CN207450249U - 一种无人机旋翼变桨距机构 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种无人机旋翼变桨距机构，其具有一个空心主轴，无人机的旋翼固定安装在所述空心主轴的上端并由所述空心主轴带动所述旋翼转动以产生升力；所述空心主轴内部设置有一个变距操纵杆，变距操纵杆的上端可相对其转动地连接有一个可随所述变距操纵杆上下运动的传力臂支座，所述传力臂支座通过传力臂驱动所述旋翼的偏心臂带动所述旋翼绕其安装轴线转动以改变所述旋翼的迎角。本申请通过将变距操纵杆设置在空心主轴内部，使得旋翼和悬臂之间不需要留出安装变距机构的空间，主轴从悬臂向上伸出的高度可以尽可能变小，大大减轻了结构重量，提高了本申请的无人机的有效载荷搭载能力。

Description

一种无人机旋翼变桨距机构

技术领域

本实用新型涉及无人机技术领域，尤其涉及一种多旋翼的无人机，特别涉及一种无人机旋翼变桨距机构。

背景技术

无人驾驶飞机简称“无人机”，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。无人机按应用领域，可分为军用与民用。军用方面，无人机分为侦察机和靶机。民用无人机在航拍、农业、植保、微型自拍、快递运输、灾难救援、观察野生动物、监控传染病、测绘、新闻报道、电力巡检、救灾、影视拍摄等领域应用广泛。

现有多旋翼无人机通常为电动无人机。多旋翼电动无人机的结构简单易于制造，电机重量轻、转动平稳，动力系统易于标准化，因而整机相对而言易于操控，且飞行噪音低，在短航程民用领域发展较为活跃。然而由于电池的能量密度远远低于燃油，电动无人机受到电池的限制，航程较短，载荷水平较低，无法应用于军用大载荷侦察和攻击领域。而现有长航程的燃油无人机通常采用固定翼结构，起飞降落受到机场的限制，无法悬停，造价高，操控繁琐，使用的灵活机动性不够。

CN 106697278A公开了一种直驱式油动定转速变桨距多旋翼无人机，包括机身、动力系统、起落架和航电系统，所述的机身为全复材的一体化机身，所述的动力系统由发动机系统、变桨距系统、供油系统和旋翼系统组成。上述现有技术的无人机的六个旋翼等角度间隔地围绕机体设置，导致机体上搭载的应用载荷只能设置于机体正下方，且由于各方向都受到旋翼的阻挡，搭载的载荷只能向下开展作业，无法向斜上方发射武器或者进行观测，存在荷载水平低，结构布局不合理，难以发挥无人机的控制及安全优势的缺陷，限制了旋翼无人飞机在军事及监测领域的发展应用。

CN 205998123U公开了一种立式布局燃油动力四旋翼飞行平台，其组成包括机架、动力系统、导航与控制系统、电气系统和任务平台。四个相同的机臂两两对接在连接有起落架的硬壳式机身上组成机架；动力系统设置在每个机臂的末端，为飞行平台提供动力和能源；导航和控制系统感知和控制飞行平台的姿态、高度和位置；电气系统具有充电、供电和指示功能；任务平台用于安装不同的任务设备。该现有技术的无人机设置了四台独立的发动机，相邻旋翼相互之间的气流干扰难以排解，加大发动机的间距会进一步加大体积和重量。

