CN104743103A - 一种超微型的燃油无人直升机 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种超微型的燃油无人直升机，通过对直升机的螺旋桨连接结构尤其是主旋翼和尾旋翼进行创新、对燃油无人直升机的发动机动力传递结构进行创新改进，引入离合式动力输出技术和减速差速动力传递结构，能够根据发动机转速动态调整传动比，最大限度的稳定了无人直升机的动力传递过程，同时对发动机进行了涡轮增压结构改进，以保证无人直升机的动力，在提高发动机输出动力的前提下，稳定了发动机的动力传递和螺旋桨的转动过程，为降低燃油无人直升机的体积创造了条件，从而首次创新实现了机身长度在1米以下的超微型的燃油无人直升机，具有广阔的市场实用前景。

Description

一种超微型的燃油无人直升机

技术领域

本发明涉及小型无人直升机技术领域，特别是一种超微型的燃油无人直升机。

背景技术

目前的市面上的燃油无人直升机绝大多数长度都超过一米,体积过大不易携带,排量都在5CC以上,费油飞行成本高，螺旋桨采用传统方式连接，旋转时杀伤力太大,操控者稍不注意就会有致命的危险！还有现有的无人直升机没有对发动机采用离合式动力输出技术，且发动机的动力传递性能较差，没有采用合理的减速差速装置稳定动力传递，使得现有无人直升机的飞行稳定性较差，要获得高的稳定性只有通过增加直升机的体积来实现，这反而会造成如前所述飞行成本高、不易携带等严重缺陷，限制了无人直升机的应用。

发明内容

本发明基于上述现有技术问题，提出一种超微型的燃油无人直升机，通过对直升机的螺旋桨连接结构尤其是主旋翼和尾旋翼进行创新、对燃油无人直升机的发动机动力传递结构进行创新改进，引入离合式动力输出技术和减速差速动力传递结构，能够根据发动机转速动态调整传动比，最大限度的稳定无人直升机的动力传递过程、同时对发动机进行了涡轮增压结构改进，以保证无人直升机的动力，在提高发动机输出动力的前提下，稳定了发动机的动力传递和螺旋桨的转动过程，为降低燃油无人直升机的体积创造了条件，从而首次创新实现了机身长度在1米以下的超微型的燃油无人直升机，具有广阔的市场实用前景。

本发明解决上述技术问题所采取的技术方案如下：

一种超微型燃油无人直升机，包括主旋翼系统1、动力离合输出系统2、尾旋翼系统3、动力传递系统4、尾翼连杆5、机身6、起落支架7和桨叶8，所述机身6的底部连接所述起落支架7，所述动力离合输出系统2和动力传递系统4设置于所述机身6内，所述动力传递系统4连接于所述动力离合输出系统2，所述尾旋翼系统3和主旋翼系统1连接于所述动力传递系统4，所述主旋翼系统1设置于机身上方，所述尾旋翼系统3通过尾翼连杆5连接于机身尾部，所述主旋翼系统1和尾旋翼系统3上连接有桨叶8；

所述主旋翼系统1包括金属旋翼头制动器10、左旋翼夹座11、右旋翼夹座12、旋翼固定中心座13、连杆14、十字盘15、支撑盘16和主轴17，所述旋翼固定中心座13包括套筒132、设置于套筒内的横轴131、连接于套筒底侧面的底座133，所述底座133中部开设有供主轴17穿过的通孔，所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12结构一样，均包括固定座121和摇臂123，所述摇臂123自固定座121侧壁向外突出设置，所述固定座121沿轴向开设有贯穿的螺钉孔，所述固定座的外端开设有夹槽122，所述夹槽122用于安装桨叶8；所述左旋翼夹座11的固定座通过垫片和固定螺丝固定连接于所述横轴131的左端，并在横轴131和固定座之间设置有横轴垫圈134和横轴铝套135，所述右旋翼夹座12的固定座通过垫片和固定螺丝固定连接于所述横轴131的右端，并在横轴131和固定座之间设置有横轴垫圈134和横轴铝套135，且所述左旋翼夹座11上的摇臂和右旋翼夹座12上的摇臂分别处于旋翼固定中心座13的套筒132的两侧；所述摇臂通过所述连杆14连接于所述十字盘15，所述十字盘15设置于所述支撑盘16上，所述十字盘15的中央设置有万向轮152，所述万向轮152上开设有中心孔，所述支撑盘16连接于机身，所述主轴17穿过所述支撑盘16和万向轮的中心孔后固定连接于所述旋翼固定中心座13的底座133通孔内；所述金属旋翼头制动器10设置于所述旋翼固定中心座13的套筒132上；

所述尾旋翼系统3包括尾旋翼左夹座31、尾旋翼右夹座32、尾控制组33、尾旋翼控制组件34和尾动力传递系统35，所述尾旋翼左夹座31包括第一固定座317，所述第一固定座317的中部开设有连接通孔，所述第一固定座317的左端开设有第一夹槽311，所述第一夹槽311用于安装桨叶8，所述第一固定座317的上侧向外一体突出形成有第一摇臂312，所述第一摇臂312的中央开设有螺钉孔，所述第一固定座317的左右侧向外突出形成有控制凸棱；所述尾旋翼右夹座32包括第二固定座325和连接座321，所述连接座321上沿径向开设有尾轴穿孔，所述第二固定座325的一端连接所述连接座321，所述第二固定座325的另一端开设有第二夹槽322，所述第二夹槽322用于安装桨叶8，所述第二固定座325的下侧向外一体突出形成有第二摇臂323，所述第二摇臂323的中央开设有螺钉孔，所述第二固定座325的左右侧向外突出形成有控制凸棱，所述连接座321上开设有螺纹连接孔，通过螺丝穿过第一固定座317的连接通孔并螺纹连接于连接座321上的螺纹连接孔内而将所述尾旋翼左夹座31固定连接于所述尾旋翼右夹座32，并使所述第一摇臂312和第二摇臂323处于上下两侧；所述尾控制组33包括轴承座铝衬垫331、第一尾控制连杆头332、第二尾控制连杆头、轴承套座336、尾轴滑套337和若干螺丝，所述第一尾控制连杆头332的一端通过螺丝固定连接于轴承座铝衬垫331的上端，所述第一尾控制连杆头332的另一端通过螺丝固定连接于第一摇臂312的螺钉孔，所述第二尾控制连杆头332的一端通过螺丝固定连接于轴承座铝衬垫331的下端，所述第二尾控制连杆头332的另一端通过螺丝连接于第二摇臂323的螺钉孔；所述轴承座铝衬垫331的中央开设有贯穿孔，所述轴承套座336和尾轴滑套337中央均开设有轴孔，所述尾轴滑套337穿过所述轴承套座336后连接于所述轴承座铝衬垫331上；所述尾动力传递系统35包括尾动力传递轴、尾轴351、套筒支座352、横向旋翼齿轮353和纵向旋翼齿轮354，所述尾动力传递轴穿过套筒支座352后连接于横向旋翼齿轮353，所述纵向旋翼齿轮354垂直啮合于所述横向旋翼齿轮353上，所述尾轴351的一端固定连接于所述纵向旋翼齿轮354上，所述尾轴351的另一端依次穿过所述尾轴滑套337、轴承座铝衬垫331的中央贯穿孔后固定连接于所述尾旋翼右夹座32的连接座321上开设的尾轴穿孔内；所述尾旋翼控制组件34包括工字臂341、调控臂342、连接座343和若干螺丝344，所述调控臂342一体连接于工字臂341的底部，所述连接座343通过螺丝344连接于所述工字臂341一侧的上下支臂之间，所述工字臂341另一侧的上下支臂通过螺丝344连接于所述轴承套座336；

