CN115158648B - 共轴双旋翼无人机 - Google Patents

Abstract

共轴双旋翼无人机，它包含机身、起落架、共轴双旋翼、双旋翼动力系统、并联操纵机构、机臂折叠动力系统和对接机构，双旋翼动力系统安装在并联操纵机构上，所述并联操纵机构安装在机身的上部，以控制双旋翼动力系统在空间的姿态，在机身的周向上均匀布置有多根定机臂，每根定机臂上可转动地设置有一根动机臂，机臂折叠动力系统布置在机身的下部，以控制所有动机臂同步朝向机身折叠，对接公头和对接母头交替设置在动机臂的末端，用于无人机之间的对接，起落架安装在定机臂的底部。本发明单个无人机结构紧凑，可对接组合成稳定性更高、载荷能力更强的空中作业平台，能应对更复杂的任务。

Description

共轴双旋翼无人机

技术领域

本发明涉及一种无人机，尤其涉及一种共轴双旋翼无人机。

背景技术

无人机是一种无人驾驶的飞行器，可以通过远程操纵来实现某种特定功能的飞行器，多数情况下被用作数据采集的平台，若在无人机上搭载一些传感器就可以实现高质量、低成本和高效率的数据采集。其具有可持续续航、高飞行高度、可携带外接设备等一系列优势，目前应用于多个领域，并经过行业的不断发展已形成初步的产业链。

目前常见的无人机类型为单旋翼无人机、四旋翼无人机和共轴双旋翼无人机，传统共轴双旋翼飞行器的特点：采用两幅反向旋转的旋翼克服反扭矩，无尾桨，机身长度大大缩减，操纵机构是控制直升机飞行姿态的主要执行机构，其性能的优劣直接影响到无人机的飞行品质，通过上下两层旋翼变总距不一致、差动产生不平衡扭矩使无人机姿态和航向变化，但是结构复杂，飞行器控制难度大，受力不平衡，姿态响应速度较差，变体指的是通过改变飞行器的结构形状来提高其飞行性能，对于在飞行中通过变体来改变自身几何尺寸和响应性的旋翼无人机鲜有研究。无人机越来越多地被用作侦探、空中作业的创新工具，虽然目前有多种基于空气的作业方式可用，但它们都有一定的局限性。单个多旋翼无人机由于受到自身稳定性和载荷力量的限制，无法承担更大的空中作业任务。对接机构在航天领域发展较多，它需要实现航天器间的捕获、缓冲、形成刚性连接以及安全分离，一直是航天技术发展的重要标志。对接机构分为大型载人对接机构和非密封小型对接机构，小型对接机构多应用于空间碎片清理、在轨捕获等领域；大型对接机构一般有可供通过的密封通道，主要包括杆-锥式中心对接和异体同构周边式对接两种形式。

因此，需要一种既准确又快速地小型无人机，以应对更复杂的任务，势在必行。

发明内容

本发明为克服现有技术不足，提供一种共轴双旋翼无人机。该发明结构紧凑，可通过对接组合成稳定性更高、载荷能力更强的空中作业平台，以应对更复杂的任务。

共轴双旋翼无人机包含机身、起落架、共轴双旋翼和双旋翼动力系统，双旋翼动力系统的输出端连接共轴双旋翼的旋翼轴；还包含并联操纵机构、机臂折叠动力系统和对接机构，双旋翼动力系统安装在并联操纵机构上，所述并联操纵机构安装在机身的上部，以控制双旋翼动力系统在空间的姿态，在机身的周向上均匀布置有多根定机臂，每根定机臂上可转动地设置有一根动机臂，机臂折叠动力系统布置在机身的下部，以控制所有动机臂同步朝向机身折叠，对接机构包含可对接的对接公头和对接母头，对接公头和对接母头交替设置在动机臂的末端，用于无人机之间的对接，起落架安装在定机臂的底部。

