CN108945486A - 一种无人直升机及其工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于无人机领域，具体涉及一种无人直升机及其工作方法，本无人直升机包括：旋立柱，以及安装在旋立柱上的前置发动机；以及在所述前置发动机的上方设有油箱安装结构；能够有效平衡无人直升机的重心，提高无人直升机在空中的稳定性；以及能够通过油箱组件将油箱安装在旋立柱的上部，能够有效的平衡无人直升机的重心，提高无人直升机在空中的稳定性。

Description

一种无人直升机及其工作方法

技术领域

本发明涉及一种无人直升机领域，具体而言涉及一种无人直升机。

背景技术

无人直升机是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由机载计算机完全地或间歇地自主地操作。

目前市面上的无人直升机大都采用电池作为为供能装置，由于电池容量的原因其航程和载重量都受到制约，如果采用燃油发动机作动力，无人直升机，能够在续航距离和载重能力上有明显的提高，但是燃油发动机安装在无人直升机上时，无人直升机的重心会发生改变，所以需要重新设计相关的零部件。

发明内容

本发明的目的是提供一种无人直升机，能够有效平衡无人直升机的重心，提高无人直升机在空中的稳定性。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种无人直升机，包括：

旋立柱，以及安装在旋立柱上的前置发动机；以及

在所述前置发动机的上方设有油箱安装结构。

进一步，所述前置发动机通过发动机安装组件安装在旋立柱上；其中所述发动机安装组件适于将前置发动机安装在旋立柱的前侧；

所述发动机安装组件包括：设置于旋立柱上的第一、第二装配组件；其中

所述第一、第二装配组件均与前置发动机的曲轴箱壳固定相连；

所述第一、第二装配组件均包括：

横向设置的空心柱体和两个反L形金属板材；

所述空心柱体的中部设有半圆形的开口，以使空心柱体与旋立柱固定连接。

进一步，所述油箱安装结构包括：位于旋立柱上部的安装架；

所述安装架适于承载油箱并使油箱位于前置发动机的上方；

所述安装架包括：位于旋立柱左右两侧的安装板和前后平行设置的支撑横梁，以及在两支撑横梁的左右位置分别设有一对油箱固定组件；其中

所述安装板与支撑横梁之间通过L形安装件固定连接。

进一步，所述无人直升机还包括：

前置发动机动力机构，倾斜器系统，可调尾变距结构和点火控制模块。

进一步，所述前置发动机动力机构包括：燃油供给系统和排气消音器；

所述燃油供给系统包括:装载混合燃油的油箱和三通接头，其中

所述油箱的出油口依次通过一级燃油滤清器、燃油泵、二级燃油滤清器连接所述三通接头的第一端；

所述三通接头的第二端连接前置发动机的进油管，其第三端连接油箱的回油孔，即

当前置发动机所需燃油多余时，通过所述三通接头的第三端将多余燃油送回至油箱；以及

所述排气消音器通过一波纹软管与前置发动机连接。

进一步，所述倾斜器系统适于调整无人直升机的飞行姿态，其包括对称设置在倾斜盘组件两侧且结构相同的左、右倾斜机构，以及

所述倾斜盘组件上还连接有一俯仰倾斜机构。

进一步，所述可调尾变距结构包括：舵机动力机构、尾变距调整座、尾翼固定轴、第一连接组件、第二连接组件、尾翼安装座、尾翼转轴和球头连接件；

所述尾变距调整座套设在尾翼固定轴上；且通过第一连接组件与舵机动力机构相连；

所述尾翼安装座的两端均设有连接尾翼的尾翼转轴；且安装在尾翼固定轴的末端；

所述尾翼设有球头连接件，且通过第二连接组件与尾变距调整座相连；

所述舵机动力机构通过第一连接组件推动尾变距调整座向尾翼安装座移；进而驱动第二连接组件调整尾翼的状态。

进一步，所述点火控模块包括安装在旋立柱上的控制组件；

所述控制组件包括：由上而下依次设置的总电源开关、油泵开关、熄火开关、点火开关；并且