所述动力离合输出系统2包括离合器组件20，所述离合器组件20包括第一传动轴29、第二传动轴21、第一齿轮组22、第二齿轮组23、甩块24、弹性件25、甩块座26、过载保护装置27和减速齿轮28，所述第一齿轮组22安装于第一传动轴29上，并包括同轴的第一大齿轮221和第一小齿轮222，所述第二齿轮组23安装于所述第二传动轴21上，并包括同轴的第二大齿轮231和第二小齿轮232,所述第一大齿轮221与所述第二小齿轮232啮合，所述第一小齿轮222与所述第二大齿轮231啮合，所述减速齿轮28安装于所述第一传动轴29上并与发动机单元900的动力输出轴啮合连接；所述第二小齿轮232的侧面沿第二传动轴21形成有圆柱腔，所述圆柱腔内设置有甩块座26，所述甩块座26上通过弹性件25弹性连接有所述甩块24，当第二传动轴21低速转动时，所述甩块26贴合于所述甩块座26上并随第二传动轴21一起转动，当第二传动轴21的转速升到一定程度时，所述甩块26开始脱离甩块座26并抵顶摩擦于所述圆柱腔的内壁；所述过载保护装置27设置于所述第一传动轴29上；

所述动力传递系统4包括太阳轮输入轴41、固定齿圈43、行星轮42、行星轮轴44、行星架45、输入齿轮47、上旋翼齿轮组件49、下旋翼齿轮组件48和尾旋翼输出齿轮组件46，所述太阳轮输入轴41为渐开线斜齿轮轴，所述行星架45的一侧设有台肩主轴，台肩主轴的腰部上设有花键，所述行星架45的另一侧连接有三根行星轮轴44，所述固定齿圈43具有圆环结构，并在圆环内表面设置有内环齿，所述内环齿为渐开线斜齿，所述行星轮42对应于三根行星轮轴44包括有三个，结构相同且为渐开线斜齿轮，由所述太阳轮输入轴41、固定齿圈43、行星轮42、行星轮轴44和行星架45组成2K-H斜齿行星轮系，所述行星架45、固定齿圈43、太阳轮输入轴41水平设置且中心轴线重合，行星架45一侧的台肩主轴连接于输入齿轮47，行星架45另一侧的三根行星轮轴44通过轴承连接于三个行星轮42，所述行星轮42的渐开线斜齿内啮合于固定齿圈43的内环齿上，所述太阳轮输入轴41的渐开线斜齿外啮合于三个行星轮42的渐开线斜齿上，所述上旋翼齿轮组件49包括上旋翼齿轮盘491和上旋翼齿轮轴492，所述上旋翼齿轮盘491为圆盘结构且在下端面外周边上设有螺旋锥齿，所述上旋翼齿轮轴492连接于上旋翼齿轮盘491的中央并设有轴向通孔，所述下旋翼齿轮组件48包括下旋翼齿轮盘481和下旋翼齿轮轴482，所述下旋翼齿轮盘481为圆盘结构且在上端面外周边上设有螺旋锥齿，所述下旋翼齿轮轴482连接于下旋翼齿轮盘481的中央并伸入所述上旋翼齿轮轴492的轴向通孔，所述输入齿轮47和尾旋翼输出齿轮组件46均为螺旋锥齿轴，所述输入齿轮47的螺旋锥齿上齿面正交啮合于上旋翼齿轮盘491的螺旋锥齿上，所述输入齿轮47的螺旋锥齿下齿面正交啮合于下旋翼齿轮盘481的螺旋锥齿上，所述尾旋翼输出齿轮组件46的螺旋锥齿下齿面正交啮合于下旋翼齿轮盘481的螺旋锥齿上，所述太阳轮输入轴41连接于动力传递系统4中的第二传动轴21，所述主旋翼系统1的主轴17通过花键连接于所述下旋翼齿轮轴482或所述上旋翼齿轮轴492，所述尾旋翼输出齿轮组件46与尾旋翼系统3中的尾动力传递轴连接；

所述发动机单元900包括发动机本体910、压气机920、涡轮机930、废气放气装置940和旁通管路914，所述压气机920连接于发动机本体910的进气管912，所述涡轮机930连接于发动机本体910的排气管913并与压气机920同轴，所述旁通管路914与排气管913连通且旁通管路914与排气管913的连通之处分别位于涡轮机930的上游和下游，所述废气放气装置940连接于所述发动机本体910的进气管912和旁通管路914之间，所述废气放气装置940包括压力传感器941、电控单元942、真空电磁阀943、真空泵944、放气驱动器945和放气阀946，所述压力传感器941设置于所述压气机920下游处的发动机本体910进气管内，并连接于所述电控单元942，所述电控单元连接于所述真空电磁阀943，所述真空电磁阀943具有一个阀出口947和一个阀进口948，所述真空泵944的进气口与所述阀出口947相连通，所述放气驱动器945包括一个控制端949和一个操作端950，所述控制端949与真空电磁阀943的阀进口948相通，所述放气阀946设置于所述旁通管路914上，且与放气驱动器945的操作端950连接。

进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述主旋翼系统1中的连杆14包括杆体141、轴承143、固定螺丝145和铝套146，所述杆体141的顶端设置有上连接座144，所述杆体的底端设置有下连接座142，所述上连接座144和下连接座142的中部开设有通孔，所述摇臂上设有螺纹孔，所述固定螺丝145穿过轴承143、上连接座144中部通孔、铝套146后螺纹连接于摇臂的螺纹孔内，所述十字盘15具有圆环状结构，在圆环中央设置有所述万向轮152，所述主轴17滑动穿过所述万向轮152上开设的中心孔，所述十字盘15的外周设置有连接凸耳，所述连接凸耳上连接有活动球头151，所述活动球头151处于所述下连接座142的通孔内以将所述连杆14活动连接于所述十字盘15上。

进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述动力离合输出系统2中的弹性件25包括紧定螺丝251、弹簧252和顶珠253，所述甩块座26上设有螺纹槽261，所述紧定螺丝251与螺纹槽261配合连接，所述弹簧252的一端套设在所述紧定螺丝251的端部，所述弹簧的另一端连接于所述顶珠253，所述顶珠253连接于所述甩块24。

进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述第二小齿轮232的圆柱腔内设有两个挡销233，所述第二传动轴21上套设有单向轴承211，所述单向轴承211处于所述第二大齿轮231与第二小齿轮232之间；所述过载保护装置27设置于所述减速齿轮28的前方。

进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述动力传递系统4中，在所述固定齿圈43的圆环外壁上设有轴肩，在轴肩上沿周向均布若干个键槽431，通过所述键槽431将固定齿圈43固定连接在机身壳体上；所述行星轮42的中央内孔上设有定位隔板421，所述行星轮42通过定位隔板421两侧的轴承套设在行星轮轴44上，并通过锁紧螺钉轴向固定。

进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述发动机单元900中放气驱动器945的控制端949为一个膜盒式驱动器，操作端950为一个传动杆。

进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述机身6的长度为760mm、高度为225mm、宽度为110mm，燃油无人直升机的整体长度在1米以内。

通过本发明的技术方案至少能够达到以下技术效果：

1)本发明对燃油无人直升机整体结构从多方面进行创新改进，综合考虑主旋翼和尾旋翼结构、发动机动力问题及其动力传递问题，使得所提供了燃油无人直升机满足了小体积稳定运行的条件，首次创新实现了机身长度在1米以下的超微型高性能的燃油无人直升机，具有广阔的市场实用前景。

2)、本发明所述的离合式动力输出技术不但能够广泛推广于无人直升机领域，而且可同时适用于多个其他动力技术领域，本发明首创的无人机涡轮增压结构能够大幅提升现有无人机的动力，具有较强的推广使用价值。

3)、本发明克服了现有燃油直升机普遍存在的笨重、操控难、危险性大、飞行成本高等缺点，它既能实现普通的巡航飞行,也可以进行特技花式飞行,轻便,小巧,灵活,续航时间长且可以油电互改！成为全世界最小的燃油直升机，填补了1米以下小体积燃油无人直升机的技术空白。