本发明相比现有技术的有益效果是：

本发明的并联操纵机构相较于普通共轴无人机的角度调节机构，并联操纵机构具有静刚度大、动态响应迅速等优点，保证无人机飞行过程中姿态响应的快速性和稳定性；相较于普通的无人机变体动作，周向均布的多个动机臂由一套机臂折叠动力系统驱动，实现周向均布的动机臂同步旋转折叠，质量分布均匀，具有重量低、响应同步等优点；对接机构采用机械方式的刚性对接，具有对接简单、对接刚度大、稳定性好等优点。理论上没有无人机对接数量限制，可无线扩展。对于一个无人机而言，排布方式上采用对接公头和对接母头交替分布的方式(周向方向交替设置)，用于两个无人机对接或多个无人机对接，对接机构结构紧凑性，对接方法可靠，方便快捷。

本发明结构紧凑，可通过对接组合成稳定性更高、载荷能力更强的空中作业平台，能应对更复杂的任务。

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步地说明：

附图说明

图1为本发明的整体结构示意图；

图2为并联操纵机构的示意图；

图3为定位架的结构示意图；

图4为动机臂和定机臂布置关系的示意图；

图5为机臂折叠动力系统及起落架的示意图；

图6为机身的结构示意图；

图7为从一个方向看的本发明的无人机对接机构的整体示意图；

图8为从另一个方向看的本发明的无人机对接机构的整体示意图；

图9为对接公头的结构示意图；

图10为锁紧体的结构示意图；

图11为驱动机构及承载体的布置示意图；

图12为驱动机构示意图；

图13为中空腔的结构示意图；

图14为利用本发明实现二个无人机对接的示意图；

图15为利用本发明实现四个无人机对接的示意图；

图16为在并联操纵机构的驱动下共轴双旋翼向左倾斜的示意图；

图17为在并联操纵机构的驱动下共轴双旋翼向右倾斜的示意图；

图18为在并联操纵机构的驱动下共轴双旋翼向前倾斜的示意图；

图19为在并联操纵机构的驱动下共轴双旋翼向后倾斜的示意图；

图20为动机臂展开示意图；

图21为动机臂折叠示意图；

图22为对接公头和对接母头对接过程的示意图；

图23为对接公头和对接母头对接后分离过程的示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，因此只作为示例，而不能以此来限制本发明的保护范围。

需要注意的是，除非另有说明，本申请使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域技术人员所理解的通常意义。

结合图1说明，共轴双旋翼无人机包含机身5、起落架6、共轴双旋翼7和双旋翼动力系统8，双旋翼动力系统8的输出端连接共轴双旋翼7的旋翼轴7-1；

还包含并联操纵机构9、机臂折叠动力系统10和对接机构A，双旋翼动力系统8安装在并联操纵机构9上，所述并联操纵机构9安装在机身5的上部，以控制双旋翼动力系统8在空间的姿态，在机身5的周向上均匀布置有多根定机臂1041，每根定机臂1041上可转动地设置有一根动机臂1042，机臂折叠动力系统10布置在机身5的下部，以控制所有动机臂1042同步朝向机身5折叠，对接机构A包含可对接的对接公头2和对接母头3，对接公头2和对接母头3交替设置在动机臂1042的末端，用于无人机之间的对接，起落架6安装在定机臂1041的底部。

本实施方式中，并联操作机构9作为控制飞行姿态的执行机构，可控制双旋翼动力系统8在空间的姿态，可实现双旋翼动力系统8及共轴双旋翼7左摆、右摆、前摆或后摆。在飞行姿态调整的同时，利用机臂折叠动力系统10可控制周向布置的所有动机臂1042同步向机身5折叠，响应及时同步，重量分布均匀，实现无人机机体的变形，在变形过程中稳定可靠。独特设计的对接机构，利用对接公头2和对接母头3完成多个无人机的对接，实现搭建成载荷能力更强的空中作业平台，以应对更复杂的任务。

为减小降落时的冲击，设计起落架如图5所示。起落架6由基座61和弹簧62组成，基座61固定在机身5的定机臂1041的底部，弹簧62和基座61之间通螺旋安装配合，弹簧62具有一定的弹性，在降落过程中有一定的缓冲作用。

作为一个实施例，如图2-图3所示，所述并联操纵机构9包含定位架9-1、万向轴9-5、底座9-6和三套连杆机构；双旋翼动力系统8安装在定位架9-1上，万向轴9-5的外环与定位架9-1相连，万向轴9-5的内环可转动地设置在底座9-6的中心通道内壁上，底座9-6安装在机身5上，定位架9-1由万向轴9-5和沿周向均布的三套连杆机构支撑，每套连杆机构布置在底座9-6上，用于控制定位架9-1在空间的姿态。