所述总电源开关、油泵开关和熄火开关均采用拨动开关，在飞机启动时，上述拨动开关均拨向同一侧；以及

飞机熄火后，上述拨动开关均拨向另一侧。

另一方面，本发明一种无人直升机的工作方法，

通过前置发动机平衡无人直升机的飞行重心。

进一步，所述工作方法适于通过所述的无人直升机，实现点火，燃烧混合燃油；起飞，调节飞行姿态，以及转向；熄火。

本发明的有益效果是，通过前置发动机能够平衡无人直升机的重心，增加无人直升机在空中的稳定性；以及能够通过油箱组件将油箱安装在旋立柱的上部，能够有效的平衡无人直升机的重心，增加无人直升机在空中的稳定性。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是本发明的无人直升机的整机结构示图；

图2是本发明的前置发动机安装组件结构图；

图3示出了本发明的前置发动机的安装结构中装配组件立体图；

图4是本发明的油箱安装结构示意图；

图5是油箱安装结构的正视图；

图6是本发明的燃油供给系统内油路连接示意图；

图7出示了图2中A位置的局部放大图；

图8是本发明的倾斜器系统的结构图；

图9出示了图8中B位置的局部放大图；

图10出示了本发明的可调尾变距结构的俯视图；

图11出示了本发明的尾翼组件的俯视图；

图12出示了本发明的点火控制模块的主视图。

图中：

1为旋立柱；

2为发动机安装组件，201为装配组件，2011为空心柱体，2012为支撑管， 2013为反L形金属板材，2013a为长边，2013b为短边，2014为减震环，2015 为减震垫片，2016为上连接件，202为第二装配组件；

3为前置发动机；

4为排气消音器，401为隔热板，402为支撑件，403为减振垫片；

5为波纹软管；

6为油箱安装结构，601为安装架，602为安装板，603为支撑横梁，604为 L形连接件；

605为油箱固定组件，6051为弧形紧固件，6052为M型支撑架；

606为第一油箱，6061为输油管；607为第二油箱；

7为倾斜器系统，701为倾斜盘组件,7011为倾斜盘,7012为左倾斜盘连接件,7013为右倾斜盘连接件,7014为俯仰倾斜盘连接件，702为左倾斜机构, 7021为侧球头连杆,7022为侧L形连接件,7022a为安装孔,7023为动力机构, 7023a为侧电动作动器,7023b为侧安装件；703为俯仰倾斜机构,7031为俯仰球头连杆,7032为俯仰L形连接件,7032a为连接孔，7033为俯仰动力机构, 7033a为俯仰电动作动器,7033b为俯仰安装件,704为横梁；安装机构705、圆形连杆7051、第一安装板7052、第二安装板7053、转轴7054；

8为可调尾变距结构，801为尾变距调整座，802为尾翼固定轴，803为第一连接组件，8031为可调连接片，8032为主球头连杆，804为第二连接组件， 8041为第一尾翼球头连杆，8042为第二尾翼球头连杆；

805为尾翼组件，8051为尾翼，8052为尾翼转轴，8053为尾翼安装座，8054 为球头连接件，806为舵机动力机构；

9为点火控制模块，901为总电源开关，902为油泵开关，903为熄火开关， 904为点火开关；

10为起落架。

具体实施方式

现在结合附图对本发明作进一步详细的说明。这些附图均为简化的示意图，仅以示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。

实施例1

图1出示了本发明的无人直升机的整机结构示图。

如图1所示，本实施例提供了一种无人直升机，其包括：旋立柱1以及安装在旋立柱1上的前置发动机3；以及所述前置发动机3的上方设有油箱安装结构6；能够有效平衡无人直升机的重心，增加无人直升机在空中的稳定性；以及通过油箱组件将油箱安装在旋立柱1的上部，能够有效的平衡无人直升机的重心，增加无人直升机在空中的稳定性。