附图说明

附图1为本发明所述燃油无人直升机的整体结构示意图；

附图2(a)为本发明所述燃油无人直升机中的主旋翼系统的整体组装结构示意图；

附图2(b)为附图2(a)所示主旋翼系统中左右旋翼夹座与旋翼固定中心座间的安装结构示意图；

附图2(c)为附图2(a)所示主旋翼系统中旋翼固定中心座与十字盘间的安装结构示意图；

附图3(a)为本发明所述燃油无人直升机中尾旋翼系统的拆分结构示意图；

附图3(b)为附图3(a)所示尾旋翼系统的组装结构示意图；

附图4(a)为本发明所述燃油无人直升机中动力离合输出系统的整体安装结构示意图；

附图4(b)为附图4(a)所示动力离合输出系统中离合器组件的整体结构示意图；

附图4(c)为附图4(b)所示离合器组件的拆分结构示意图；

附图4(d)为所述离合器组件中甩块处于甩开和闭合两种情况下的结构示意图；

附图5(a)为本发明所述燃油无人直升机中动力传递系统的整体结构示意图；

附图5(b)为附图5(a)所示动力传递系统的截面结构示意图；

附图6为本发明所述燃油无人直升机的发动机单元中的涡轮增压结构示意图；

图中各附图标记的含义如下：

1-主旋翼系统，2-动力离合输出系统，3-尾旋翼系统，4-动力传递系统，5-尾翼连杆，6-机身，7-起落支架，8-桨叶；

10-金属旋翼头制动器，11-左旋翼夹座，12-右旋翼夹座，13-旋翼固定中心座，14-连杆，15-十字盘，16-支撑盘，17-主轴；121-固定座，122-夹槽，123-摇臂，124-垫片，125-固定螺丝；131-横轴，132-套筒，133-底座，134-横轴垫圈，135-横轴铝套；141-杆体，142-下连接座，143-轴承，144-上连接座,145-固定螺丝，146-铝套；151-活动球头，152-万向轮；161-固定杆，162-连接凸耳；

20-离合器组件，21-第二传动轴，22-第一齿轮组，221-第一大齿轮，222-第一小齿轮，23-第二齿轮组，231-第二大齿轮，232-第二小齿轮，233-挡销，24-甩块，25-弹性件，251-紧定螺丝，252-弹簧，253-顶珠，26-甩块座，261-螺纹槽，27-过载保护装置，28-减速齿轮，29-第一传动轴，900-发动机单元；

31-尾旋翼左夹座，312-摇臂，311-夹槽，313-轴承，314-垫片，315-螺丝，316-轴承，317-固定座；32-尾旋翼右夹座，321-连接座，322-夹槽，324-止泻螺丝，325-固定座；33-尾控制组，331-轴承座铝衬垫，332-尾控制连杆头，333-连杆头铜套，334-十字螺丝，335-轴承，336-轴承套座，337-尾轴滑套；34-尾旋翼控制组件，341-工字臂，342-调控臂，343-连接座，344-螺丝，345-轴承；35-尾动力传递系统，351-尾轴，352-套筒支座，353-横向旋翼齿轮，354-纵向旋翼齿轮；

41-太阳轮输入轴，42-行星轮，421-定位隔板，43-固定齿圈，431-键槽，44-行星轮轴，45-行星架，46-尾旋翼输出齿轮组件，47-输入齿轮，471-套筒，48-下旋翼齿轮组件，481-下旋翼齿轮盘，482-下旋翼齿轮轴，49-上旋翼齿轮组件，491-上旋翼齿轮盘，492-上旋翼齿轮轴；

910-发动机本体，912-进气管，913-排气管，914-旁通管路，920-压气机，930-涡轮机，940-废气放气装置，941-压力传感器，942-电控单元，943-真空电磁阀，947-阀出口，948-阀进口，944-真空泵，945-放气驱动器，949-控制端，950-操作端，946-放气阀。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的技术方案进行详细的描述，以使本领域技术人员能够更加清楚的理解本发明，但并不因此限制本发明的保护范围。

本发明所述的超微型燃油无人直升机整体结构如附图1所示的，包括主旋翼系统1、动力离合输出系统2、尾旋翼系统3、动力传递系统4、尾翼连杆5、机身6、起落支架7和桨叶8，所述机身6的底部连接起落支架7，所述动力离合输出系统2和动力传递系统4设置于所述机身6内，且动力离合输出系统2作为整个燃油无人直升机的动力单元，将燃油的化学能转化为动能，为直升机的飞行提供动力输出，所述动力传递系统4连接于所述动力离合输出系统2，用于将动力离合输出系统2提供的动力分配传递给尾旋翼系统3和主旋翼系统1，即所述动力传递系统4连接于所述尾旋翼系统3和主旋翼系统1，为其传递运转动力，具体的所述尾旋翼系统3设置于机尾并通过尾翼连杆5连接于动力传递系统4，在尾翼连杆5内设置有动力传动轴，所述主旋翼系统1设置于机身上方并连接于所述动力传递系统4的动力传递轴，在所述主旋翼系统1和尾旋翼系统3上连接有桨叶。所述燃油无人直升机工作时，由动力离合输出系统2将燃油的化学能转化为动能并提供至动力传递系统4，通过动力传递系统4将转动动力传递给主旋翼系统1和尾旋翼系统3，从而带动主旋翼系统1和尾旋翼系统3上的桨叶旋转，借助空气动力摩擦作用为直升机提供飞行动力，使得无人直升机可自由飞行。本发明通过为直升机所包括的上述主旋翼系统1、动力离合输出系统2、尾旋翼系统3、动力传递系统4、发动机单元同时进行创新改进，共同构成本发明的发明创新点，使得所述直升机的主旋翼系统1和尾旋翼系统3具有稳定的旋转运行性能，同时在提高动力离合输出系统2输出动力的前提下，通过创新动力传递系统4的动力传动比，大大稳定了直升机的动力分配，使得所提供了燃油无人直升机满足了小体积稳定运行的条件，首次创新实现了机身长度在1米以下的超微型的燃油无人直升机，下面分别对本发明进行独创的主旋翼系统1、动力离合输出系统2、尾旋翼系统3、动力传递系统4和发动机单元的具体创新结构进行详细的描述。