上述方案中，双旋翼动力系统8驱动两个螺旋桨，给无人机的飞行提供动力，优选地，双旋翼动力系统8为电机。在共轴双旋翼7的设计上，上层螺旋桨采用带平衡杆设计以提高飞行器的稳定性和抗干扰能力。万向轴9-5的内环相对底座9-6转动，万向轴的外环相对内环转动，两个转动轴呈十字形排布，为了保证连接轴有足够的刚度，设计外部套管固定在电机上，并通过与之连接的轴承座和轴承对上层螺旋桨的轴系提供支撑，有效抑制上层螺旋桨的横向抖动。在双旋翼动力系统8姿态调整中，通过控制三套连杆机构，实现控制定位架9-1姿态的效果。

作为优选实施例，如图3所示，每套所述连杆机构包含拉杆9-2、连接臂9-3和舵机b9-4；舵机b9-4安装在底座9-6上，连接臂9-3的一端安装舵机b9-4的输出端上，连接臂9-3的另一端与拉杆9-2的一端可转动连接，拉杆9-2的另一端与定位架9-1可转动连接。本实施例通过控制三个舵机b9-4与连接臂9-3之间的夹角，推动与连接臂9-3连接的拉杆9-2(可选地，拉杆为球头拉杆)，而拉杆9-2的另一端连接着定位架9-1，最后实现了三个舵机b9-4操纵双旋翼动力系统8姿态的效果。使用三组舵机、连接臂和拉杆，直接作用在双旋翼动力系统8(可选地，选用电机)轴线上使得旋翼相对机身倾斜操纵，结构简单，避免了旋翼高速转动时与之机械连接的结构长期运转易磨损且零件更换调试困难的问题。图16-图19为在连杆机构驱动下，双旋翼动力系统8在空间的四种姿态。并联操纵机构中的单个驱动结构可以看作为四连杆执行结构模型，运动副低，具有承受高载荷的优点。

为了进一步提高姿态响应的快速性和稳定性，定位架9-1设计为并联上层平台9-11、连接柱9-12、并联下层平台9-13和并联底层平台9-14的装配式结构，并联操纵机构的这种三层平台是基于模块化理念设计出的结果。操纵机构的上层平台负责与动力系统相连接，底层平台负责与机身相连接。操纵机构从整体来看与无人机其它部件相对独立，只需保证对接孔位一致，可适配在不同的无人机动力系统和机身上，具有较好的复用性和扩展性。

双旋翼动力系统8固定在并联上层平台9-11上，并联上层平台9-11通过连接柱9-12与并联下层平台9-13相连，并联下层平台9-13固定在万向轴9-5的外环上，并联底层平台9-14固定在底座9-6上，万向轴9-5的内环可转动地设置在并联底层平台9-14的中心通道内壁上，舵机b9-4提供动力源，通过控制三个舵机b9-4与连接臂9-3之间的夹角，推动与连接臂9-3连接的拉杆9-2，而拉杆9-2的另一端连接着并联上层平台9-11，最后实现了三个舵机b9-4操纵并联上层平台9-11姿态的效果。与此同时，并联上层平台9-11使用了三个定位孔与无人机的双旋翼动力系统8进行固定，定位孔的下方对应安装着三个连接柱9-12，并联上层平台9-11通过三个连接柱9-12与并联下层平台9-13安装固定，其中并联下层平台9-13和并联底层平台9-14之间设计有万向轴进行连接，万向轴的外环和并联下层平台9-13螺栓配合，万向轴的内环和并联底层平台9-14也是螺栓配合。利用该万向轴限制着无人机并联上层平台9-11的空间自由度，使得整个无人机并联操纵机构中只剩下万向轴的两个转动方向的自由度。本实施方式设计万向轴是基于万向十字轴承，相比万向球轴承可以直接承受竖直方向上从旋翼到机身的扭矩，避免了连杆机构在受拉的同时还要受弯的风险。

