图说明
图1为本实用新型的共轴双旋翼无人机混合动力系统的一种实施方式的结构框图;
图2为图1中蓄电系统的结构示意图;
图3为本实用新型的共轴双旋翼无人机混合动力系统一种实施方式的结构框图;
图4为本实用新型的共轴双旋翼无人机混合动力系统另一种实施方式的结构框图。
第五、具体实施方式
下面结合附图所示的各实施方式对本实用新型进行详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本实用新型的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本实用新型的保护范围之内。
本实用新型所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元，发动机，驱动轴，主翼螺旋桨，至少4个副翼螺旋桨，所述主翼螺旋桨为共轴式，其中供能单元为发动机提供能量，所述发动机提供动力给驱动轴从而驱动主翼螺旋桨，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机、蓄电系统，所述供能单元、发电机、蓄电系统依次连接，所述副翼螺旋桨的驱动端与所述蓄电系统电连接，下面以4个副旋翼螺旋桨为例阐述其具体的实施方式。
实施例1
如图1所示，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元1，发动机2，驱动轴4，主翼螺旋桨5，4个副翼螺旋桨60，所述主翼螺旋桨5为共轴式，其中供能单元1为发动机2提供能量，所述发动机2提供动力给驱动轴3从而驱动主翼螺旋桨5，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机3、蓄电系统6，所述供能单元1、发动机2、发电机3、蓄电系统6依次连接，所述副翼螺旋桨60的驱动端与所述蓄电系统6电连接。所述供能单元1为油动供能或电动供能，供能单元1为发动机2提供能量，带动发电机3，由发电机3给蓄电系统6以电能，蓄电系统6可以为单一的动力电池或超级电容，作为本实用新型的进一步改进(如图2所示)所述蓄电系统6包括充电控制单元61、储能单元62，所述充电控制单元61的输入端连接所述发电机3的输出端，所述充电控制单元61的输出端连接储能单元62，所述储能单元62的电流输出端与所述副翼螺旋桨60的驱动端电连接，所述储能单元62为动力电池或超级电容，所述蓄电系统6可以与无人机的其他用电设备8电连接，为无人机上的其他用电设备8供电(如图3所示)。作为本实用新型的进一步改进所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括备用储能单元7，所述备用储能单元7与所述发动机3连接，所述备用储能单元7的电输出端与无人机上的其他用电设备8的电输入端连接，以供无人机的其他设备用电，所述备用储能单元7包括动力电池、超级电容。
下面以4个副旋翼螺旋桨为例阐述其另一种实施方式。
实施例2
如图4所示，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元1，发动机2，驱动轴4，主翼螺旋桨5，4个副翼螺旋桨60，所述主翼螺旋桨5为共轴式，其中供能单元1为发动机2提供能量，所述发动机2提供动力给驱动轴3从而驱动主翼螺旋桨5，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机3、蓄电系统(蓄电系统由多个储能单元601组成)，所述供能单元1、发动机2、发电机3、蓄电系统(蓄电系统由多个储能单元601组成)依次连接，所述副翼螺旋桨60的驱动端与所述蓄电系统(蓄电系统由多个储能单元601组成)电连接，所述供能单元1为油动供能或电动供能，供能单元1为发动机2提供能量，带动发电机3，由发电机3给蓄电系统以电能，储能单元601的数量与所述副翼螺旋桨60的数量相同，并与所述副翼螺旋桨60一一对应;还包括供电仲裁单元602，所述储能单元通过供电仲裁单元602与副翼螺旋桨60的驱动端连接，当所述供能单元出现故障或能量耗尽时，所述供电仲裁单元控制所述储能单元为副翼螺旋桨60提供电能。所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括备用储能单元，所述备用储能单元7与所述发电机3连接，所述备用储能单元3的电输出端与无人机上的其他用电设备8的电输入端连接，所述备用储能单元7包括动力电池、超级电容。
需要说明的是，以上所述本实用新型的共轴双旋翼无人机混合动力系统只是以4个副旋翼螺旋桨为例阐述其具体的实施方式，对于4个以上副翼螺旋桨的共轴双旋翼无人机同样适用。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：本实用新型的共轴双旋翼无人机混合动力系统能够保证供能单元能量耗尽或发动机出现故障时，能够继续续航，至少能够保证无人机的安全着落。
对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
双旋翼无人机 篇2：
一种小型共轴双旋翼无人机
第一、技术领域
本实用新型专利涉及无人机领域，具体涉及一种小型共轴双旋翼无人机。
第二、背景技术
无人直升机的典型布局主要有两种，一种是单旋翼带尾桨布局，其中旋翼提供拉力，尾桨操纵机身;另一种是共轴双旋翼布局，依靠两副共轴反转的旋翼提供拉力，同时又操纵无人机的飞行姿态。单旋翼直升机和传统共轴直升机都有尾翼，尾翼增加了飞机的尺寸和质量，也增加了危险性，尾翼一旦损坏，就会危及飞机的飞行安全。
传统共轴直升机为平衡扭矩，采用一台发动机输出动力，经机械传动使上下旋翼转速相同、转向相反，从而达到扭矩平衡的效果;通过操纵机构变总距和周期变距控制共轴直升机的升降、悬停、前飞、后飞、侧飞等动作;通过操纵机构差动变距使上下旋翼扭矩不平衡，从而实现直升机的航向操作。差动变距操纵多用于大型共轴直升机，由于差动变距操纵方式的操纵机构的结构复杂，不便于在微小型共轴双旋翼无人直升机上应用。