附图2(a)-2(c)具体给出主旋翼系统1的组成结构，如图所示的，所述主旋翼系统1包括金属旋翼头制动器10、左旋翼夹座11、右旋翼夹座12、旋翼固定中心座13、连杆14、十字盘15、支撑盘16和主轴17，所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12固定连接于所述旋翼固定中心座13的左右两端，在所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12上固定连接有桨叶8。所述主轴17固定连接于所述旋翼固定中心座13，并能够带动旋翼固定中心座13进行转动，所述金属旋翼头制动器10设置于所述旋翼固定中心座13上，用于对连接于旋翼固定中心座13的主轴17的转动进行制动控制，所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12通过所述连杆14分别连接于所述十字盘15，所述十字盘15的中间设置有万向轮152，万向轮152的中心孔与主轴17滑动连接，所述十字盘15固定设置于所述支撑盘16上，所述支撑盘的外周通过凸耳和连杆连接于机身，所述主轴17穿过所述支撑盘16和十字盘15后固定连接于所述旋翼固定中心座13。具体的，所述旋翼固定中心座13包括圆柱形的套筒132、设置于所述套筒132内的横轴131、固定连接于所述套筒底侧面的底座133，所述底座133中部开设有供主轴17穿过的通孔。所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12的结构一样，均包括固定座121和一体连接于固定座121上的摇臂123，所述的摇臂123自固定座121的侧壁向外突出设置，所述固定座121的中央开设有螺钉孔，固定座的外端开设有夹槽122，所述夹槽122用于安装桨叶8。所述固定座121通过垫片124和固定螺丝125固定连接于所述横轴131上，并在所述横轴131和固定座121之间设置有横轴垫圈134和横轴铝套135，所述横轴垫圈134和横轴铝套135套设于所述横轴131上，所述横轴的前端伸入所述固定座121中央的螺钉孔后，通过固定螺丝125将固定座121连接于横轴上，所述固定座121内装有三颗轴承，两颗普通的深沟球轴承和一颗平面轴承，通过三颗轴承的配合，限定左右旋翼夹座两个轴向的运动，使得其相对于横轴只可转动运动。所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12在所述旋翼固定中心座13上的固定连接方式对称一致。且所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12固定连接于所述旋翼固定中心座13上时，左旋翼夹座11上的摇臂和右旋翼夹座12上的摇臂分别处于旋翼固定中心座13的套筒132的两侧，对应于每侧的摇臂包括有两根所述的连杆14，每根连杆14连接于一个摇臂上，所述连杆14包括杆体141、轴承143、固定螺丝145和铝套146，在杆体141的顶端设置有上连接座144，在杆体的底端设置有下连接座142，所述上连接座144和下连接座142的中部均开设有通孔，所述摇臂上设有螺纹孔，每根连杆14通过螺丝固定连接于一个摇臂上，具体的所述固定螺丝145穿过轴承143、上连接座144中部通孔、铝套146后螺纹连接于所述摇臂的螺纹孔内，所述轴承143包括两个，分别设置于所述固定螺丝145和上连接座144中部通孔内壁之间以及所述固定螺丝145和摇臂螺纹孔内壁之间，保证所述连杆14连接于所述摇臂后可进行自由转动。所述十字盘十字盘15具有圆环状结构，在圆环中央设置有万向轮152，所述万向轮152上开设有中心孔，所述主轴穿过所述中心孔并与其滑动连接，所述十字盘15的外周设置有连接凸耳，所述连接凸耳上连接有活动球头151，所述活动球头151处于所述连杆14下连接座142上的通孔内，从而所述连杆14通过活动球头151活动连接于所述十字盘15上。所述十字盘15固定设置于所述支撑盘16上，所述支撑盘的外周通过连接凸耳连接于机身。所述主轴17穿过所述支撑盘和十字盘后连接于旋翼固定中心座13，且所述主轴17可在十字盘的万向轮152内进行摆动和上下滑动，这样通过改变十字盘的角度，即可带动左右旋翼夹座改变不同的角度，获得不同大小、不同区域面的升力，从而控制飞机获得不同的飞行轨迹。

附图3(a)-3(b)具体给出尾旋翼系统3的组成结构，如图所示的，所述尾旋翼系统3包括尾旋翼左夹座31、尾旋翼右夹座32、尾控制组33、尾旋翼控制组件34和尾动力传递系统35。所述尾旋翼左夹座31包括固定座317、轴承313、316、垫片314和螺丝315，所述固定座317的中部开设有连接通孔，所述固定座317的一端螺纹连接于尾旋翼右夹座32，所述固定座317的另一端开设有夹槽311，所述夹槽311内夹设桨叶，所述固定座317的上侧一体突出形成有摇臂312，所述摇臂312中央开设有螺钉孔，所述固定座317的左右侧向外突出形成有控制凸棱。所述尾旋翼右夹座32包括固定座325、连接座321和止泻螺丝324，所述固定座325的一端连接所述连接座321，所述固定座325的另一端开设有夹槽322，所述夹槽322内夹设桨叶8，所述固定座325的下侧一体突出形成有摇臂323，所述摇臂323中央开设有螺钉孔，所述固定座325的左右侧向外突出形成有控制凸棱，所述连接座321和固定座325的中央开设有贯穿连接孔，所述尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32通过螺栓固定连接在一起，具体的螺丝315自尾旋翼左夹座31的一端依次穿过垫片314、轴承313后从尾旋翼左夹座31的夹槽内穿过固定座317的中心孔后螺纹连接于尾旋翼右夹座32的连接座321上，且在尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32之间设置有轴承316，且所述轴承313处于螺丝315和尾旋翼左夹座31内壁之间，所述尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32之连接在一起时保证其摇臂处于上下侧，即尾旋翼左夹座31的摇臂位于上侧，尾旋翼右夹座32的摇臂位于下侧，在所述连接座321上沿径向开设有尾轴穿孔。所述尾控制组33包括轴承座铝衬垫331、尾控制连杆头332、连杆头铜套333、十字螺丝334、轴承335、轴承套座336和尾轴滑套337，所述尾控制组33连接于所述尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32上的摇臂上，对应于两个摇臂，包括两个所述尾控制连杆头332，所述尾控制连杆头332的两端均开设有螺孔，其中一个尾控制连杆头332的一端通过连杆头铜套333和十字螺丝334固定连接于轴承座铝衬垫331的上端，所述尾控制连杆头332的另一端借助十字螺丝334连接于所述尾旋翼左夹座31的摇臂312上，另一个尾控制连杆头332的一端通过连杆头铜套333和十字螺丝334固定连接于轴承座铝衬垫331的下端，所述尾控制连杆头332的另一端借助十字螺丝334连接于所述尾旋翼右夹座32的摇臂323上，这样轴承座铝衬垫331通过尾控制连杆头332连接于尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32上的摇臂上。在所述轴承座铝衬垫331的中央开设有贯穿孔，所述轴承套座336和尾轴滑套337中央均开设有轴孔，所述轴承套座336紧贴轴承座铝衬垫331设置。所述尾轴滑套337穿过所述轴承335和轴承套座336后螺牙顺时针锁紧在轴承座铝衬垫331上，即所述轴承335处于轴承套座336内壁和尾轴滑套337外壁之间，所述尾动力传递系统35中的尾轴351穿过所述尾轴滑套337和轴承座铝衬垫331的中央贯穿孔后固定连接于所述尾旋翼右夹座32的连接座321上开设的尾轴穿孔内。所述尾动力传递系统35包括尾动力传递轴、尾轴351、套筒支座352、横向旋翼齿轮353和纵向旋翼齿轮354；其中尾动力传递轴穿过套筒支座352后连接于横向旋翼齿轮353，所述纵向旋翼齿轮354垂直的啮合与所述横向旋翼齿轮353上，所述尾轴351的一端固定连接于所述纵向旋翼齿轮354上，所述尾轴351的另一端依次穿过尾轴滑套337、轴承335、轴承套座336、轴承335、轴承座铝衬垫331的中央贯穿孔后固定连接于所述尾旋翼右夹座32的连接座321上开设的尾轴穿孔内，来自动力传递系统的动力轴连接于所述尾动力传递轴，并将其旋转动力传递给尾动力传递轴，由尾动力传递轴带动横向旋翼齿轮353旋转，进而通过齿轮啮合作用带动纵向旋翼齿轮354旋转，由纵向旋翼齿轮354将旋转动力传递至尾轴351，通过尾轴351带动尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32旋转。所述尾旋翼控制组件34包括工字臂341、调控臂342、连接座343、若干螺丝344和轴承345；所述调控臂342一体连接于工字臂341的底部，且与工字臂341所在面垂直，所述连接座343通过螺丝344和轴承345连接于所述工字臂341一侧的上下支臂之间并低接于所述尾旋翼左夹座31的控制凸棱，所述工字臂341另一侧的上下支臂通过螺丝344和轴承345连接于所述轴承套座336，所述调控臂342用于进行摆动控制。整个尾旋翼系统3组装在一起如附图3(b)所示，来自动力传递系统的动力传递给尾轴后带动尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32转动，进而带动安装于尾旋翼左右夹座上的桨叶转动，同时尾伺服器的运动通过拉杆传递到尾旋翼控制组件的调控臂342上，尾旋翼控制组件与尾控制组转动相连，进而通过尾旋翼控制组件的摆动控制尾旋翼左右夹座摆动，将尾伺服动作传递到尾旋翼夹座上，以此改变尾旋翼夹座上固定的桨叶摆动角度。由于尾旋翼控制组件与尾控制组中轴承套座的连接呈对称的两点，改善受力状况，不会有单推那样单向受力，增加铜套的阻力，容易磨损铜套的缺陷。