上述现有技术的无人机，每个悬臂上均配置一台油动发动机，裸露的发动机加上旋翼的噪音，导致无人机几乎没法在城市空域使用，军用环境下使用也没有什么隐蔽性。

CN 106184740A公开了一种用于无人机旋翼变距的装置，其中同时公开了一种四旋翼的无人机，该无人机通过设置在机身内部的两轴输出的油动发动机对前后两对旋翼进行驱动，但是其采用的特制发动机技术不成熟，输出功率有限，无法应用于大载荷的武装无人机。另外，该现有技术所采用的旋翼变距的装置，通过舵机驱动套设在主轴上的上下滑块进行上下滑动，以带动与上下滑块相连的传动臂进行动作，进而通过传动臂带动旋翼转动，以改变旋翼的迎角，用以实现旋翼变距的目的。但是该现有技术中，由于主轴上需要套设上下滑块，导致主轴从悬臂向上伸出的高度太大，主轴需要更高的强度、更大的重量，主轴直径也要很大。围绕主轴设置的各种空心结构的滑块，随着主轴直径的变大而变大，另外，随着主轴长度的变长，操纵变距的连杆的行程也会变大，舵机需要更大的角度进行操纵，因而容易发生抱死的情况，而且由于连接舵机的连杆距离操纵对象太远，导致连杆机构非常复杂，其可靠性无疑会降低很多，而且结构重量也变得很大。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种无人机旋翼变桨距机构，以减少或避免前面所提到的问题。

为解决上述技术问题，本实用新型提出了一种无人机旋翼变桨距机构，用于通过舵机驱动无人机的旋翼绕其安装轴线转动以改变所述旋翼的迎角，其中，所述无人机旋翼变桨距机构具有一个空心主轴，所述旋翼固定安装在所述空心主轴的上端并由所述空心主轴带动所述旋翼转动以产生升力；所述空心主轴内部设置有一个可沿所述空心主轴的长度方向上下运动的变距操纵杆，所述变距操纵杆的上端可相对其转动地连接有一个可随所述变距操纵杆上下运动的传力臂支座，所述传力臂支座通过传力臂驱动所述旋翼的偏心臂带动所述旋翼绕其安装轴线转动；所述舵机通过连杆与所述变距操纵杆的下端连接并操纵所述变距操纵杆上下运动。

优选地，所述变距操纵杆的上端从所述空心主轴的顶部穿出，并穿过所述传力臂支座的中心孔与一个锁定帽固定连接。

优选地，所述变距操纵杆穿出所述空心主轴的顶部之后的直径小于位于所述空心主轴的内部的直径，从而形成了一个位于所述变距操纵杆的上端的台阶。

优选地，所述传力臂支座的中心孔中设置有支座轴承，所述支座轴承的外圈与所述中心孔过盈配合。

优选地，所述支座轴承的内圈的下部坐落在所述台阶上，所述支座轴承的内圈的上部通过一个限位套顶在所述锁定帽的下方。

优选地，所述台阶伸出在所述空心主轴的顶部之外。

优选地，所述传力臂支座的中心孔的下部开口大于其上部开口。

优选地，所述空心主轴设置从一个传动座的内部向外伸出，所述传动座的底部具有供所述变距操纵杆的下端穿出的端口。

优选地，所述舵机设置在所述传动座的外侧，并通过设置在所述传动座的下方的连杆与所述变距操纵杆的下端连接。

优选地，所述传动座的底部设置有连杆支撑座。

本申请的无人机旋翼变桨距机构通过将用于操纵变距的变距操纵杆设置在空心主轴内部，使得旋翼和悬臂之间不需要留出安装变距机构的空间，用于带动悬臂转动的主轴从悬臂向上伸出的高度可以尽可能变小，基本上可以压缩到结构的极限高度以下，大大减轻了结构重量。并且由于舵机可以通过连杆从主轴的底部操纵变距操纵杆上下运动，舵机的转角行程可以变得非常微小，大大减少了连杆的操纵距离，完全消除了连杆发生抱死的可能性。同时由于连杆操纵距离变小，连杆的结构变得非常简单和小巧，提高了本实用新型的结构可靠性，同时简单小巧的结构可以进一步降低结构重量，提高了本申请的无人机的有效载荷搭载能力。

附图说明

以下附图仅旨在于对本实用新型做示意性说明和解释，并不限定本实用新型的范围。其中，

图1显示的是根据本实用新型的一个具体实施例的无人机的立体结构示意图；

图2显示的图1所示无人机的部分结构去除后的结构示意图；

图3显示的是根据本申请的另一个具体实施例的无人机的机身内部的传动结构示意图；

图4显示的是根据本申请的一个具体实施例的无人机旋翼变桨距机构的外部结构示意图；

图5显示的是图4所示无人机旋翼变桨距机构的内部驱动结构示意图；

图6显示的是根据本申请的另一个具体实施例的无人机旋翼变桨距机构的局部剖视分解示意图。

具体实施方式

为了对本实用新型的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本实用新型的具体实施方式。其中，相同的部件采用相同的标号。