第三、发明内容
本实用新型专利的目的是提供一种小型共轴双旋翼无人机，没有尾翼，结构紧凑，尺寸小，重量轻，重心在旋翼轴中心。
为达到上述目的，本实用新型采用的技术方案是：
一种小型共轴双旋翼无人机，主要由起落架、电池箱、动力传动系统、操纵系统、旋翼系统组成;其特征在于：内轴16顶端与上层桨毂18通过销轴相连，上层桨毂18通过上扭力臂A 2和上扭力臂B 3与上层倾斜盘4相连;外轴21顶端与下层桨毂19通过顶丝相连，下层桨毂19通过下扭力臂A 8和下扭力臂B 9与下层倾斜盘10相连;上层倾斜盘4通过上变距拉杆26与上层桨夹1相连，下层倾斜盘10通过下变距拉杆28与下层桨夹7相连;3个舵机相隔120°均匀布置在舵机板上，舵机通过舵机摇臂31和舵机拉杆29控制下层倾斜盘10 的位姿;下层倾斜盘10通过下变距拉杆28，把位姿传递给下层桨夹7和下桨叶20;上层倾斜盘4通过3个倾斜盘连杆27、中扭力臂A 5和中扭力臂B 6与下层倾斜盘10相连。
本实用新型专利的有益效果是：1、机身布局采用竖向布置，没有尾翼，减小了占地面积，其重心保持旋翼轴的中心，增强了无人机飞行过程中的稳定性。2、不同于传统共轴直升机的上下旋翼差动变距或尾翼控制转向，通过控制两个电机的转速差，使扭矩不平衡，从而实现航向操作。3、操纵机构相对简单且重量小，舵机数量少，旋翼轴较短，传动稳定，实现起来容易。4、无人机整体尺寸小，重量轻，结构紧凑，便于携带。
第四、附图说明
下面结合附图和实施例对本实用新型进一步说明。
图1为本实用新型共轴双旋翼无人机布局示意图。
图2为本实用新型操纵机构结构示意图。
图3为本实用新型无人机总体结构示意图。
图4为本实用新型舵机布置示意图。
图5为本实用新型电池箱结构示意图。
图中：1.上层桨夹，2.上扭力臂A，3.上扭力臂B，4.上层倾斜盘，5.中扭力臂A，6.中扭力臂B，7.下层桨夹，8.下扭力臂A，9.下扭力臂B，10.下层倾斜盘，11.舵机，12.舵机板，13.电机齿轮，14.电机支座，15.下电机，16.内轴，17.上桨叶，18.上层桨毂，19.下层桨毂，20.下桨叶，21.外轴，22.倾斜盘导轨，23.外轴齿轮，24.内轴齿轮，25.上电机，26.上变距拉杆，27.倾斜盘连杆，28.下变距拉杆，29.舵机拉杆，30.轴承端盖，31.舵机摇臂，32.齿轮箱，33.电池箱螺栓，34.电池箱，35.电池，36.电调，37.起落架螺栓，38.起落架，39.电机支座螺栓。
第五、具体实施方式
在图2中，两个电机分别布置在旋翼轴两侧，通过直齿轮减速后分别控制内外轴转速。内轴16顶端与上层桨毂18通过销轴相连，上层桨毂18通过上扭力臂A 2和上扭力臂B 3与上层倾斜盘4相连;外轴21顶端与下层桨毂19通过顶丝相连，下层桨毂19通过下扭力臂A8和下扭力臂B 9与下层倾斜盘10相连;上层倾斜盘4通过上变距拉杆26与上层桨夹1相连，下层倾斜盘10通过下变距拉杆28与下层桨夹7相连;3个舵机相隔120°均匀布置在舵机板上，舵机通过舵机摇臂31和舵机拉杆29控制下层倾斜盘10的位姿;下层倾斜盘10通过下变距拉杆28，把位姿传递给下层桨夹7和下桨叶20;上层倾斜盘4通过3个倾斜盘连杆 27、中扭力臂A 5和中扭力臂B 6与下层倾斜盘10相连，保证了上下倾斜盘的位姿一样，将相同的位姿传递给上旋翼，从而实现上下旋翼共同变总距和周期变距操纵。
在图3中，电池箱34布置在操纵系统下方，电池箱34和齿轮箱32通过电池箱螺栓33连接;起落架38布置在电池箱下方，起落架38和电池箱34通过起落架螺栓37连接。整个机身为竖向布置，减小了占地面积，且重心保持在旋翼轴的中心。
在图4中，舵机板和齿轮箱设计为一个整体，加强了结构强度，沿逆时针方向将3个舵机分别编号1～3号。
在图5中，电池箱设计为孔板式结构，起到了轻量化的作用，也方便了电调的安装以及走线的布置。电源配置采用两块电池分别供电，增强了续航时间长，且可以通过调整电池位置来调整重心。
当进行航向操纵时，控制上电机25顺时针转动，通过齿轮传动带动内轴16转动，内轴 16带动上旋翼逆时针转动，同理控制下电机15逆时针转动，带动下旋翼顺时针转动。控制两个电机的转速不一样，旋翼扭矩不平衡，从而实现航向操纵。为了保证总拉力不变，需要控制一个电机转速增加，另一个电机转速降低，上下旋翼总拉力不变，而扭矩不平衡。
当进行总距操纵时，控制1、2、3号舵机同时动作，使倾斜盘上下运动，控制上下旋翼总距增加或减小，从而控制无人机的升降和悬停。
当进行纵向周期变距操纵时，控制1号舵机向上转动，2、3号舵机向下转动，倾斜盘向前倾斜，导致旋翼拉力前倾产生向前的分力使无人机前飞;控制1号舵机向下转动，2、3号舵机向上转动，倾斜盘向后倾斜，导致旋翼拉力后倾产生向后的分力使无人机后飞。
当进行横向周期变距操纵时，控制1号舵机不动作，2号舵机向下转动，3号舵机向上转动，倾斜盘向右倾斜，旋翼拉力右倾产生向右的分力使无人机右飞;控制1号舵机不动作，2 号舵机向上转动，3号舵机向下转动，倾斜盘向左倾斜，旋翼拉力左倾斜产生向左的分力使无人机左飞。
本实用新型提供的小型共轴双旋翼无人机，省去了常规共轴无人机的航向操纵机构和尾翼，使得操纵机构结构紧凑，减小了无人机占地面积。
双旋翼无人机 篇3：
一种共轴双旋翼无人机混合动力系统
第一、技术领域
本发明涉及无人机航空技术领域，尤其涉及一种共轴双旋翼无人机混合动力系统。
第二、背景技术