附图4(a)-4(d)具体给出动力离合输出系统2的组成结构，如图所示的，所述动力离合输出系统2作为整个燃油无人直升机的动力输出单元，为直升机的飞行提供动力输出，具体的所述动力离合输出系统2包括离合器组件20，所述发动机单元900的动力输出轴连接于所述离合器组件20，所述离合器组件20包括第一传动轴29、第二传动轴21、第一齿轮组22、第二齿轮组23、甩块24、弹性件25、甩块座26、过载保护装置27和减速齿轮28，第一齿轮组22安装于第一传动轴29上，并包括第一大齿轮221和第一小齿轮222，这两齿轮同轴，所述第二齿轮组23安装于所述第二传动轴21上，第二齿轮组23包括第二大齿轮231以及第二小齿轮232,且第一大齿轮221与第二小齿轮232啮合，第一小齿轮222与第二大齿轮231啮合，所述第一传动轴29上还安装有减速齿轮28，所述减速齿轮28与所述第一齿轮组22同轴，且所述减速齿轮28与发动机单元900的动力输出轴齿轮啮合连接，用于将发动机单元输出的动力传递至离合器组件2，这样在发动机单元的动力输出轴转动时，其转动动力通过减速齿轮28传递至第一传动轴，带动其上的第一齿轮组22转动，第一齿轮组22的转动通过齿轮啮合作用传递给第二齿轮组23，从而由第二齿轮组23带动第二传动轴21进行转动，达到将发动机单元的输出动力通过第二传动轴传动输出的目的。进一步的在离合器组件2的壳体内还设有一个在低速转动时贴合第二传动轴21上且在高速转动时一端可抵顶摩擦第二小齿轮232、另一端连接第二传动轴21的甩块24。具体地，可以设第一大齿轮221为21齿，第一小齿轮222为18齿，第二大齿轮231为40齿，第二小齿轮232为37齿，直升机刚启动时，发动机单元输出的转速较慢，甩块24与第二小齿轮232之间没有接触，此时离合器组件2通过第一小齿轮222与第二大齿轮231的啮合传动获得转速，两者间的传动比I＝40/18＝2.2，提供了高扭力，这时第二传动轴21的转速也较慢，而在发动机组件的输出转速达到一定的时候，甩块24开始发生作用，其抵顶摩擦第二小齿轮232，当摩擦力矩大于阻力力矩时，第二传动轴21通过第一大齿轮221与第二小齿轮232的啮合传动获得转速，两者间的传动比I＝37/21＝1.76，传动比较小，此时第二传动轴21获得较高的转速。通过两组啮合齿轮，同时在甩块24的作用下，使得传动比发生变化，这样既可产生两种不同的转速，而且在传动比变小时，可以获得较高的传动速度，极大的稳定了直升机的发动机单元的输出动力。所述甩块通过弹性件25弹性连接于所述第二传动轴21上，具体的在第二传动轴21上设有一个弹性件25，所述弹性件25包括紧定螺丝251、弹簧252和顶珠253，同时在第二传动轴21上套设一个甩块座26，在甩块座26上设有螺纹槽261，紧定螺丝251与甩块座26的螺纹槽261配合连接，所述弹簧252一端套设在紧定螺251丝的端部，另一端与甩块24连接，为了进一步地方便弹簧252与甩块24之间的连接，还可以在弹簧252与甩块24之间设有一个顶珠253，该顶珠253一部分位于甩块24内，另一部分位于弹簧252内，这样通过弹性件25将甩块弹性连接于第二传动轴21的甩块座26上。所述第二小齿轮232的侧面沿第二传动轴21形成有圆柱腔，所述甩块座26安装于所述第二小齿轮232的圆柱腔内，所述甩块通过弹性件25弹性连接于所述甩块座26上，在第二传动轴21低速转动时，甩块26通过弹性件25的弹性收缩作用位于甩块座26上且随第二传动轴21一起转动，而当第二传动轴21的转速升到一定速度的时候，随第二传动轴21一起转动的甩块24的离心力大于弹性件25的拉力，这样甩块24一端开始脱离第二传动轴21的甩块座26而与第二小齿轮232的圆柱腔内壁抵顶摩擦，使得发动机单元与离合器组件2之间的传动比发生变化(如上所述)，进而在直升机转速变动较快的情况下稳定转速传递。进一步地，在第二小齿轮232的圆柱腔内设有两个挡销233，可以防止在高速转动时，甩块24沿第二小齿轮232的圆柱腔内壁过度滑动，提供更大的摩擦力矩。同时在第二传动轴21上还套设有一个单向轴承211，一般地该单向轴承211处于第二大齿轮231与第二小齿轮232之间，可以有效地防止第二传动轴21的反转，起到保护齿轮传动的作用。在所述第一传动轴上的还设置有过载保护装置27，具体在减速齿轮28的前方设置所述过载保护装置27，用于在减速齿轮28转动过快时，保证第一齿轮组22不会随减速齿轮28转动过快，从而起到发动机输出动力轴的过载保护作用。