图2出示了本发明的前置发动机安装组件结构图。

图3示出了本发明的前置发动机的安装结构中装配组件立体图；

如图2所示，在本实施例中，所述发动机安装组件2包括：固定在旋立柱1 上的第一装配组件201、第二装配组件202；且第一装配组件201、第二装配组件202朝向旋立柱1的前侧；其中所述第一装配组件201和第二装配组件202 均与前置发动机的曲轴箱壳固定相连，进而使前置发动机更好的固定安装。

结合图2和图3，所述第一装配组件201与第二装配组件202结构相同，其均包括：横向且水平设置的空心柱体2011和两个反L形金属板材2013；所述空心柱体2011的中部设有与旋立柱1侧壁弧度相适配的半圆形的开口，以使空心柱体2011与旋立柱1固定连接。

两个反L形金属板材2013分别从两侧将空心柱体2011与旋立柱1进行固定；所述反L形金属板材2013中的一边2013a适于与旋立柱1相连，另一边2013b 与空心柱体2011固定连接；并且上述两边均设有安装孔。

在本实施例中，在所述空心柱体2011的两侧分别内嵌支撑管2012；且一支撑管2012通过上连接件2016与前置发动机的曲轴箱壳相连，提高前置发动机与旋立柱1之间的支撑刚度。

在本实施例中，位于上连接件2016与空心柱体2011的之间还设有减震环 2014，在减震环2014与上连接件2016之间还设有减震垫片2015；一支撑螺栓适于依次穿过支撑管2012、减震环2014和减震垫片2015与上连接件2016相连；上连接件2016与前置发动机的曲轴箱壳相连；

通过前置发动机的安装结构实现了前置发动机的前置安装，且采用减震垫片2015能够减小前置发动机的上机体及曲轴箱壳在前置发动机工作时产生的震动。

图4出示了本发明的油箱安装结构示意图。

图5出示了油箱安装结构6的正视图。

根据图4和图5，本实施例提供了一种油箱安装结构6，包括：安装在旋立柱1上部的安装架601；所述安装架601适于承载油箱，以使油箱位于前置发动机3的上方；在本实施例中，所述安装架601适于将两油箱以旋立柱1为中心左右对称设置第一油箱606和第二油箱607。

在本实施例中，所述安装架601包括：位于旋立柱1左右两侧的安装板602，以及前后平行设置的支撑横梁603，两个支撑横梁603互相平行；以及在两支撑横梁的左右位置分别设有一对油箱固定组件605；所述安装板602通过L形连接件604固定在支撑横梁603上；两油箱分别通过相应油箱固定组件605固定相应的支撑横梁上。其中，每个支承横梁603的上表面竖直放置两个安装板602，并通过L形连接件604固定连接，其次，该两个安装板602还与另外一个支承横梁603通过另外两个L形连接件604固定连接。两个支承横梁603互相平行。

在本实施例中，一对油箱固定组件605包括：前后设置的弧形紧固件6051 和M型支撑架6052；所述M型支撑架6052的支撑位和弧形紧固件6051配合以支撑并紧固横向放置且呈圆柱形的油箱。其中所述弧形紧固件6051适于套设在油箱的前后外壁处，以使油箱的前后底部分别压在相应M型支撑架6052上，能够对油箱起到很好的固定及限位作用。

图5出示了油箱安装结构的正视图；在本实施例中，正常工作时两油箱通过输油管6061连通，并且两个油箱位于同一水平面上，当某一个油位下降一定高度时，另一油箱也随之下降同样的高度；因此，第一油箱606和第二油箱607 能够在重量上保持平衡，确保无人直升机在飞行过程中保持左右平衡；一燃油传感器(图中未标出)适于穿过第一油箱606的安装孔伸入第一油箱606的里面；通过燃油传感器能够检测油箱内总体燃油量。