目前，能够垂直起降的飞行器，最常见的，就是旋翼直升机(简称“直升机”)。直升机主要由机体和升力系统(含主旋翼和尾桨)、动力系统、传动系统三大系统以及机载飞行设备等组成。直升机的主旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴、减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。直升机发动机驱动主旋翼提供升力，把直升机托举在空中，共轴式的结构为两个旋翼上下排列，在同一个轴线上反向旋转，以此抵消旋翼力矩，保持机体平衡，其通过改变各个旋翼的转速来改变升力，进而改变四旋翼飞行器的姿态和位置。每组内的两个旋翼的旋转方向是相反的，以相互抵消单个旋翼旋转所产生的力矩，调节前后左右各组旋翼的转速，就可以调节飞行器的飞行姿态和速度。现有无人机都存在航时短，能效比低的缺点，并且一但供能单元能量耗尽或发动机出现故障时整台机器将面临瘫痪，使无人机空中落下，损坏无人机本体，为此需花费大量的维修费用，严重的致使整架飞机报废。
第三、发明内容
本发明的目的在于提供一种共轴无人机混合动力系统，使其能够在供能单元能量耗尽或发动机出现故障时能够继续飞行，保证无人机的安全着落。
为实现上述发明目的，本发明的提供了一种共轴双旋翼无人机混合动力系统，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元，发动机，驱动轴，主翼螺旋桨，至少4个副翼螺旋桨，所述主翼螺旋桨为共轴式，其中供能单元为发动机提供能量，所述发动机提供动力给驱动轴从而驱动主翼螺旋桨，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机、蓄电系统，所述供能单元、发电机、蓄电系统依次连接，所述副翼螺旋桨的驱动端与所述蓄电系统电连接。
所述供能单元为油动供能或电动供能。
所述蓄电系统与无人机的其他用电设备电连接，为无人机上的其他用电设备供电。
作为本发明的进一步改进，所述蓄电系统包括充电控制单元、储能单元，所述充电控制单元的电输入端连接所述发电机的电输出端，所述充电控制单元的电输出端连接储能单元，所述储能单元的电流输出端与所述副翼螺旋桨驱动端电连接，所述储能单元为动力电池或超级电容。
作为本发明的进一步改进，所述蓄电系统也可以由多个储能单元组成，储能单元的数量与所述副翼螺旋桨的数量相同，并与所述副翼螺旋桨一一对应，所述储能单元包括动力电池、超级电容。
作为本发明的进一步改进，还包括供电仲裁单元，所述储能单元通过供电仲裁单元与副翼螺旋桨连接，当所述供能单元出现故障或能量耗尽时，所述供电仲裁单元控制所述储能单元为副翼螺旋桨提供电能。
作为本发明的进一步改进，还包括备用储能单元，所述备用储能单元与所述发电机连接，所述备用储能单元的电输出端与无人机上的其他用电设备的电输入端连接，所述备用储能单元包括动力电池、超级电容。
本发明还提供了一种无人机，包括上述技术方案所述的共轴双旋翼无人机混合动力系统。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明的共轴双旋翼无人机混合动力系统能够保证供能单元能量耗尽或发动机出现故障时，能够继续续航，至少能够保证无人机的安全着落。
第四、附图说明
图1为本发明的共轴双旋翼无人机混合动力系统的一种实施方式的结构框图;
图2为图1中蓄电系统的结构示意图;
图3为本发明的共轴双旋翼无人机混合动力系统一种实施方式的结构框图;
图4为本发明的共轴双旋翼无人机混合动力系统另一种实施方式的结构框图。
第五、具体实施方式
下面结合附图所示的各实施方式对本发明进行详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
本发明所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元，发动机，驱动轴，主翼螺旋桨，至少4个副翼螺旋桨，所述主翼螺旋桨为共轴式，其中供能单元为发动机提供能量，所述发动机提供动力给驱动轴从而驱动主翼螺旋桨，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机、蓄电系统，所述供能单元、发电机、蓄电系统依次连接，所述副翼螺旋桨的驱动端与所述蓄电系统电连接，下面以4个副旋翼螺旋桨为例阐述其具体的实施方式。
实施例1
如图1所示，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元1，发动机2，驱动轴4，主翼螺旋桨5，4个副翼螺旋桨60，所述主翼螺旋桨5为共轴式，其中供能单元1为发动机2提供能量，所述发动机2提供动力给驱动轴3从而驱动主翼螺旋桨5，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机3、蓄电系统6，所述供能单元1、发动机2、发电机3、蓄电系统6依次连接，所述副翼螺旋桨60的驱动端与所述蓄电系统6电连接。所述供能单元1为油动供能或电动供能，供能单元1为发动机2提供能量，带动发电机3，由发电机3给蓄电系统6以电能，蓄电系统6可以为单一的动力电池或超级电容，作为本发明的进一步改进(如图2所示)所述蓄电系统6包括充电控制单元61、储能单元62，所述充电控制单元61的输入端连接所述发电机3的输出端，所述充电控制单元61的输出端连接储能单元62，所述储能单元62的电流输出端与所述副翼螺旋桨60的驱动端电连接，所述储能单元62为动力电池或超级电容，所述蓄电系统6可以与无人机的其他用电设备8电连接，为无人机上的其他用电设备8供电(如图3所示)。作为本发明的进一步改进所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括备用储能单元7，所述备用储能单元7与所述发动机3连接，所述备用储能单元7的电输出端与无人机上的其他用电设备8的电输入端连接，以供无人机的其他设备用电，所述备用储能单元7包括动力电池、超级电容。
下面以4个副旋翼螺旋桨为例阐述其另一种实施方式。
实施例2