通过本实施例设计的并联操纵机构，调节了并联上层平台9-11的空间姿态，进而控制无人机双旋翼动力系统8整体相对于无人机机身的夹角，达到了控制无人机飞行姿态的作用，并联操纵机构优点：相较于普通共轴无人机的角度调节机构，并联操纵机构具有静刚度大、动态响应迅速等优点，保证无人机飞行过程中姿态响应的快速性和稳定性。

作为另一个实施例，如图4和图5所示，设计了控制所有动机臂1042同步朝向机身5折叠的机臂折叠动力系统10，所述机臂折叠动力系统10包含舵机c101、轮盘102和牵引绳103；舵机c101安装在机身5的下部，轮盘102的中部安装在舵机c101的输出端上，轮盘102上带有绳槽，每个动机臂上对应设置有一根牵引绳103，牵引绳103的一端固定在绳槽内，牵引绳103的另一端固定在动机臂1042上。通过控制舵机c101的转动，舵机c101的转轴将动力传递给轮盘102，并带动轮盘102转动，牵引轮盘旋转收纳周围的多根牵引绳103，牵引无人机的多个动机臂1042向机身5方向折叠。如图21显示的是在机臂折叠动力系统10的作用下，四个动机臂1042向机身5折叠的状态图。

为了实现折叠和展开状态能随意切换，动机臂1042相对定及臂1041转动处设置有扭簧105，扭簧105的簧圈套设在动机臂1042与定机臂1041的转轴上，扭簧105的两个扭臂分别抵靠在动机臂1042和定机臂1041的定位柱上；在牵引轮盘102旋转收纳周围的多根牵引绳103时，牵引绳103克服扭簧105的作用力，牵引无人机的四个动机臂1042实现折叠；每个转动处呈上下对称设计两个扭簧105，扭簧的两个扭臂分别抵住定机臂1041上的定位柱和动机臂1042上的定位柱上，使得动机臂1042始终受到来自扭簧的张力，实现动机臂1042的展开，图20显示了动机臂1042和定机臂1041处于展开状态。

作为一种可实施方式，如图4所示，牵引绳103选用钢丝软绳，机身5上的底盘和舵机c101的舵机板之间通过四根立柱固定，两板之间安装舵机c101，作为折叠结构的动力源，通过控制舵机c101的转动，舵机c101的转轴通过舵机盘106，驱动牵引转盘底板107，带动与牵引转盘底板107相连的轮盘102进行转动。

进一步地，如5所示，折叠卡槽10421和伸展卡槽10422设置在动机臂1042上，折叠卡槽10421和伸展卡槽10422可与定机臂1041上的定位柱10411相作用，以控制动机臂1042在伸展状态和折叠状态之间切换。动机臂1042上设计由伸展卡槽10422和折叠卡槽10421，用于限制动机臂1042折叠的活动夹角，使其始终在直线伸展和垂直折叠的两个状态切换。

折叠结构的优点：相较于普通的无人机变体动作，该折叠结构通过一个驱动装置，实现多个动机臂1042的折叠，质量分布均匀，有重量低、响应同步等优点。

基于无人机特点，如图6所示，设计了独特的机身5，机身5的主要结构件都采用碳纤维和铝合金材料。控制板13分布在两侧，用于控制各种舵机，电池12放在最中间，用于给控制板13、双旋翼动力系统和各种舵机供电，还设置了陀螺仪11，其布置在机身5的顶部，用于检测无人机整体姿态。机身5上表面通过四个均匀分布的角铁与并联操纵机构9相连。

在另一个实施例中，设计的对接机构如图7-图13所示，所述对接公头2包含锁紧体21和对接体22，所述锁紧体21上开有卡槽210；所述对接母头3包含承载体31、拉力弹簧32和连杆组件，承载体31具有可容纳锁紧体的中空腔311，承载体31的外壁上加工有贯通中空腔的插孔312，连杆组件包含两个折形连杆33，对接公头2安装在其中一个机臂1上，对接母头3安装在另一个机臂1042上，两个折形连杆33分别与另一个所述机臂1转动连接，两个折形连杆33的一端均具有可进出插孔22的插销330，两个折形连杆33的另一端之间连接有拉力弹簧32；当对接体22与承载体31未对接时，插销330位于插孔312内，对接体22与承载体31对接后，插销330位于卡槽210内，且对接体22与承载体31被周向限位，对接和未对接时拉力弹簧32均处于压缩状态。