在本实施例中，所述无人直升机还包括：前置发动机动力机构、倾斜器系统7、可调尾变距结构8和点火控制模块9。

图6出示了本发明的燃油供给系统内油路连接示意图，所述前置发动机动力机构包括：燃油供给系统和排气消音器，燃油供给系统包括：装载混合燃油 (包括但不限于航空汽油和机油混合)的油箱和三通接头，其中所述油箱的出油口依次连接且连通一级燃油滤清器、燃油泵和二级燃油滤清器，而二级燃油滤清器则与所述三通接头的第一端连接且连通；所述三通接头的第二端连接前置发动机的进油管，其第三端连接油箱的回油孔，即当前置发动机所需燃油多余时，通过所述三通接头的第三端将多余燃油送回至油箱。

前置发动机的喷油嘴能够控制前置发动机燃烧室的进油量，并且在燃油泵的持续压力下，多余的燃油可以回流至油箱。因此，本前置发动机动力机构能够在不降低燃烧效率的基础上，起到节约燃油的目的。

在本实施例中，所述一级燃油滤清器的滤芯为粗滤滤芯；混合燃油通过粗滤滤芯对混合燃油进行第一次过滤；

可选的，所述粗滤滤芯可以但不限于陶瓷滤芯，还可以是多孔纸质滤芯等。

在本实施例中，所述二级燃油滤清器的滤芯为细虑滤芯；对混合燃油进一步过滤。

可选的，所述细虑滤芯可以但不限于线式滤纸，还可以是海螺旋式滤纸等。

图7出示了图2中A位置的局部放大图，同时结合图1和图2所示；在本实施例中，所述排气消音器4与前置发动机排气口之间连接，且连通有波纹软管5；通过波纹软管5过渡可以提高排气消音器4与前置发动机排气口之间的装配吻合度。

并且在所述排气消音器4的外侧且面向前置发动机一侧设有隔热板401，以降低前置发动机温度对排气消音器4的影响；该隔热板401与排气消音器4之间保持一定的间隙。

在本实施例中，所述波纹软管5的进气端与前置发动机排气口之间设有一紧固件(图中未画出)；所述紧固件可以但不限于采用U型卡扣组件，所述U型卡扣组件适于套设在波纹软管5的进气端外侧，以将进气端与排气口锁紧连通。

在本实施例中，所述波纹软管5可以但不限于采用金属丝或金属条编织而成。

在本实施例中，所述排气消音器4适于安装在起落架10的前横杆上；具体的，所述排气消音器4的下方适于通过一支撑件402固定在起落架10的前横杆上；该支撑件402呈U型，支撑件402的两个端部与排气消音器4固定连接。在支撑件402的底部与起落架10的前横杆固定连接，并且在其连接节点处设置有减震垫片403，该减震垫片403能够起到良好的减震效果；通过前置发动机的喷油嘴，能够控制前置发动机燃烧室的进油量，并且在燃油泵的持续压力下，多余的燃油可以回流至油箱；因此，本前置发动机动力机构安装在无人直升机上能够在不降低燃烧效率的基础上，起到节约燃油的目的。

图8出示了本发明的倾斜器系统的结构图。

图9是图8B的局部放大图。

如图8和图9所示，本实施例提供一种倾斜器系统，其包括：位于旋立柱1 内的倾斜盘组件701；对称设置在倾斜盘组件701两侧且结构相同的左倾斜机构 702和右倾斜机构，以及所述倾斜盘组件701上还连接有一俯仰倾斜机构703；所述左倾斜机构702和右倾斜机构和俯仰倾斜机构703均由机载控制器控制，以调节倾斜盘组件701的倾斜姿态。

所述倾斜盘组件701包括：倾斜盘7011、左倾斜盘连接件7012、右倾斜盘连接件7013、俯仰倾斜盘连接件7014；所述左倾斜机构702和右倾斜机构及俯仰倾斜机构703分别通过左倾斜盘连接件7012和右倾斜盘连接件7013及俯仰倾斜盘连接件7014带动倾斜盘7011姿态调整。

其中，倾斜盘7011的两侧分别固定左倾斜盘连接件7012和右倾斜盘连接件7013，并且左倾斜盘连接件7012与左倾斜机构702铰接固定，右倾斜盘连接件7013与右倾斜机构铰接固定，并且左倾斜机构702和右倾斜机构都分别与后述的动力机构7023铰接。