如图4所示，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统包括：供能单元1，发动机2，驱动轴4，主翼螺旋桨5，4个副翼螺旋桨60，所述主翼螺旋桨5为共轴式，其中供能单元1为发动机2提供能量，所述发动机2提供动力给驱动轴3从而驱动主翼螺旋桨5，所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括发电机3、蓄电系统(蓄电系统由多个储能单元601组成)，所述供能单元1、发动机2、发电机3、蓄电系统(蓄电系统由多个储能单元601组成)依次连接，所述副翼螺旋桨60的驱动端与所述蓄电系统(蓄电系统由多个储能单元601组成)电连接，所述供能单元1为油动供能或电动供能，供能单元1为发动机2提供能量，带动发电机3，由发电机3给蓄电系统以电能，储能单元601的数量与所述副翼螺旋桨60的数量相同，并与所述副翼螺旋桨60一一对应;还包括供电仲裁单元602，所述储能单元通过供电仲裁单元602与副翼螺旋桨60的驱动端连接，当所述供能单元出现故障或能量耗尽时，所述供电仲裁单元控制所述储能单元为副翼螺旋桨60提供电能。所述共轴双旋翼无人机混合动力系统还包括备用储能单元，所述备用储能单元7与所述发电机3连接，所述备用储能单元3的电输出端与无人机上的其他用电设备8的电输入端连接，所述备用储能单元7包括动力电池、超级电容。
需要说明的是，以上所述本发明的共轴双旋翼无人机混合动力系统只是以4个副旋翼螺旋桨为例阐述其具体的实施方式，对于4个以上副翼螺旋桨的共轴双旋翼无人机同样适用。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：本发明的共轴双旋翼无人机混合动力系统能够保证供能单元能量耗尽或发动机出现故障时，能够继续续航，至少能够保证无人机的安全着落。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
双旋翼无人机 篇4：
一种双旋翼无人机
第一、技术领域
本实用新型涉及无人机设备领域，特别是指一种双旋翼无人机。
第二、背景技术
传统的无人机一般布置有四个旋翼，通过调节每个旋翼的转速，实现无人机升力的变化，从而控制无人机的姿态和位置。然而，四旋翼需要四台电机分别驱动其旋转，耗电量较大，在现今电池技术无法取得突破性进展的前提下，其续航时间始终无法得到延长。有鉴于此，相关技术人员研发了双旋翼驱动的无人机，然而现有的双旋翼无人机结构复杂，装配十分麻烦。并且，现有的双旋翼无人机旋转的传动效率低下，无法有效的延长续航时间。
第三、发明内容
本实用新型提供一种双旋翼无人机，以克服现有的多旋翼无人机续航时间短且旋翼组件结构复杂、装配麻烦的问题。
本实用新型采用如下技术方案：一种双旋翼无人机，包括有形成无人机外观的壳体，其特征在于：还包括有可拆卸的连接于壳体上的舵机座、舵机座两侧均连接有的旋翼座和固定于舵机座内的两舵机;所述旋翼座包括支撑杆和固定连接于支撑杆末端的转轴，所述支撑杆相对转轴的另一端连接有旋翼，所述转轴末端设有卡环槽，且卡环槽上嵌套有卡环，该卡环外径大于安装孔内径;所述舵机座内的两侧均设有安装孔，所述舵机座内的两舵机的输出轴分别朝向于两安装孔，且两舵机的输出轴均固定连接有齿轮，所述转轴的末端设有齿轮嵌入并啮合的齿轮槽;所述旋翼座的转轴穿过安装孔使齿轮嵌入齿轮槽内，且使齿轮槽内部平面顶住于齿轮的端面之后，卡环槽刚好露出于安装孔相对挡边的另一端外。
作为进一步的改进，所述安装孔内嵌装有若干轴承，安装孔靠壳体外侧一端形成有阻挡轴承的挡边，且各轴承厚度总和与安装孔内长度总和一致。
作为进一步的改进，还包括有固定板，所述舵机座内形成有两个放置舵机的容置腔，舵机座于两容置腔相反方向的外侧面均固定有第一螺柱，该第一螺柱设有螺纹孔，所述固定板同时覆盖两容置腔，且固定板的四边角均设有连接耳，该连接耳设有第一螺丝穿装的通孔，且第一螺丝穿装通孔后与所述第一螺柱的螺纹孔孔螺旋连接。
作为进一步的改进，所述壳体包括上壳体和下壳体，所述下壳体底部设有若干第二连接孔，所述第二连接孔为沉头孔，所述上壳体内设有若干分别对应各第二连接孔的第二螺柱，第二螺柱设有螺纹孔，且各第二螺柱的螺纹孔均螺旋连接有第二螺丝，第二螺丝由下壳体底部向上穿过第二连接孔与所述第二螺柱的螺纹孔螺旋连接。
作为进一步的改进，所述上壳体顶部设有若干第三连接孔，所述舵机座内设有若干分别对应于各第三连接孔的第三螺柱，所述第三螺柱设有螺纹孔，且各第三螺柱的螺纹孔均螺旋连接有第三螺丝，第三螺丝由上壳体内部向上穿过第三连接孔与所述第三螺柱的螺纹孔螺旋连接。
作为进一步的改进，所述上壳体顶的第三连接孔由上壳体顶部的外边面向内凹陷形成第一安装孔，所述舵机座的各第三螺柱分别自上而下的插入于各第一安装孔内。
作为进一步的改进，还包括有底壳，该底壳通过卡扣扣合于脱机座底部，且所述底壳下表面形成有所述第三螺柱穿过的第二安装孔。
作为进一步的改进，还包括有两分别位于壳体两侧的起落架，两起落架上均设有第四连接孔，且两起落架的第四连接孔分别对应于所述下壳体同一侧的第二连接孔，所述第二螺丝自下而上的以此穿过起落架和下壳体后，与上壳体的第二螺柱的螺纹孔螺旋连接至紧固。
作为进一步的改进，所述支撑杆底部向内形成有容线槽，所述转轴末端于所述齿轮槽的外围环形的分布若干穿线槽，所述穿线槽贯穿转轴且连通至所述容线槽。
作为进一步的改进，转轴于末端的环面还形成有让位槽，该让位槽由外而内的贯穿至所述穿线槽。
由上述对本实用新型结构的描述可知，和现有技术相比，本实用新型具有如下优点：本实用新型于舵机座内的两侧通过固定板分别固定两舵机，使两舵机的输出轴反向朝外且输出轴上固定齿轮;舵机座两侧设置安装孔，安装孔内嵌装有轴承，通过将转轴套入安装孔的轴承内的的步骤，可使转轴的齿轮槽与齿轮相契合，即实现转轴和齿轮的传动连接;并且通过将卡环卡住转轴的卡环槽上即可限制旋翼座，完成旋翼座的安装。此旋翼座的连接结构简单，且便于装配。并且采用双旋翼的结构相比现有技术中的多旋翼结构可有效的节省电能，延长无人机的续航里程;同时，嵌装于安装孔内的轴承在减小转轴旋转的摩擦力，提高旋翼座的使用寿命的同时，亦可提高转轴的传动效率，从而可进一步的的提高无人机的续航里程。