本实施方式的对接公头2和对接母头3接触面结构互补，在不同类型面的交接处还可设计圆角，增大对接的成功率和稳定性。

本实施方式的对接机构采用机械方式的刚性对接，具有对接简单、对接刚度大、稳定性好等优点。理论上没有无人机对接数量限制，可无线扩展，对于一个无人机而言，排布方式上采用对接公头和对接母头交替分布的方式(图1中为周向四个方向交替设置)。形成如图14所示的两个无人机对接和如图15所示的四个无人机对接。

进一步地，如图10所示，所述卡槽210在锁紧体21的外表面上沿周向设置。卡槽设计成环形槽，这样不论插销330周向如何变化，插销330均能位于卡槽210内，定位方便可靠。

可选地，如图11和图12所示，为了实现对接后的无人机的分离，所述无人机对接机构还包含安装在另一个动机臂1042上的驱动机构4，所述驱动机构4包含舵机41和凸轮42，舵机41安装在另一个所述动机臂1042上，凸轮42安装在舵机41的输出轴上，且凸轮42位于两个折形连杆33之间，两个插销330在卡槽210内的张开动作由驱动机构4控制。凸轮42由舵机41驱动运动，舵机41是整个对接机构分离时的动力源。设计成折形连杆，在凸轮的作用下，有助于插销330张开，实现脱离卡槽210，完成分离。

较佳地，凸轮42为椭圆形凸轮。利用椭圆形长轴和短轴的不同，实现在凸轮42旋转作用下，两个折形连杆33能作张合运动。此初，对接公头2和对接母头3处于结合状态，舵机41开始顺时针转动，驱动着凸轮42转动，挤压对接母头3上的两个折形连杆33，使其克服末端拉力弹簧32拉力作用，两个插销330逐渐张开，凸轮42继续转动，顶压折形连杆33，当锁紧的两个插销330处于完全打开状态时，对接公头2不再受到直线方向的移动限制，离开对接母头3，完成脱钩，对接公头2分离以后，舵机41驱动着凸轮42逆时针转动，在拉力弹簧32的拉力作用下两个插销330回到插孔312内，以准备下一次对接，此时对接机构分离动作完成。

进一步地，如图12所示，每个所述折形连杆33包含连接为一体的第一杆331、第二杆332和第三杆333；第二杆332位于第一杆331和第三杆333之间，且第二杆332分别与第一杆331和第三杆333垂直，第三杆333与另一个所述机臂1铰接，第三杆333的端部设置有插销330，第一杆331的端部连接有拉力弹簧32，凸轮42位于两个第一杆331之间。

将折形连杆设计成直角折形结构，布置紧凑，利用椭圆形长轴和短轴的不同，实现在凸轮42旋转作用下，两个折形连杆33能作张合运动，初始，两个折形连杆33的插销330位于插孔312内，凸轮42的长轴呈水平布置，第一杆331平行并靠近或接触凸轮的短轴所在的外端面，凸轮42旋转，凸轮的长轴所在的外端面逐渐靠近并挤压两个第一杆331，使其克服末端拉力弹簧32的拉力作用，两个第三杆333被驱动绕动机臂1042向外旋转，两个插销330逐渐张开，凸轮42继续转动，顶压第一杆331，当锁紧的两个插销330处于完全打开状态，脱离卡槽210时，对接公头2不再受到直线方向的移动限制，离开对接母头3，完成脱钩，此时，插销330部分或全部脱离插孔312，凸轮42的长轴处于竖直状态，之后随着凸轮42的反向旋转，插销330逐渐直至完全置于插孔312内，长轴又恢复呈水平布置。

更优选地，为了实现对接公头2和对接母头3稳定可靠地对接，如图10-图12所示，对接体22的外周面上设有凸棱221，承载体31的外周面上设有凹槽313，凸棱221和凹槽313匹配限制对接公头2和对接母头3的周向转动。

进一步地，为了增大对接的成功率和稳定性。所述锁紧体21包含小圆锥211、圆柱212和大圆锥213；小圆锥211、圆柱212和大圆锥213三者依次固接，且同轴设置，圆柱212的外周面上开有卡槽211，对接体22布置在大圆锥213上，对接体22与承载体31对接时，小圆锥211、圆柱212和大圆锥213布置在中空腔311内。