通过倾斜盘组件701能够改变无人直升机当前的飞行姿态，通过相应连接件分别连接对应倾斜机构能够改变倾斜盘组件701的倾斜姿态；通过左倾斜机构702能够实现无人直升机的向左倾斜；通过右倾斜机能够是实现无人直升机的向右倾斜；通过俯仰倾斜机构703能够控制无人直升机的俯仰姿态调整。

在本实施例中，由于左倾斜机构702与右倾斜机构的结构相同的，为镜像设置，因此，以左倾斜机构702进行举例说明；

具体的，所述左倾斜机构702包括：侧球头连杆7021、侧L形连接件7022 和动力机构7023；所述左倾斜盘连接件7012依次通过侧球头连杆7021、侧L 形连接件7022与动力机构7023相互铰接，并且每个铰接轴的中心线互相平行；所述侧L形连接件7022的弯折处设有一安装孔7022a，一转轴7054适于穿过安装孔7022a安装，所述动力机构7023适于推动侧L形连接件7022以转轴7054 为圆心转动，也即动力机构7023与侧L形连接件7022铰接，从而实现通过侧球头连杆7021带动倾斜盘7011本体侧向调整姿态；通过动力机构7023推动侧 L形连接件7022，进而带动侧球头连杆7021动作，当侧球头连杆7021动作时，倾斜盘7011组件701能够实现侧向姿态调整。

图9出示了图8中B位置的局部放大图，结合图8和图9所示，在本实施例中，所述倾斜器系统还包括：位于左倾斜机构702和右倾斜机构之间的安装机构705；所述安装机构705包括两块平行且垂直设置的安装板，即第一安装板 7052和第二安装板7053，两安装板的外侧端面适于固定所述转轴7054；一圆形连杆7051连接在第一安装板7052和第二安装板7053之间，并作为俯仰倾斜机构703的铰接轴，以控制倾斜盘7011做俯仰姿态调整。

通过安装机构705能够将安装在横梁704上的动力机构7023的动力传递至安装在旋立柱1上的倾斜盘组件701；通过所述安装机构705能够将左、右倾斜机及俯仰倾斜机构703安装在旋立柱1上。

在本实施例中，所述俯仰倾斜机构703包括：俯仰球头连杆7031、俯仰L 形连接件7032和俯仰动力机构7033；所述俯仰球头连杆7031的两端分别与俯仰倾斜盘连接件7014、俯仰L形连接件7032相铰接；所述俯仰L形连接件7032 的折弯处设有适于圆形连杆7051穿过的连接孔7032a，所述俯仰动力机构7033 适于推动俯仰L形连接件7032以连接孔7032a的中轴线转动，且同时通过俯仰倾斜盘连接件7014带动倾斜盘7011做俯仰姿态调整；通过俯仰动力机构7033 推动俯仰L形连接件7032，进而带动俯仰球头连杆7031动作，当俯仰球头连杆 7031动作时，倾斜盘组件701能够实现俯仰姿态调整。

在本实施例中，所述左倾斜机构702和右倾斜机构及俯仰倾斜机构703内的动力机构7023分别采用固定在横梁704上的三个电动作动器；三个电动作动器均由机载控制器控制；所述左倾斜机构702的动力机构7023通过侧安装件 7023b将侧电动作动器7023a固定在横梁704的侧壁上；所述俯仰倾斜机构703 通过俯仰安装件7033b将俯仰电动作动器7033a安装在横梁704的侧壁上；通过三个电动作动器和机载控制器的配合实现控制的功能。

在本实施例中倾斜器系统能够通过左倾斜机构702、右倾斜机构及俯仰倾斜机构703控制倾斜盘7011的倾斜姿态；通过三个电动作动器和机载控制器能够实现自动控制的效果。