第四、附图说明
图1为本实用新型的分解示意图。
图2为本实用新型的立体示意图。
图3为本实用新型的旋翼座旋转后的立体示意图。
图4为旋翼座的结构示意图。
图5为舵机座倒置的结构示意图。
图6为舵机座安装旋翼座后倒置的结构示意图。
图7为旋翼座和舵机连接的示意图。
图8为图7中A向的放大示意图。
图9为旋翼座的转轴穿过安装孔与齿轮连接的侧面剖视图。
图10为上壳体倒置的结构示意图。
图11为下壳体的结构示意图。
第五、具体实施方式
下面参照附图说明本实用新型的具体实施方式。
如附图1至3所示，一种双旋翼无人机，包括有形成无人机外观的壳体1、可拆卸的而连接于壳体1上的舵机座3、舵机座3两侧均连接有的旋翼座2和固定于舵机座3内的两舵机4。
如附图1至4所示，所述旋翼座2包括有环形的防护环24和与防护环24一体成型的支撑杆25以及转轴23，具体的，该旋翼座2可采用注塑工艺一体成型。支撑杆25一端连接于防护环24和转轴23，支撑杆25另一端位于防护环24中心位置，且上方固定有旋转电机22。两旋翼座2上的旋转电机22的输出轴均固定连接旋翼21，且两旋转电机22驱动两旋翼21反向旋转。具体的，旋转电机22可采用螺丝锁固的方式固定于支撑杆25，而旋翼21固定于旋转电机22的固定方式为现有技术，此处不作详细赘述。此两旋翼21旋向相反的结构，可抵消无人机自身的扭转，即意味着无人机可实现零反扭力，从而可保证无人机的俯仰角度完全可控。另外，在航行的过程中所述防护环24可用于防护旋翼21，防止旋翼21受碰撞而损坏。
如附图6至9所示，所述转轴23连接于防护环的一端，且转轴23末端设有卡环槽231。所述舵机座3内的两侧均设有安装孔31，该安装孔31内嵌装有若干轴承42，安装孔31靠壳体1外侧一端形成有阻挡轴承外圈的挡边311。同时各轴承42厚度总和与安装孔31内长度总和一致，即各轴承42均嵌入安装孔31内之后，靠挡边311另一端的安装孔31外的轴承42的端面刚好安装孔31的端面齐平。另外，当旋翼座2的转轴23穿装于各轴承42后，卡环槽231刚好露出于安装孔31相对挡边311的另一端外，并且卡环槽231上嵌套有卡环43，该卡环43外径大于安装孔31的内径。具体的，安装时将转轴23由舵机座3外向内依次的穿装各轴承42后，利用卡环43箍住转轴23，可使转轴23无法再向舵机座3外移动，从而可限制转轴23，使转轴23仅作周向旋转运动。同时轴承42可减小转轴23旋转的摩擦力，提高旋翼座2的使用寿命的同时，亦可提高转轴23的传动效率。
如附图5和6所示，所述舵机座3内形成有两个放置舵机4的容置腔33，舵机座3于两容置腔33相反方向的外侧面均固定有第一螺柱34，该第一螺柱34设有螺纹孔，此螺纹孔螺旋连接有第一螺丝36。舵机座3内还配置有固定板32，该固定板32同时覆盖两容置腔33，且固定板32的四边角均设有连接耳321，该连接耳321设有第一螺丝36穿装的通孔(示图未示)。安装时，在将两舵机4分别放置于两容置腔33内之后，将固定板32的连接耳321的各通孔分别对应于各第一螺柱34的螺纹孔，再将第一螺丝36穿过连接耳321的通孔后，与第一螺柱34的螺纹孔螺旋至紧固，此方式可利用固定板32将舵机4压住并固定于舵机座3的容置腔33内。
如附图6至9所示，所述舵机座3内的两舵机4的输出轴分别朝向于两安装孔31，且两舵机4的输出轴均配置有齿轮41。所述转轴41的末端设有齿轮41适配嵌入的齿轮槽233，具体如附图所示，齿轮槽233环形的分布有齿轮41的各个齿对应嵌入的凹槽。在固定舵机4后，将转轴23穿过安装孔31内的轴承42至转轴23末端的各齿轮槽233分别对应嵌套在齿轮41外，即可实现舵机4和转轴23的传动连接，即实现舵机4驱动旋翼座2转动。同时，将转轴23向安装孔31内穿装至齿轮41顶住于齿轮槽233内部平面，此结构使齿轮41可挡住转轴23，使旋翼座22无法向舵机座3内轴向移动。
如附图7至9所示，所述支撑杆25底部向内形成有容线槽251，所述转轴23末端于所述齿轮槽251的外围环形的分布若干穿线槽232，所述穿线槽22贯穿转轴且连通至所述容线槽251。另外，转轴23于末端的环面还形成有让位槽234，该让位槽234由外而内的贯穿至所述穿线槽22。所述容线槽251还可拆卸的覆盖有密封板26，该密封板26与容线槽251可采用现有技术中塑料件的卡扣配合的连接方式。装配时，所述穿线槽251可用于穿装由舵机座3内引出的电源线27，且电源线27由让位槽234依次的穿过穿线槽232和容线槽251连接至旋转电机22，并且在完成布线后将密封板26盖住于容线槽251的槽口。通过此结构可使旋转电机22与控制器连接的电源线27不会暴露于空气中，即增加无人机的美观程度，又可防止电源线27遭到破坏，并且在齿轮41嵌入齿轮槽233后转轴23和舵机4的间隙较小，让位槽234的结构可便于电源线27穿过穿线槽232。另外，由于舵机4在运行过程中不作360°的旋转，因此不会造成电源线的缠绕现象。
如附图1所示，所述壳体包括上壳体11和下壳体12。所述上壳体11前端还形成有用于放置摄像设备的放置区15，该放置区15上可拆卸的覆盖有形成无人机机头造型的机头盖13，所述机头盖13为透明材质。此结构使无人机在航行过程中可实现航拍作业，并且所述机头盖13可有效的防护摄像设备。
如附图1、2、10和11所示，所述上壳体11顶部设有若干第三连接孔112，所述舵机座3内设有若干分别对应于各第三连接孔112的第三螺柱35，所述第三螺柱35设有螺纹孔，且各第三螺柱35的螺纹孔均螺旋连接有第三螺丝(示图未示)。上壳体11顶的第三连接孔112由上壳体11顶部的外边面向内凹陷形成第一安装孔113，所述舵机座3的各第三螺柱35分别自上而下的插入于各第一安装孔113内。第三螺丝由上壳体11内部向上穿过第三连接孔112与所述第三螺柱23的螺纹孔螺旋连接。