如图13所示，所述中空腔311包含同轴布置的圆锥腔3111和圆柱腔3112，对接体22与承载体31对接时，小圆锥211布置在圆锥腔3111内，圆柱212布置在圆柱腔3112内。设计成接触面呈互补结构，增大了对接的成功率和稳定性。采用锥形和圆柱相结合的方式，使得对接机构紧凑性好，又提高了对接的稳定性。

基于上述对接机构，还提供适用于二个或多个无人机的对接方法，具体过程如图22所示(图中实心箭头表示相应部件的动作方向)，对接公头2移动，接近对接母头3，对接公头2的锁紧体21接触到对接母头3上的插销330，并对其形成挤压力，由于受到对接过程中对接公头2的对接挤压，两个折形连杆33的另一端的拉力弹簧32被拉伸，对接公头2继续向对接母头3移动，当卡槽211移动到插销330的正下方时，插销330在拉力弹簧32拉力的作用下实现锁紧，此时插销330与卡槽211配合，限制对接机构直线方向的移动，在插孔210定位作用下，对接体22与承载体31对接并被周向限位，至此对接动作完成。对接后形成如图14-图15所示的两个无人机和四个无人机相连控制作业平台。

基于上述对接机构，还提供适用于二个或多个无人机的对接机构的分离方法，具体过程如图23所示(图中实心箭头表示相应部件的动作方向)，对接公头2和对接母头3处于配合状态，舵机41开始顺时针转动，驱动着凸轮42转动，挤压对接母头3上的两个折形连杆33，使其克服末端拉力弹簧32拉力作用，两个插销330逐渐张开，凸轮42继续转动，顶压折形连杆33，当两个插销330处于完全打开状态时，对接公头2不再受到直线方向的移动限制，离开对接母头3，完成脱钩，对接公头2分离以后，舵机41驱动着凸轮42逆时针转动，在拉力弹簧32的拉力作用下两个插销330回到插孔312内，以准备下一次对接，此时对接机构分离动作完成。分离形成的单体无人机如图1和图20的展开模式，以及图21所示的可折叠模式。

本发明已以较佳实施案例揭示如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可以利用上述揭示的结构及技术内容做出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施案例，均仍属本发明技术方案范围。

Claims (6)

1.共轴双旋翼无人机，包含机身（5）、起落架（6）、共轴双旋翼（7）和双旋翼动力系统（8），双旋翼动力系统（8）的输出端连接共轴双旋翼（7）的旋翼轴（7-1）；

其特征在于：还包含并联操纵机构（9）、机臂折叠动力系统（10）和对接机构（A），双旋翼动力系统（8）安装在并联操纵机构（9）上，所述并联操纵机构（9）安装在机身（5）的上部，以控制双旋翼动力系统（8）在空间的姿态；所述并联操纵机构（9）包含定位架（9-1）、万向轴（9-5）、底座（9-6）和三套连杆机构；双旋翼动力系统（8）安装在定位架（9-1）上，万向轴（9-5）的外环与定位架（9-1）相连，万向轴（9-5）的内环可转动地设置在底座（9-6）的中心通道内壁上，底座（9-6）安装在机身（5）上，定位架（9-1）由万向轴（9-5）和沿周向均布的三套连杆机构支撑，每套连杆机构布置在底座（9-6）上，用于控制定位架（9-1）在空间的姿态；

在机身（5）的周向上均匀布置有多根定机臂（1041），每根定机臂（1041）上可转动地设置有一根动机臂（1042），机臂折叠动力系统（10）布置在机身（5）的下部，以控制所有动机臂（1042）同步朝向机身（5）折叠；所述机臂折叠动力系统（10）包含舵机c（101）、轮盘（102）和牵引绳（103）；舵机c（101）安装在机身（5）的下部，轮盘（102）的中部安装在舵机c（101）的输出端上，轮盘（102）上带有绳槽，每个动机臂上对应设置有一根牵引绳（103），牵引绳（103）的一端固定在绳槽内，牵引绳（103）的另一端固定在动机臂（1042）上；