通过所述动力离合输出系统2将发动机单元输出的动力稳定传递至其第二传动轴21，所述第二传动轴21进一步连接于动力传递系统4。如附图5(a)-5(b)所示的，所述动力传递系统4用于将动力离合输出系统2提供的动力分配传递给尾旋翼系统3和主旋翼系统1，具体的所述动力传递系统4包括太阳轮输入轴41、固定齿圈43、行星轮42、行星轮轴44、行星架45、输入齿轮47、上旋翼齿轮组件49、下旋翼齿轮组件48和尾旋翼输出齿轮组件46。所述太阳轮输入轴41为渐开线斜齿轮轴，所述行星架45的一端设有主轴，所述主轴为台肩轴，主轴的腰部上设有花键，所述行星架45的另一端连接于三根行星轮轴44。所述固定齿圈43整体具有圆环结构，且在圆环内表面设置有内环齿，所述内环齿为渐开线斜齿，在圆环外壁上设有轴肩，在轴肩上沿周向均布若干个键槽431，所述行星轮42对应于三根行星轮轴44包括有三个，结构相同且为渐开线斜齿轮，行星轮42中央内孔设有定位隔板421。由所述太阳轮输入轴41、固定齿圈43、行星轮42、行星轮轴44和行星架45共同组成2K-H斜齿行星轮系，具体的所述行星架45、固定齿圈43、太阳轮输入轴41三构件水平地设置，且三构件的中心轴线重合，固定齿圈43通过轴肩上的键槽431固定连接在机身壳体上，行星架45位于固定齿圈43的左侧，且行星架45一侧的主轴连接于输入齿轮47，行星架45的另一侧固定连接于三个行星轮轴44，且三根行星轮轴44伸向固定齿圈43之内。三个行星轮42分别通过各自内孔定位隔板421两端的轴承套设在行星轮轴44上，且通过锁紧螺钉轴向固定。三个行星轮42的渐开线斜齿内啮合于固定齿圈43的内环齿上。太阳轮输入轴41位于固定齿圈43的右侧，且太阳轮输入轴41的渐开线斜齿伸向固定齿圈43内，并外啮合于三个行星轮42的渐开线斜齿上。所述输入齿轮47通过花键孔键连接在行星架45的主轴上，且通过圆锥滚子轴承的内圈与套筒471轴向固定。所述上旋翼齿轮组件49、下旋翼齿轮组件48均为轴与盘齿的同轴接合体，且轴的头部均设有花键，以实现输出轴扭矩传递。所述上旋翼齿轮组件49包括上旋翼齿轮盘491和上旋翼齿轮轴492，所述上旋翼齿轮盘491为圆盘结构且在下端面外周边上设有螺旋锥齿，上旋翼齿轮盘491的中心设有轴孔，上旋翼齿轮轴492的轴中心设有通孔且与上旋翼齿轮盘491的轴孔连通；所述下旋翼齿轮组件48包括下旋翼齿轮盘481和下旋翼齿轮轴482，所述下旋翼齿轮轴482设有台肩，下旋翼齿轮盘481为圆盘结构且在上端面外周边上设有螺旋锥齿，下旋翼齿轮轴482一体连接于下旋翼齿轮盘481的中心。所述下旋翼齿轮组件48和上旋翼齿轮组件49嵌套结合在一起，具体的所述下旋翼齿轮组件48的下旋翼齿轮轴482穿过上旋翼齿轮盘491的轴孔和上旋翼齿轮轴492的轴中心通孔，并伸出于上旋翼齿轮轴492之外，且在上旋翼齿轮轴492和下旋翼齿轮轴482之间设置有轴承，所述下旋翼齿轮盘481和上旋翼齿轮盘491的螺旋锥齿正对，所述下旋翼齿轮轴482和上旋翼齿轮轴492的端部外周设置有花键。所述输入齿轮47为螺旋锥齿轮，且中心孔为花键孔，与行星架45的主轴花键连接。所述尾旋翼输出齿轮组件46为螺旋锥齿轴，其一端头设有花键，以实现输出轴扭矩传递，其螺旋锥齿的前、后端均设有轴承颈。所述下旋翼齿轮组件48、上旋翼齿轮组件49两构件至下而上竖直地设置在所述2K-H斜齿行星轮系的左侧，且两构件的轴线重合。所述输入齿轮47的螺旋锥齿的上齿面正交啮合于上旋翼齿轮盘491的螺旋锥齿上，所述输入齿轮47的螺旋锥齿的下齿面正交啮合于下旋翼齿轮盘481的螺旋锥齿上。所述尾旋翼输出齿轮组件46水平地设置在下旋翼齿轮组件48的左侧，所述尾旋翼输出齿轮组件46的螺旋锥齿的下齿面正交啮合于下旋翼齿轮盘481的螺旋锥齿上，所述尾旋翼输出齿轮组件46的螺旋锥齿的上齿面可选择与上旋翼齿轮盘491的螺旋锥齿间隔设置，或者同时与其正交啮合，这取决于尾旋翼动力输出要求。这样太阳轮输入轴41通过2K-H斜齿行星轮系传送输入扭矩，带动输入齿轮47转动实现螺旋锥齿差动轮系的上旋翼齿轮组件49、下旋翼齿轮组件48共轴反转的输出扭矩和尾旋翼输出齿轮组件46的输出扭矩。将所述动力传递系统4连接于所述动力离合输出系统2上时，太阳轮输入轴41连接于动力传递系统4中的第二传动轴21，在第二传动轴21将发动机的转动动力传递至太阳轮输入轴41，太阳轮输入轴41的转动通过齿轮啮合传导至三个行星轮转动，行星轮的转动带动行星架45转动，行星架45则通过花键将行星轮系的动力传递到输入齿轮47，输入齿轮47的上下两端分别啮合有上旋翼齿轮组件49和下旋翼齿轮组件48，且下旋翼齿轮组件48嵌套安装在上旋翼齿轮组件49内，从而输入齿轮47的转动通过上旋翼齿轮组件49和下旋翼齿轮组件48能够实现共轴反转双旋翼输出，所述主旋翼系统1的主轴17通过花键可选择的连接于所述下旋翼齿轮轴482或者上旋翼齿轮轴492，从而使得主轴能够在正向和反向旋转之间进行选择切换，以根据直升机的飞行需要选择旋翼转向。同时所述尾旋翼输出齿轮组件46通过与下旋翼齿轮组件48螺旋锥齿啮合获得转动动力，且所述尾旋翼输出齿轮组件46与尾旋翼系统3中的尾动力传递轴通过花键连接，从而将发动机提供的动力按照与主旋翼系统1相垂直的方式提供至的尾旋翼系统3。进一步优选的本发明在下旋翼齿轮组件48嵌套安装在上旋翼齿轮组件49内时，两根旋翼轴的上端均是花键轴，用于动力输出，同时在上旋翼齿轮组件49的中上端、下旋翼齿轮组件48的下端背对背安装有重型圆锥滚子轴承，以及二者之间安装有深沟球轴承，实现双旋翼轴的轴向和周向定位；行星齿轮系中，太阳轮输入轴41与行星轮42、固定齿圈43均是渐开线斜齿，模数相同；输入齿轮47与上旋翼齿轮组件49、下旋翼齿轮组件48、尾旋翼输出齿轮组件46均是螺旋锥齿啮合，模数相同；太阳轮输入轴41、行星轮轴44、下旋翼齿轮组件48、上旋翼齿轮组件49、尾旋翼输出齿轮组件46均是空心轴，目的是减轻整个结构的重量。本发明创新的使用这种动力传递系统将螺旋锥齿轮传递效率高、振动噪声低、承载能力高的特点与行星轮系结构紧凑、传动比大、承载均匀的优势结合起来，使其能更好地满足高速直升机主减速器高承载、高传递效率、低振动噪声等性能特征和结构紧凑、传动比大等的结构特点，既能满足高速直升机的高速飞行和强劲提升动力的要求，又能缩短起飞距离，整体结构设计简单合理，安装维修方便，振动噪声低，承载能力高。同时螺旋锥齿轮系可以很好地解决齿轮轴系垂直布置的问题，来满足尾旋翼系统和主旋翼系统动力传递轴垂直布置的要求。

最后对本发明所述直升机中应用的发动机单元的结构进行描述，本发明创新的直升机发动机中引入涡轮增压结构，结合附图6所示，所述发动机单元900包括发动机本体910、压气机920、涡轮机930、废气放气装置940和旁通管路914，所述压气机920连接于发动机本体910的进气管912，所述涡轮机930连接于发动机本体910的排气管913且与压气机920同轴。所述旁通管路914与排气管913连通且并联与涡轮机930两侧，具体的旁通管路914与排气管913的连通之处分别位于涡轮机930的上游和下游。所述废气放气装置940连接于所述发动机本体910的进气管912和旁通管路914之间，具体的所述废气放气装置940包括一个压力传感器941、一个电控单元942、一个真空电磁阀943、一个真空泵944、一个放气驱动器945和一个放气阀946。所述压力传感器941连接于所述压气机920下游处的发动机本体910进气管内，并连接于所述电控单元942，所述电控单元942可接收压气传感器941监测的信号，所述电控单元连接于所述真空电磁阀943，所述真空电磁阀943可接收电控单元942的输出信号，所述真空电磁阀943具有一个阀出口947和一个阀进口948。所述真空泵944的进气口与真空电磁阀943的阀出口947相连通。所述放气驱动器945包括一个控制端949和一个操作端950，所述控制端949与真空电磁阀943的阀进口948相通。所述放气阀946设置于旁通管路914上，且与放气驱动器945的操作端950连接，并由操作端950操作。所述放气驱动器945的控制端949为一个膜盒式驱动器，操作端950为一个传动杆。在本发明的这种发动机涡轮增压器中，电控单元942可以根据从压力传感器941接收到的进气压力的大小，输出控制信号，控制真空电磁阀943的工作，藉由放气驱动器945调节放气阀946的开度。例如，当发动机运行过程时，电控单元942可以比对压力传感器941测得的压力与该运行工况下通过发动机标定得到的增压压力需求值，当所测压力较高时，可以增加放气阀946开度，反之则减小放气阀946开度，实现对发动机增减压调节。