继续附图1、2、10和11所示，所述舵机座3的底部开口还适配连接有底壳6，该底壳6通过卡扣扣合的方式连接于舵机座3的底部，且底壳6下表面形成有所述第三螺柱23穿过的第二安装孔(示图未示)，即底壳6扣合于舵机座3底部之后，第三螺柱35穿过于底壳6且露出于底壳6外。在固定板32将舵机4固定之后，可将底壳6扣合于舵机座3底部，使舵机座3内形成完整的密闭的空间。在底壳6扣合于舵机座3的底部之后，安装舵机座3时，将舵机座3的各第三螺柱35分别对应插入于上壳体11的各第一安装孔113内，在利用第三螺丝由上壳体11底部向上穿过上壳体11的第三连接孔35至与第三螺丝的螺纹孔锁固连接，即可实现舵机座3固定于上壳体11上。
继续参照附图1、2、10和11所示，所述下壳体12底部设有若干第二连接孔121，所述第二连接孔121为沉头孔。所述上壳体11内设有若干分别对应各第二连接孔121的第二螺柱111，第二螺柱111设有螺纹孔，且各第二螺柱的螺纹孔均螺旋连接有第二螺丝(示图未示)，第二螺丝由下壳体12底部向上穿过第二连接孔121与所述第二螺柱111的螺纹孔螺旋连接。壳体1底部的两侧还均配置有起落架5，两起落架5上均设有第四连接孔51，且两起落架5的第四连接孔51分别对应于所述下壳体12同一侧的第二连接孔121。所述第二螺丝自下而上的以此穿过起落架5和下壳体12后，与上壳体11的第二螺柱111的螺纹孔螺旋连接至紧固。另外，所述下壳体12上还设置有用以容纳蓄电池的电池仓16，该电池仓16的仓口朝下且适配连接有电池仓盖14，所述电池仓盖14可通过卡扣扣合连接的方式实现可拆卸的连接于下壳体12底部。
在舵机座3和上壳体11固定连接之后，将起落架5的第四连接孔51、下壳体12的第二连接孔121与上壳体11的各第二螺柱111同时相应的对应;再利用第二螺丝自下而上的依次的穿过第四连接孔51和第二连接孔121与第二螺柱111的螺纹孔螺旋连接至紧固，即可实现上壳体11和下壳体12以及起落架5三者的固定连接。
具体的，本实用新型的安装方式如下：
第一，将舵机4固定通过固定板32固定于舵机座3内;
第二，将各轴承42依次的嵌入于连接孔31内，将旋翼座2的转轴23穿入舵机座3的安装孔31内的轴承42，使转轴23的齿轮槽233嵌套于齿轮41外，并且使齿轮41顶住于齿轮槽233内部平面，之后再将卡环43箍住于转轴23的卡环槽231上;
第三，将底壳6扣合于舵机座3的底部;
第四，将舵机座3与上壳体11固定连接;
第五，将上壳体11、下壳体12和起落架5同时固定连接。
至此，即可实现本实用新型的各主体结构的固定连接。此安装方式可实现两旋翼座2可转动的连接于舵机座3的两侧，且不会脱落。通过舵机4可实现驱动旋翼座2的转动，同时装配于舵机座3内的轴承42可减小旋翼座2转动的摩擦力以提高旋翼座的使用寿命的同时，亦可提高转轴23传动效率，即无形中提高的电池的续航里程。
作为优选，本实用新型以嵌入式芯片作为主控制器;以气压计、三轴陀螺仪、三轴加速度计和三轴磁力计等传感器组成姿态测量系统;以遥控器或无人机地面站与无线电通信模块作为指令系统。所述姿态测量系统和控制器等均装配于预设在壳体内的设备舱内。
为实现无人机的完全可控，必须对无人机的俯仰角、航向角、滚转角和高度进行控制。本实用新型的具体执行方法为：采用沿俯仰轴转动的单自由度自动倾斜器同向同角度转动对无人机的俯仰角进行控制;采用倾斜器反向同角度转动和仅具有挥舞运动而无摆振运动的半刚性可变距旋翼对无人机的航向角进行控制;采用旋翼转速差对无人机的滚转角进行控制;采用旋翼转速等量增减对无人机的高度进行控制。以上四个控制通道均为独立控制，每个控制通道均是对航姿传感器组解算出的实际姿态和指令系统给出的期望姿态进行比较，并做PID随动控制，控制量为四通道PID算法在每个执行机构上输出的控制量的线性叠加。
由上述执行方法可见，本实用新型借鉴了四旋翼无人机控制原理、自动倾斜器周期变距和旋翼挥舞铰设计，最终使四旋翼无人机的优点与双旋翼无人机得以结合，简化了双旋翼无人机的操纵原理，减少了对气动建模的依赖，且同时能获得较高的飞行品质和自动化程度，最终得出一种结构简单、实现性强的双旋翼无人机设计方案，并具有很高的发展潜力。
上述仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的设计构思并不局限于此，凡利用此构思对本实用新型进行非实质性的改动，均应属于侵犯本实用新型保护范围的行为。
双旋翼无人机 篇5：
一种小型共轴双旋翼无人机
第一、技术领域
本发明涉及无人机技术领域，特别是涉及一种小型共轴双旋翼无人机。
第二、背景技术
现今，无人机技术飞速发展，在各个行业和领域得到了广泛的应用。无人机具有稳定飞行，便于携带，飞行范围较大和续航时间适中等特点，满足了很多行业的特殊需求。针对不同的应用场景和应用领域，无人机发展出了很多不同类型，最为广泛应用的有多旋翼无人机、固定翼无人机和共轴无人机。
目前，飞行器的小型化和快速反应飞行，是无人机发展的一个重要方向。在军用和民用领域，普通的无人机在起飞时，大多起飞时间长，存在起飞速度慢、续航里程不足等缺陷，无法满足小型无人机远程点作业。因此，要想实现远程目标点作业，需要经历长时间的起飞升降，远距离往返飞行达到指定地点时间长，需要增加续航里程，这便不利于无人机小型化。在此基础上，相较于多旋翼和固定翼飞行器，共轴双旋翼具有旋翼可折叠的特点，更容易实现小型化目标。
第三、发明内容