对接机构（A）包含可对接的对接公头（2）和对接母头（3），对接公头（2）和对接母头（3）交替设置在动机臂（1042）的末端，用于无人机之间的对接，起落架（6）安装在定机臂（1041）的底部，所述对接公头（2）包含锁紧体（21）和对接体（22），所述锁紧体（21）上开有卡槽（210）；所述对接母头（3）包含承载体（31）、拉力弹簧（32）和连杆组件，承载体（31）具有可容纳锁紧体的中空腔（311），承载体（31）的外壁上加工有贯通中空腔的插孔（312），连杆组件包含两个折形连杆（33），对接公头（2）安装在其中一个动机臂（1042）上，对接母头（3）安装在另一个动机臂（1042）上，两个折形连杆（33）分别与另一个所述动机臂（1042）转动连接，两个折形连杆（33）的一端均具有可进出插孔（312）的插销（330），两个折形连杆（33）的另一端之间连接有拉力弹簧（32）；当对接体（22）与承载体（31）未对接时，插销（330）位于插孔（312）内，对接体（22）与承载体（31）对接后，插销（330）位于卡槽（210）内，且对接体（22）与承载体（31）被周向限位，对接和未对接时拉力弹簧（32）均处于压缩状态；还包含安装在另一个动机臂（1042）上的驱动机构（4），所述驱动机构（4）包含舵机d（41）和凸轮（42），舵机d（41）安装在另一个所述动机臂（1042）上，凸轮（42）安装在舵机d（41）的输出轴上，且凸轮（42）位于两个折形连杆（33）之间，两个插销（330）在卡槽（210）内的张开动作由驱动机构（4）控制。

2.根据权利要求1所述共轴双旋翼无人机，其特征在于：每套所述连杆机构包含拉杆（9-2）、连接臂（9-3）和舵机b（9-4）；舵机b（9-4）安装在底座（9-6）上，连接臂（9-3）的一端安装舵机b（9-4）的输出端上，连接臂（9-3）的另一端与拉杆（9-2）的一端可转动连接，拉杆（9-2）的另一端与定位架（9-1）可转动连接。

3.根据权利要求1所述共轴双旋翼无人机，其特征在于：动机臂（1042）相对定机臂（1041）转动处设置有扭簧（105），扭簧（105）的簧圈套设在动机臂（1042）与定机臂（1041）的转轴上，扭簧（105）的两个扭臂分别抵靠在动机臂（1042）和定机臂（1041）的定位柱上，折叠卡槽（10421）和伸展卡槽（10422）设置在动机臂（1042）上，折叠卡槽(10421)和伸展卡槽（10422）可与定机臂（1041）上的定位柱（10411）相作用，以控制动机臂（1042）在伸展状态和折叠状态之间切换。

4.根据权利要求1所述共轴双旋翼无人机，其特征在于：所述对接体（22）的外周面上设有凸棱（221），承载体（31）的外周面上设有凹槽（313），凸棱（221）和凹槽（313）匹配限制对接公头（2）和对接母头（3）的周向转动。

5.根据权利要求1所述共轴双旋翼无人机，其特征在于：所述锁紧体（21）包含小圆锥（211）、圆柱（212）和大圆锥（213）；小圆锥（211）、圆柱（212）和大圆锥（213）三者依次固接，且同轴设置，圆柱（212）的外周面上开有卡槽（210），对接体（22）布置在大圆锥（213）上，对接体（22）与承载体（31）对接时，小圆锥（211）、圆柱（212）和大圆锥（213）布置在中空腔（311）内，所述中空腔（311）包含同轴布置的圆锥腔（3111）和圆柱腔（3112），对接体（22）与承载体（31）对接时，小圆锥（211）布置在圆锥腔（3111）内，圆柱（212）布置在圆柱腔（3112）内。

6.根据权利要求1所述共轴双旋翼无人机，其特征在于：每个所述折形连杆（33）包含连接为一体的第一杆（331）、第二杆（332）和第三杆（333）；第二杆（332）位于第一杆（331）和第三杆（333）之间，且第二杆（332）分别与第一杆（331）和第三杆（333）垂直，第三杆（333）与另一个所述动机臂（1042）铰接，第三杆（333）的端部设置有插销（330），第一杆（331）的端部连接有拉力弹簧（32），凸轮（42）位于两个第一杆（331）之间。

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