正如前述，现有无人机大多采用全对称布局，导致重心位置集中于一点，载荷布局受到极大的限制，且由于全对称布局的旋翼将无人机的各个方向都阻挡了，导致搭载的载荷无法向斜上方发射武器或者进行观测，限制了现有无人机的应用范围。另外相邻旋翼相互之间存在气流干扰，延长悬臂长度会增加整机重量，搭载有效载荷的能力受到极大的限制。

为解决上述缺陷，本申请提供了一种无人机，如图1-2所示，其中，图1 显示的是根据本实用新型的一个具体实施例的无人机的立体结构示意图；图 2显示的图1所示无人机的部分结构去除后的结构示意图。

参见图1-2，本申请的无人机包括机身1、起落架2、四个悬臂3以及四个旋翼5，机身1连接四个悬臂3，每个悬臂3均支撑有一个相同直径的旋翼 5。与现有多轴无人机不同的是，本申请的无人机的机身1为左右对称结构的长条形，机身1具有一个纵向对称轴线6，机身1总体上呈长条形平行于所述对称轴线6设置。无人机的机头和机尾各设置有两个对称于所述对称轴线 6布置的旋翼5。本申请的基本构思是，在无人机的机身1为长条形，机身1 具有对称轴线6，四个旋翼5分别设置于对称轴线6的两侧，从而在机身1 下方的纵向形成了一个无遮挡的通道，以利于设置光电吊舱7和武器发射筒 (图中未示出)等载荷，避免观测和武器发射的时候与悬臂3和旋翼5等发生干涉，影响使用和作战效能，提高了无人机的应用范围。另外，由于设置了对称轴线6，则在无人机的纵向上就不会有升力结构，悬臂3及其上的旋翼5等结构只能分布在对称轴线6的两侧，由此可以在机身纵向获得更大范围的载荷挂载点，易于扩展载荷布局。

进一步的，如图所示，本申请的无人机的机身大体上为长条状的梭形结构，机头和机尾的宽度缩窄，中部宽度最大便于设置发动机。梭形结构的机身也可以在前进和后退过程中降低飞行阻力，提高无人机的航程。另外，梭形结构的机身也可以为旋翼直径的最大化提供了空间。

进一步地，如图1所示，本申请的无人机在一个具体实施例中，机身1 的前端设置有可挂载光电吊舱7的吊舱挂载结构(图中未示出)。在另一个具体实施例中，机身1的下部可以设置挂载武器发射筒的连接结构(图中未示出)，例如，沿对称轴线6的长度方向可平行设置两个或两个以上武器发射筒，其中所述武器发射筒可以具体为导弹发射筒或者火箭弹发射筒，由于这类武器发射筒需要提供斜向上的仰角，如果其前方有旋翼等障碍物则难以发射导弹或者火箭弹(存在干涉的情况下无人机就坠毁了)，因此为便于载荷布置，机头和机尾的旋翼5与对称轴线6的距离相等设计，则武器发射筒可以直观地通过平行于载荷通道6的长度方向设置的方式实现无人机的载荷重心平衡，以便于无人机的操控，简化飞控软件的设计难度。

为了克服相邻旋翼气流干扰的问题，本申请中的每个旋翼5均围绕设置有一个形状相同的圆环形的导流罩4。导流罩4的设置使得旋翼5的直径可以最大化的进行扩展，只要不与机身1干涉即可，从而可以在无需延长悬臂 3的长度的情况下，尽可能有效的提高无人机的升力，因而可以提高无人机的搭载能力。为了看得更清楚，图2中的无人机的部分结构被去除了。