本发明的目的是提供一种小型共轴双旋翼无人机，通过优异的结构设计，简化小型共轴无人机的结构，可靠性高，能够满足远程点作业要求。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明提供一种小型共轴双旋翼无人机，包括机体、上旋翼机构、下旋翼机构、电机组模块和舵机模组;所述机体包括机壳和中心轴，所述上旋翼机构、所述下旋翼机构和所述舵机模组依次安装于所述中心轴上;所述电机组模块用于所述上旋翼机构和所述下旋翼机构旋转，且所述上旋翼机构和所述下旋翼机构的旋转方向相反，用于相互抵消转动惯量;所述上旋翼机构定轴转动，所述下旋翼机构与所述舵机模组联动连接，所述舵机模组能够驱动改变所述下旋翼机构的旋转平面，进而使所述下旋翼机构与所述上旋翼机构之间产生夹角，实现变距功能。
可选的，所述机壳为弹形外壳，所述弹形壳体包括弹形头部、弹形中部、弹形下部和弹形底座，所述弹形下部安装于所述弹形底座上。
可选的，所述上旋翼机构包括上旋翼安装座和安装于所述上旋翼安装座顶部的上旋翼桨叶关节，所述上旋翼桨叶关节上铰接一对左旋翼，所述上旋翼安装座通过动力传动组件与所述电机组模块连接。
可选的，所述下旋翼机构包括下旋翼安装座、套装于所述下旋翼安装座顶部的下旋翼框架和一对右旋翼，所述右旋翼通过下旋翼桨叶关节铰接于所述下旋翼框架的两端，所述下旋翼安装座通过动力传动组件与所述电机组模块连接。
可选的，所述电机组模块安装于所述上旋翼机构和所述下旋翼机构之间，包括GPS、与所述GPS信号连接的飞控板、安装于所述中心轴的电机框架以及两个反向安装的电机和，所述GPS固定于所述中心轴顶部，所述电机通过电机盖板固定于所述电机框架上;所述上旋翼安装座底部和所述下旋翼安装座顶部分别安装上旋翼大齿轮和下旋翼大齿轮，两所述电机的输出端分别通过小齿轮与所述上旋翼大齿轮和所述下旋翼大齿轮啮合连接。
可选的，所述下旋翼框架的两侧铰接有框架关节，所述框架关节通过第一球头关节与一鱼眼关节的顶部连接，所述鱼眼关节连接于所述中心轴上，所述鱼眼关节的底部通过第二球头关节与所述舵机模组连接;所述舵机模组通过驱动所述第二球头关节依次联动所述鱼眼关节和所述第一球头关节，使所述下旋翼框架倾斜，实现变距功能。
可选的，所述鱼眼关节包括内轴承套和与所述内轴承套轴承连接的外轴承套，所述第一球头关节连接于所述内轴承套，所述第二球头关节连接于所述外轴承套;所述外轴承套上还安装有斜盘卡座。
可选的，所述下旋翼安装座与所述鱼眼关节之间连接有占位件;所述占位件连接在所述中心轴上。
可选的，所述舵机模组包括舵机、舵机连接架、舵机座和舵机臂;所述舵机座连接于所述中心轴;所述舵机连接架的一端安装所述舵机，另一端固定在所述舵机座上;所述舵机臂紧固在所述舵机的输出轴上;所述舵机的底部连接有舵机安装板，所述舵机安装板上固定有图传;所述舵机座和所述舵机安装板之间支撑有多根支撑铝柱。
可选的，所述弹形底座为圆形底座，所述圆形底座上间隔设置有若干槽片，用于在弹射发射后，进行气流导流，提供升力。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
本发明提出的小型共轴双旋翼无人机，驱动原件少，大大简化了结构，使结构紧凑、纵向尺寸小，提升了可靠性，能够满足远程点作业要求;导弹外形设计可配合无人机弹射器使用，可便携于复杂地形作业;同时，优化的轻量设计，增强了共轴双旋翼无人机的续航能力和机动性能。
第四、附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明小型共轴双旋翼无人机的主视图;
图2是本发明小型共轴双旋翼无人机移除部分的侧视图;
图3是本发明小型共轴双旋翼无人机移除部分的主视图;
图4是本发明小型共轴双旋翼无人机的爆炸立体示意图;
图5是本发明小型共轴双旋翼无人机移除部分的轴测图;
图6是图5中A处的局部放大示意图;
图7是本发明小型共轴双旋翼无人机的下旋翼翼型展开示意图;
图8是本发明小型共轴双旋翼无人机的上旋翼翼型展开示意图;
图9是本发明小型共轴双旋翼无人机的力矩示意图;
图10-1是本发明小型共轴双旋翼无人机的垂直运动操纵示意图;
图10-2是本发明小型共轴双旋翼无人机的纵向运动操纵示意图;
图10-3是本发明小型共轴双旋翼无人机的横向运动操纵示意图;
图10-4是本发明小型共轴双旋翼无人机的航向运动操纵示意图;
其中，附图标记为：101.弹形头部，102.弹形中部，103.弹形底座，104.弹形下部，105.中心轴，110.上旋翼机构，111.左旋翼，112.上旋翼桨叶关节，113.上旋翼安装座，114.上旋翼大齿轮，115.飞控板，120.电机组模块，121.电机，122.电机框架，123.电机盖板，124.GPS，125.小齿轮，126.框架关节，130.下旋翼机构，131.下旋翼大齿轮，132.下旋翼安装座，133.下旋翼框架，134.下旋翼桨叶关节，1351.第一球头关节，1352.第二球头关节，136.占位件，137.内轴承套，138.外轴承套，139.右旋翼，140.舵机模组，141.舵机座，142.舵机，143.舵机臂，144.舵机连接架，145.舵机安装板，146.支撑铝柱，147.图传，148.斜盘卡座，149.电池。
第五、具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例一：
如图1-8所示，本实施例提供一种小型共轴双旋翼无人机，包括：
机体，其中包括弹形头部101，弹形头部101连接在上旋翼安装座113，与其共同旋转;弹形中部102螺栓紧固在电机盖板123上，弹形底座103和舵机安装板145紧固连接，弹形下部104型面连接在舵机座103上。
上旋翼机构110，其中，左旋翼111销轴连接在上旋翼桨叶关节112上，可实现旋转，上旋翼桨叶关节112螺栓连接在上旋翼安装座113，螺栓构成铰链连接，上旋翼大齿轮114螺栓紧固在上旋翼安装座113。
电机组模块120，其中，GPS 124紧固连接在中心轴105顶端，电机121底部孔连接在电机盖板123，电机盖板123固定于电机框架122，电机框架122侧面孔紧固在中心轴105，小齿轮125紧密连接在的电机121的输出轴上。