本发明通过对直升机所包括的主旋翼系统、动力离合输出系统、尾旋翼系统、动力传递系统和发动机单元同时进行创新改进，使得所述直升机的主旋翼系统和尾旋翼系统具有稳定的旋转运行性能，在提高发动机单元输出动力的同时，通过独创的动力离合输出系统调整传动比稳定了不同转速下发动机的输出动力，并通过创新动力传递系统稳定的实现了正交旋转动力的传动输出，从而将发动机动力稳定传递至主旋翼系统和尾旋翼系统，大大稳定了直升机的动力分配，使得所提供的燃油无人直升机满足了小体积稳定运行的条件，首次创新实现了机身长度在1米以下的超微型的燃油无人直升机，经过试验本发明所提供的燃油无人直升机最小尺寸可达到：机身长度760mm、高度225mm、宽度110mm。

以上仅是对本发明的优选实施方式进行了描述，并不将本发明的技术方案限制于此，本领域技术人员在本发明的主要技术构思的基础上所作的任何公知变形都属于本发明所要保护的技术范畴，本发明具体的保护范围以权利要求书的记载为准。

Claims (7)

1.一种超微型燃油无人直升机，其特征在于，包括主旋翼系统（1）、动力离合输出系统（2）、尾旋翼系统（3）、动力传递系统（4）、尾翼连杆（5）、机身（6）、起落支架（7）和桨叶（8），所述机身（6）的底部连接所述起落支架（7），所述动力离合输出系统（2）和动力传递系统（4）设置于所述机身（6）内，所述动力传递系统（4）连接于所述动力离合输出系统（2），所述尾旋翼系统（3）和主旋翼系统（1）连接于所述动力传递系统（4），所述主旋翼系统（1）设置于机身上方，所述尾旋翼系统（3）通过尾翼连杆（5）连接于机身尾部，所述主旋翼系统（1）和尾旋翼系统（3）上连接有桨叶（8）；

所述主旋翼系统（1）包括金属旋翼头制动器（10）、左旋翼夹座（11）、右旋翼夹座（12）、旋翼固定中心座（13）、连杆（14）、十字盘（15）、支撑盘（16）和主轴（17），所述旋翼固定中心座（13）包括套筒（132）、设置于套筒内的横轴（131）、连接于套筒底侧面的底座（133），所述底座（133）中部开设有供主轴（17）穿过的通孔，所述左旋翼夹座（11）和右旋翼夹座（12）结构一样，均包括固定座（121）和摇臂（123），所述摇臂（123）自固定座（121）侧壁向外突出设置，所述固定座（121）沿轴向开设有贯穿的螺钉孔，所述固定座的外端开设有夹槽（122），所述夹槽（122）用于安装桨叶（8）；所述左旋翼夹座（11）的固定座通过垫片和固定螺丝固定连接于所述横轴（131）的左端，并在横轴（131）和固定座之间设置有横轴垫圈（134）和横轴铝套（135），所述右旋翼夹座（12）的固定座通过垫片和固定螺丝固定连接于所述横轴（131）的右端，并在横轴（131）和固定座之间设置有横轴垫圈（134）和横轴铝套（135），且所述左旋翼夹座（11）上的摇臂和右旋翼夹座（12）上的摇臂分别处于旋翼固定中心座（13）的套筒（132）的两侧；所述摇臂通过所述连杆（14）连接于所述十字盘（15），所述十字盘（15）设置于所述支撑盘（16）上，所述十字盘（15）的中央设置有万向轮（152），所述万向轮（152）上开设有中心孔，所述支撑盘（16）连接于机身，所述主轴（17）穿过所述支撑盘（16）和万向轮的中心孔后固定连接于所述旋翼固定中心座（13）底座（133）的通孔内；所述金属旋翼头制动器（10）设置于所述旋翼固定中心座（13）的套筒（132）上；

所述尾旋翼系统（3）包括尾旋翼左夹座（31）、尾旋翼右夹座（32）、尾控制组（33）、尾旋翼控制组件（34）和尾动力传递系统（35），所述尾旋翼左夹座（31）包括第一固定座（317），所述第一固定座（317）的中部开设有连接通孔，所述第一固定座（317）的左端开设有第一夹槽（311），所述第一夹槽（311）用于安装桨叶（8），所述第一固定座（317）的上侧向外一体突出形成有第一摇臂（312），所述第一摇臂（312）的中央开设有螺钉孔，所述第一固定座（317）的左右侧向外突出形成有控制凸棱；所述尾旋翼右夹座（32）包括第二固定座（325）和连接座（321），所述连接座（321）上沿径向开设有尾轴穿孔，所述第二固定座（325）的一端连接所述连接座（321），所述第二固定座（325）的另一端开设有第二夹槽（322），所述第二夹槽（322）用于安装桨叶（8），所述第二固定座（325）的下侧向外一体突出形成有第二摇臂（323），所述第二摇臂（323）的中央开设有螺钉孔，所述第二固定座（325）的左右侧向外突出形成有控制凸棱，所述连接座（321）上开设有螺纹连接孔，通过螺丝穿过第一固定座（317）的连接通孔并螺纹连接于连接座（321）上的螺纹连接孔内而将所述尾旋翼左夹座（31）固定连接于所述尾旋翼右夹座（32）上，并使所述第一摇臂（312）和第二摇臂（323）处于上下两侧；所述尾控制组（33）包括轴承座铝衬垫（331）、第一尾控制连杆头（332）、第二尾控制连杆头、轴承套座（336）、尾轴滑套（337）和若干螺丝，所述第一尾控制连杆头（332）的一端通过螺丝固定连接于轴承座铝衬垫（331）的上端，所述第一尾控制连杆头（332）的另一端通过螺丝固定连接于第一摇臂（312）的螺钉孔，所述第二尾控制连杆头（332）的一端通过螺丝固定连接于轴承座铝衬垫（331）的下端，所述第二尾控制连杆头（332）的另一端通过螺丝连接于第二摇臂（323）的螺钉孔；所述轴承座铝衬垫（331）的中央开设有贯穿孔，所述轴承套座（336）和尾轴滑套（337）中央均开设有轴孔，所述尾轴滑套（337）穿过所述轴承套座（336）后连接于所述轴承座铝衬垫（331）上；所述尾动力传递系统（35）包括尾动力传递轴、尾轴（351）、套筒支座（352）、横向旋翼齿轮（353）和纵向旋翼齿轮（354），所述尾动力传递轴穿过套筒支座（352）后连接于横向旋翼齿轮（353），所述纵向旋翼齿轮（354）垂直啮合于所述横向旋翼齿轮（353）上，所述尾轴（351）的一端固定连接于所述纵向旋翼齿轮（354）上，所述尾轴（351）的另一端依次穿过所述尾轴滑套（337）和轴承座铝衬垫（331）的中央贯穿孔后固定连接于所述尾旋翼右夹座（32）的连接座（321）上开设的尾轴穿孔内；所述尾旋翼控制组件（34）包括工字臂（341）、调控臂（342）、连接座（343）和若干螺丝（344），所述调控臂（342）一体连接于工字臂（341）的底部，所述连接座（343）通过螺丝（344）连接于所述工字臂（341）一侧的上下支臂之间，所述工字臂（341）另一侧的上下支臂通过螺丝（344）连接于所述轴承套座（336）；

所述动力离合输出系统（2）包括离合器组件（20），所述离合器组件（20）包括第一传动轴（29）、第二传动轴（21）、第一齿轮组（22）、第二齿轮组（23）、甩块（24）、弹性件（25）、甩块座（26）、过载保护装置（27）和减速齿轮（28），所述第一齿轮组（22）安装于第一传动轴（29）上，并包括同轴的第一大齿轮（221）和第一小齿轮（222），所述第二齿轮组（23）安装于所述第二传动轴（21）上，并包括同轴的第二大齿轮（231）和第二小齿轮（232）,所述第一大齿轮（221）与所述第二小齿轮（232）啮合，所述第一小齿轮（222）与所述第二大齿轮（231）啮合，所述减速齿轮（28）安装于所述第一传动轴（29）上并与发动机单元（900）的动力输出轴啮合连接；所述第二小齿轮（232）的侧面沿第二传动轴（21）形成有圆柱腔，所述圆柱腔内设置有甩块座（26），所述甩块座（26）上通过弹性件（25）弹性连接有所述甩块（24），当第二传动轴（21）低速转动时，所述甩块（26）贴合于所述甩块座（26）上并随第二传动轴（21）一起转动，当第二传动轴（21）的转速升到一定程度时，所述甩块（26）开始脱离甩块座（26）并抵顶摩擦于所述圆柱腔的内壁；所述过载保护装置（27）设置于所述第一传动轴（29）上；