图3显示的是根据本申请的另一个具体实施例的无人机的机身内部的传动结构示意图，从图2-3中可见，本申请的无人机的悬臂3为空心结构，其内部设置有传动杆9。本申请的无人机的机身1中安装有发动机99，发动机的动力可以通过皮带等结构传递给传动轮90，传动轮90进一步通过与之连接的传动杆9将动力传递给每一个旋翼5。

在图3所示传动结构中，一个主轴8平行设置在无人机的机头和机尾的悬臂3之间，主轴8上固定安装有一个动力输入轮81、一个第一动力输出轮 82以及一个第二动力输出轮83，动力输入轮81由发动机99通过发动机皮带 84驱动，第一动力输出轮82和第二动力输出轮83分别通过第一皮带85和第二皮带86驱动无人机的悬臂3中设置的传动杆9转动，并将发动机99的动力传递给每一个旋翼5。

本申请的无人机的传动结构仅需要利用皮带(发动机皮带84，第一皮带 85以及第二皮带86)和一根主轴8，就可以将机身内部安装的发动机99的动力分别传递给机头和机尾的四个旋翼5，结构简单，重量轻，技术成熟，实现起来不存在任何风险，且发动机99可以采用普通内燃机或者市售的现有航空发动机，不需要特别设计专用发动机。采用现有的发动机还可以根据需要选用不同功率的发动机，可以满足各种载荷大小的无人机的需要。另外主轴8平行于悬臂3设置，设置在主轴8上的三个轮子相互平行，因而机头和机尾的传动杆9接收动力的方式不需要通过锥齿轮换向，可以减少机械换向装置的重量。

同样如前所述，参照附图，在本申请的具体实施例中，传动杆9的中部固定连接一个传动轮90，传动轮90将动力传递给传动杆9，并驱动传动杆9 的两端连接的两个旋翼5朝相反的方向转动。由于本申请的无人机的机头和机尾各设置有两个对称于对称轴线6布置的悬臂3，机头的两个悬臂3位于同一直线上，其中可以设置一个传动杆9；机尾的两个悬臂3也位于同一直线上，其中也可以设置一个传动杆9，机头和机尾的这两个传动杆9同时受到主轴8的驱动朝相同的方向转动，因而机头的两个旋翼5与机尾的两个旋翼5在机身1的同一侧的转动情况是相同的。然后，传动杆9受到中部的传动轮90的驱动，分别向两侧传递动力，传动杆9传递的动力在其两端通过诸如锥齿轮87之类的机构转换动力的传递方向，同一个传动杆9的两端的旋翼 5被锥齿轮驱动朝相反的方向转动，因而可以抵消彼此的转矩，从而可以避免无人机的自转。

下面参照图4-6进一步详细说明本申请的无人机旋翼变桨距机构的具体特点，其中，图4显示的是根据本申请的一个具体实施例的无人机旋翼变桨距机构的外部结构示意图；图5显示的是图4所示无人机旋翼变桨距机构的内部驱动结构示意图；图6显示的是根据本申请的另一个具体实施例的无人机旋翼变桨距机构的局部剖视分解示意图。

如图，正如前述，本申请的无人机包括机身1、起落架2以及安装在无人机的机身1内部的发动机99，机身1具有一个纵向对称轴线6，无人机的机头和机尾各设置有两个对称于对称轴线6布置的悬臂3，每个悬臂3均支撑有一个旋翼5。其中悬臂3为空心结构，其内部设置有传动杆9。传动杆9 的中部固定连接有一个传动轮90，传动杆9从传动轮90开始沿着机身两侧的两个悬臂3向外延伸。

如图，每个悬臂3的末端均支撑有一个传动座69，传动座69内设置有传动齿轮，用于将传动杆9的动力通过传动齿轮传递给旋翼5。具体来说，图示传动座69大体上为一个立方体的盒子，悬臂3的末端与传动座69的一个外侧壁固定连接，同时该外侧壁与悬臂3相连接的位置具有一个供传动杆 9的端部伸入的孔，传动杆9的末端通过这个孔伸入位于传动座69的内部，并在传动杆9的末端通过花键连接有一个第一锥齿轮91，如图5所示。第一锥齿轮91与一个第二锥齿轮92相啮合，第二锥齿轮92通过花键连接用于带动旋翼5旋转的空心主轴68。