下旋翼机构130，其中，下旋翼大齿轮131螺栓紧固在下旋翼安装座132上，实现力传递;下旋翼安装座132轴承连接在中心轴105;下旋翼框架133中间设有T形孔，可以连接在下旋翼安装座132上，侧面有空，连接螺栓，可实现下旋翼框架133和下旋翼安装座132连接;占位件136一端连接下旋翼安装座132，一端连接鱼眼关节(即鱼眼轴承)，鱼眼关节连接在中心轴105上;右旋翼139销轴连接在下旋翼桨叶关节134上，可自由转动;下旋翼框架133四个方位的一对角连接有下旋翼桨叶关节134，另一对角连接有框架关节126;框架关节126和第一球头关节1351连接;内轴承套137轴承连接鱼眼轴承的外轴承圈，外轴承圈的外圆周连接轴承，配合连接外轴承套138;内轴承套137连接通过第一球头关节1351连接下旋翼框架133，外轴承套138通过第二球头关节1352连接舵机模组140。
舵机模组140，舵机142螺栓连接在舵机连接架144;舵机连接架144紧固在舵机安装板145上，舵机安装板145上固定有图传147;舵机臂143紧固在舵机142的输出轴上，舵机臂143铰链连接在第二球头关机1352，舵机座141中心连接在中心轴105上，侧面设有孔，螺栓紧固;舵机座141和舵机安装板145中间连接有四根支撑铝柱146;还包括用于给舵机142供电的电池149。
上旋翼机构110和下旋翼机构130旋转方向不同，转动惯量相互抵消;上旋翼机构110为固定式旋转方式，下旋翼机构130可实现变距。舵机142驱动带动第二球头关节1352联动外轴承套138，外轴承套138和内轴承套137实现转定分离;内轴承套137与鱼眼轴承连接在一起，舵机臂143带动外轴承套138、内轴承套137倾斜;内轴承套137倾斜联动第二球头关节1351，下旋翼框架133倾斜，实现变距功能。
本实施例中，如图3所示，弹形底座103为圆形和槽片设计，可在弹射发射后，进行气流导流，提供升力。
本实施例中，电机组模块120中两个电机121反向的布置，电机121驱动小齿轮125，通过上旋翼大齿轮114传动，带动上旋翼机构110旋转，其中上旋翼机构110旋转方向为逆时针;通过下旋翼大齿轮131带动下旋翼机构130旋转，其中下旋翼机构130旋转方向为顺时针;由于上旋翼机构110的桨叶为左旋翼111，下旋翼机构130的桨叶为右旋翼，共同产生升力。上下旋翼机钩旋转方向不同，可维持整个飞行器的转动惯量，使飞行器可实现悬停，避免出现悬停自转。
共轴无人机操纵原理如下：
如图9所示，共轴无人机在空中有六个自由度，即沿X、Y、Z轴的移动和绕X、Y、Z轴的转动，沿X、Y、Z轴的运动分别称为纵向移动、横向移动和垂向移动，绕X、Y、Z轴的转动分别称为横滚、俯仰和偏航。
若要改变无人机飞行状态，需要通过改变其沿X、Y、Z轴方向的3个力和绕X、Y、Z轴的3个力矩来实现。由于无人机的纵向移动与俯仰、横向移动与滚转彼此不独立，所以，其运动有以下4个运动：
1)垂直运动，通过调节上下旋翼的总距增大或减小，从而改变旋翼拉力的大小，操纵无人机升降或悬停;垂直运动操纵如图10-1所示;
2)纵向运动，通过使倾斜盘前后倾斜，改变旋翼纵向倾斜角而改变拉力方向，产生附加纵向力来操纵无人机前进或后退;纵向运动操纵如图10-2所示;
3)横向运动，通过使倾斜盘左右倾斜，改变旋翼横向倾斜角而改变拉力方向，产生附加横侧力来实现;横向运动操纵如图10-3所示;
4)航向运动，通过控制上下旋翼扭矩差来操纵，使无人机的航向改变;航向运动操纵如图10-4所示。
以上4个运动操纵是通过3种操纵来实现的，即总距操纵、周期变距操纵和航向操纵：
(1)总距操纵是改变上、下旋翼的总距从而改变旋翼拉力的大小;
(2)周期变距操纵是使倾斜盘沿不同的方向倾斜，导致旋转的旋翼倾斜，即改变旋翼拉力的方向，使无人机沿该方向移动;
(3)航向操纵是改变上、下旋翼的反扭矩，导致上、下旋翼对共轴无人机立轴构成的力矩不平衡，无人机就会绕立轴转动，从而改变它的航向。
下面结合上述操纵原理对本实施例作具体说明。
舵机142驱动，实现下旋翼机构130旋转平面发生改变，实现与上旋翼机构110之间的角度变化;两个舵机142驱动时，舵机臂143绕舵机轴转动;舵机臂143一端固定在舵机142输出轴，一端铰链连接第二球头关节1352，外轴承套138在飞行时，为固定姿态不旋转，内轴承套137为与下旋翼框架133共同旋转;斜盘卡座148设有长槽孔，螺栓连接在外轴承套138，外轴承套138与内轴承套137共同通过鱼眼轴承连接在中心轴105;舵机142驱动，带动第二球头关节1352和外轴承套138，实现在斜盘卡座148方向的偏移;内轴承套137偏移带动第一球头关节1351，第一球头关节1351另一端连接在下旋翼框架133上的框架关节126;下旋翼框架133与下旋翼安装座132设有孔连接，在下旋翼安装座132带动下旋翼框架133旋转时，下旋翼框架133可发生绕孔偏移，改变下旋翼框架133旋转平面角度;右旋翼139旋转片面角度改变，使下旋翼机构130与上旋翼机构110旋转距改变，实现变距功能。
本实施例的飞行器结构可置于某弹射发射装置中，发射后，左旋翼111和右旋翼139收束在弹形外壳下部，当GPS 124检测反馈位置信息给飞控板115，达到指定地点时，在惯性的作用下桨叶关节转动，右旋翼139和左旋翼111展开，此时电机121驱动，可实现悬停。其中飞控板115设置于弹形底座103内。
需要说明的是，对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内，不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
本发明中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想;同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