图10出示了本发明的可调尾变距结构的俯视图；本实施例提供了一种可调尾变距结构包括：由舵机动力机构806驱动的尾变距调整座801，且尾变距调整座801套设在尾翼固定轴802上；所述舵机动力机构806通过第一连接组件803 连接尾变距调整座801；所述尾变距调整座801通过第二连接组件804连接尾翼组件；所述舵机动力机构806适于通过第一连接组件803推动尾变距调整座801 动作，进而驱动第二连接组件804调整尾翼状态的改变；所述舵机动力机构806 可以采用由机载控制器控制的舵机；

所述第一连接组件803包括：可调连接片8031和主球头连杆8032；所述可调连接片8031上排布有若干安装孔，其中两安装孔适于分别连接主球头连杆 8032的一端以及舵机的转轴；所述可调连接片8031上安装孔的数量可以设置为 4个，且通过相应的安装孔适于和舵机的转轴安装，舵机能够带动可调连接片 8031沿F1或者F1′方向做往返摆臂运动，F1在该图10中呈顺时针旋转，F1′呈逆时针旋转；所述主球头连杆8032的另一端适于连接尾变距调整座801。

在本实施例中，所述尾翼固定轴802上开设有限位槽，所述舵机适于通过第一连接组件803推动尾变距调整座801适于沿所述限位槽做往返运动，如方向F2和F2′所示。

在本实施例中，所述第二连接组件804包括：第一尾翼球头连杆8041和第二尾翼球头连杆8042；尾变距调整座801沿F2或者F2′方向做往返运动时，进而带动两个尾翼球头连杆沿F3或者F3′以及F4或者F4′方向做往返运动。

图11示出了本发明的尾翼组件俯视图；在本实施例中，所述尾翼组件包括：两尾翼8051，以及位于尾翼上的球头连接件8054、尾翼转轴8052和尾翼安装座8053；尾翼8051通过尾翼转轴8052与尾翼安装座8053相连；所述尾翼安装座8053安装在尾翼固定轴802的末端；相应尾翼球头连杆(第一尾翼球头连杆 8041和第二尾翼球头连杆8042)分别与对应的球头连接件8054相连。

当尾变距调整座801向尾翼组件方向移动时，第一尾翼球头连杆8041及第二尾翼球头连杆8042分别推动相应球头连接件8054带动尾翼8051转动相应角度。

本实施例的可调尾变距结构能够实现尾翼的调节，通过机载控制器控制的舵机动力机构806的摆臂运动改变尾变距调整座801的位置，进而改变尾翼的状态；从而实现无人直升机的转向。

图12出示了本发明的点火控制模块的主视图；本实施例提供了一种点火控制系统，包括：安装在旋立柱1上的控制组件；所述控制组件包括：由上而下依次设置的总电源开关901、油泵开关902、熄火开关903和点火开关904；所述总电源开关901、油泵开关902和熄火开关903均采用拨动开关，在飞机启动时，上述拨动开关均拨向同一侧；或者在飞机熄火后，上述拨动开关均拨向另一侧。

上述拨动开关通过开关柄的指向能够很清楚的表明飞机目前的状态，熄火还是启动，操作人员可以非常直观的判定目前开关的状态。

本实施例中所述点火开关904适于采用点动开关，且能够通过该点动开关导通点火线圈启动前置发动机；启动时，需要依次按顺序拨动总电源开关901、油泵开关902、熄火开关903、点火开关904，且要保持方向的一致性；然后按下启动按钮启动；熄火时，需要依次按顺序拨动熄火开关903、油泵开关902、总电源开关901，且要保持方向的一致性。

在本实施例中所提及的连接方式可以但不限于采用铆钉、焊接、卡扣、螺栓等。

实施例2

本实施例2提供一种如实施例1所述的无人直升机的工作方法，包括：通过前置发动机平衡无人直升机的飞行重心。

所述工作方法适于通过如实施例1所述的无人直升机，实现点火，燃烧混合燃油；起飞，调节飞行姿态，以及转向；熄火。

所述燃烧混合燃油由汽油与滑油(机油、润滑油)进行混合得到。

综上所述，本无人直升机及其工作方法，通过前置发动机能够平衡无人直升机的重心，增加无人直升机在空中的稳定性；以及能够通过油箱组件将油箱安装在旋立柱的上部，能够有效的平衡无人直升机的重心，增加无人直升机在空中的稳定性。