所述动力传递系统（4）包括太阳轮输入轴（41）、固定齿圈（43）、行星轮（42）、行星轮轴（44）、行星架（45）、输入齿轮（47）、上旋翼齿轮组件（49）、下旋翼齿轮组件（48）和尾旋翼输出齿轮组件（46），所述太阳轮输入轴（41）为渐开线斜齿轮轴，所述行星架（45）的一侧设有台肩主轴，台肩主轴的腰部上设有花键，所述行星架（45）的另一侧连接有三根行星轮轴（44），所述固定齿圈（43）具有圆环结构，并在圆环内表面设置有内环齿，所述内环齿为渐开线斜齿，所述行星轮（42）对应于三根行星轮轴（44）包括有三个，结构相同且为渐开线斜齿轮，由所述太阳轮输入轴（41）、固定齿圈（43）、行星轮（42）、行星轮轴（44）和行星架（45）组成2K-H斜齿行星轮系，所述行星架（45）、固定齿圈（43）、太阳轮输入轴（41）水平设置且中心轴线重合，行星架（45）一侧的台肩主轴连接于输入齿轮（47），行星架（45）另一侧的三根行星轮轴（44）通过轴承连接于三个行星轮（42），所述行星轮（42）的渐开线斜齿内啮合于固定齿圈（43）的内环齿上，所述太阳轮输入轴（41）的渐开线斜齿外啮合于三个行星轮（42）的渐开线斜齿上，所述上旋翼齿轮组件（49）包括上旋翼齿轮盘（491）和上旋翼齿轮轴（492），所述上旋翼齿轮盘（491）为圆盘结构且在下端面外周边上设有螺旋锥齿，所述上旋翼齿轮轴（492）连接于上旋翼齿轮盘（491）的中央并设有轴向通孔，所述下旋翼齿轮组件（48）包括下旋翼齿轮盘（481）和下旋翼齿轮轴（482），所述下旋翼齿轮盘（481）为圆盘结构且在上端面外周边上设有螺旋锥齿，所述下旋翼齿轮轴（482）连接于下旋翼齿轮盘（481）的中央并伸入所述上旋翼齿轮轴（492）的轴向通孔，所述输入齿轮（47）和尾旋翼输出齿轮组件（46）均为螺旋锥齿轴，所述输入齿轮（47）的螺旋锥齿上齿面正交啮合于上旋翼齿轮盘（491）的螺旋锥齿上，所述输入齿轮（47）的螺旋锥齿下齿面正交啮合于下旋翼齿轮盘（481）的螺旋锥齿上，所述尾旋翼输出齿轮组件（46）的螺旋锥齿下齿面正交啮合于下旋翼齿轮盘（481）的螺旋锥齿上，所述太阳轮输入轴（41）连接于动力传递系统（4）中的第二传动轴（21），所述主旋翼系统（1）的主轴（17）通过花键连接于所述下旋翼齿轮轴（482）或所述上旋翼齿轮轴（492），所述尾旋翼输出齿轮组件（46）与尾旋翼系统（3）中的尾动力传递轴连接；

所述发动机单元（900）包括发动机本体（910）、压气机（920）、涡轮机（930）、废气放气装置（940）和旁通管路（914），所述压气机（920）连接于发动机本体（910）的进气管（912），所述涡轮机（930）连接于发动机本体（910）的排气管（913）并与压气机（920）同轴，所述旁通管路（914）与排气管（913）连通且旁通管路（914）与排气管（913）的连通之处分别位于涡轮机（930）的上游和下游，所述废气放气装置（940）连接于所述发动机本体（910）的进气管（912）和旁通管路（914）之间，所述废气放气装置（940）包括压力传感器（941）、电控单元（942）、真空电磁阀（943）、真空泵（944）、放气驱动器（945）和放气阀（946），所述压力传感器（941）设置于所述压气机（920）下游处的发动机本体（910）进气管内，并连接于所述电控单元（942），所述电控单元连接于所述真空电磁阀（943），所述真空电磁阀（943）具有一个阀出口（947）和一个阀进口（948），所述真空泵（944）的进气口与所述阀出口（947）相连通，所述放气驱动器（945）包括一个控制端（949）和一个操作端（950），所述控制端（949）与真空电磁阀（943）的阀进口（948）相通，所述放气阀（946）设置于所述旁通管路（914）上，且与放气驱动器（945）的操作端（950）连接。

2.根据权利要求1所述的超微型燃油无人直升机，其特征在于，所述主旋翼系统（1）中的连杆（14）包括杆体（141）、轴承（143）、固定螺丝（145）和铝套（146），所述杆体（141）的顶端设置有上连接座（144），所述杆体的底端设置有下连接座（142），所述上连接座（144）和下连接座（142）的中部开设有通孔，所述左旋翼夹座（11）和右旋翼夹座（12）的摇臂上设有螺纹孔，所述固定螺丝（145）穿过轴承（143）、上连接座（144）中部通孔、铝套（146）后螺纹连接于摇臂的螺纹孔内，所述十字盘（15）具有圆环状结构，在圆环中央设置有所述万向轮（152），所述主轴（17）滑动穿过所述万向轮（152）上开设的中心孔，所述十字盘（15）的外周设置有连接凸耳，所述连接凸耳上连接有活动球头（151），所述活动球头（151）处于所述下连接座（142）的通孔内以将所述连杆（14）活动连接于所述十字盘（15）上。

3.根据权利要求1或2所述的超微型燃油无人直升机，其特征在于，所述动力离合输出系统（2）中的弹性件（25）包括紧定螺丝（251）、弹簧（252）和顶珠（253），所述甩块座（26）上设有螺纹槽（261），所述紧定螺丝（251）与螺纹槽（261）配合连接，所述弹簧（252）的一端套设在所述紧定螺丝（251）的端部，所述弹簧的另一端连接于所述顶珠（253），所述顶珠（253）连接于所述甩块（24）。

4.根据权利要求3所述的超微型燃油无人直升机，其特征在于，所述第二小齿轮（232）的圆柱腔内设有两个挡销（233），所述第二传动轴（21）上套设有单向轴承（211），所述单向轴承（211）处于所述第二大齿轮（231）与第二小齿轮（232）之间；所述过载保护装置（27）设置于所述减速齿轮（28）的前方。

5.根据权利要求1-4任一项所述的超微型燃油无人直升机，其特征在于，所述动力传递系统（4）中，在所述固定齿圈（43）的圆环外壁上设有轴肩，在轴肩上沿周向均布若干个键槽（431），通过所述键槽（431）将固定齿圈（43）固定连接在机身壳体上；所述行星轮（42）的中央内孔上设有定位隔板（421），所述行星轮（42）通过定位隔板（421）两侧的轴承套设在行星轮轴（44）上，并通过锁紧螺钉轴向固定。

6.根据权利要求1-5任一项所述的超微型燃油无人直升机，其特征在于，所述发动机单元（900）中放气驱动器（945）的控制端（949）为一个膜盒式驱动器，操作端（950）为一个传动杆。

7.根据权利要求1-6任一项所述的超微型燃油无人直升机，其特征在于，所述机身（6）的长度为760mm、高度为225mm、宽度为110mm，燃油无人直升机的整体长度在1米以内。