以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。

Claims (10)

1.一种无人直升机，其特征在于，包括：

旋立柱，以及安装在旋立柱上的前置发动机；以及

在所述前置发动机的上方设有油箱安装结构。

2.根据权利要求1所述的无人直升机，其特征在于，

所述前置发动机通过发动机安装组件安装在旋立柱的前侧；

所述发动机安装组件包括：设置于旋立柱上的第一、第二装配组件；其中

所述第一、第二装配组件均与前置发动机的曲轴箱壳固定相连；

所述第一、第二装配组件均包括：

横向设置的空心柱体和两个反L形金属板材；

所述空心柱体的中部设有半圆形的开口，以使空心柱体与旋立柱固定连接。

3.根据权利要求1所述的无人直升机，其特征在于，

所述油箱安装结构包括：位于旋立柱的上部的安装架；

所述安装架适于承载油箱并使油箱位于前置发动机的上方；

所述安装架包括：位于旋立柱左右两侧的安装板和前后平行设置的支撑横梁，以及在两支撑横梁的左右位置分别设有一对油箱固定组件；其中

所述安装板与支撑横梁之间通过L形安装件固定连接。

4.根据权利要求1所述的无人直升机，其特征在于，

所述无人直升机还包括：

前置发动机动力机构、倾斜器系统、可调尾变距结构和点火控制模块。

5.根据权利要求4所述的无人直升机，其特征在于，

所述前置发动机动力机构包括：燃油供给系统和排气消音器；

所述燃油供给系统包括：装载混合燃油的油箱和三通接头，其中

所述油箱的出油口依次通过一级燃油滤清器、燃油泵、二级燃油滤清器连接三通接头的第一端；

所述三通接头的第二端连接前置发动机的进油管，其第三端连接油箱的回油孔，即

当前置发动机所需燃油多余时，通过所述三通接头的第三端将多余燃油送回至油箱；以及

所述排气消音器通过一波纹软管与前置发动机连接。

6.根据权利要求4所述的无人直升机，其特征在于，

所述倾斜器系统适于调整无人直升机的飞行姿态，其包括对称设置在倾斜盘组件两侧且结构相同的左、右倾斜机构，以及

所述倾斜盘组件上还连接有一俯仰倾斜机构。

7.根据权利要求4所述的无人直升机，其特征在于：

所述可调尾变距结构包括：舵机动力机构、尾变距调整座、尾翼固定轴、第一连接组件、第二连接组件、尾翼安装座、尾翼转轴和球头连接件；

所述尾变距调整座套设在尾翼固定轴上；且通过第一连接组件与舵机动力机构相连；

所述尾翼安装座的两端均设有连接尾翼的尾翼转轴，且安装在尾翼固定轴的末端；

所述尾翼设有球头连接件，且通过第二连接组件与尾变距调整座相连；

所述舵机动力机构通过第一连接组件推动尾变距调整座向尾翼安装座移动；进而驱动第二连接组件调整尾翼状态。

8.根据权利要求4所述的无人直升机，其特征在于，

所述点火控模块包括安装在旋立柱上的控制组件；

所述控制组件包括：由上而下依次设置的总电源开关、油泵开关、熄火开关、点火开关；并且

所述总电源开关、油泵开关和熄火开关均采用拨动开关；

在飞机启动时，上述拨动开关均拨向同一侧；以及

飞机熄火后，上述拨动开关均拨向另一侧。

9.一种无人直升机的工作方法，其特征在于，

通过前置发动机平衡无人直升机的重心。

10.根据权利要求9所述的工作方法，其特征在于，

所述工作方法适于通过如权利要求1-8任一项所述的无人直升机，实现点火，燃烧混合燃油；起飞，调节飞行姿态，以及转向；熄火。