其中，空心主轴68为本申请的无人机旋翼变桨距机构的一个关键结构，下面将对此详细说明。如图6所示，本申请提供了一种无人机旋翼变桨距机构，其具有空心主轴68，旋翼5固定安装在空心主轴68的上端并由空心主轴68带动旋翼5转动以产生升力。空心主轴68内部设置有一个可沿空心主轴68的长度方向上下运动的变距操纵杆65，变距操纵杆65通过舵机67操纵其上下运动。

变距操纵杆65的上端可相对其转动地连接有一个可随着变距操纵杆65 上下运动的传力臂支座64，传力臂支座64通过传力臂641驱动旋翼5的偏心臂59带动旋翼5绕其安装轴线转动，从而可以改变旋翼5的迎角。

更具体的，舵机67通过连杆与变距操纵杆65的下端连接并操纵变距操纵杆65上下运动。更进一步地，舵机67设置在传动座69的外侧，并通过设置在传动座69的下方的连杆与变距操纵杆65的下端连接。

总体而言，本申请的无人机旋翼变桨距机构可用于通过舵机67驱动无人机的旋翼5绕其安装轴线转动以改变旋翼5的迎角，从而达到改变无人机的旋翼的桨距的目的。

在一个具体实施例中，空心主轴68设置从传动座69的内部向外伸出，空心主轴68伸出在传动座69之外的末端通过花键连接的方式与旋翼5的安装座651固定连接，为避免安装座651从空心主轴68的末端脱落，在安装座 651的上部设置有一个固定螺帽652，固定螺帽652可以通过螺纹连接的方式拧在空心主轴68的末端的外侧。为使得变距操纵杆65的下端可以通过舵机 67进行操作，传动座69的底部设置具有可供变距操纵杆65的下端穿出的端口。另外，设置在传动座69的下方的连杆的一端与舵机67连接，另一端与变距操纵杆65的下端连接，传动座69的底部设置有对连杆提供支撑的连杆支撑座691。

在另一个具体实施例中，变距操纵杆65的上端从空心主轴68的顶部穿出，并穿过传力臂支座64的中心孔642与一个锁定帽63固定连接，锁定帽 63的主要作用在于防止传力臂支座64从变距操纵杆65的上端脱落。

传力臂支座64上对应于旋翼5的数量连接有多个传力臂641，传力臂641 的另一端连接旋翼5的偏心臂59。在图示具体实施例中，每个悬臂3连接的旋翼5的数量为三个。

当旋翼5随着安装座651在空心主轴68的带动下转动的时候，与旋翼5 相连的传力臂支座64会随着旋翼5一起转动。而穿过传力臂支座64的中心孔642的变距操纵杆65的下端与舵机67连接，因而变距操纵杆65是不可转动的。这种情况下，变距操纵杆65与传力臂支座64之间需要设置一种特殊的结构关系，使得传力臂支座64一方面可以相对变距操纵杆65转动，另一方面还可以在变距操纵杆65上下运动的时候，传力臂支座64可以随着变距操纵杆65一起上下运动。

为实现上述特殊的功能，本申请提供了这样一种结构，即在传力臂支座 64的中心孔642中设置支座轴承621，使得传力臂支座64可以通过支座轴承 621绕着变距操纵杆65转动。同时，设法将支座轴承621的内圈卡在变距操纵杆65上，当变距操纵杆65上下运动的时候，卡在变距操纵杆65上的支座轴承621的内圈随着变距操纵杆65运动，从而带动支座轴承621的外圈也一起运动，而支座轴承621的外圈与传力臂支座64的中心孔642过盈配合，因而可以通过支座轴承621的外圈带动传力臂支座64上下运动。

为实现将支座轴承621的内圈卡在变距操纵杆65上的功能，在图示具体实施例中，变距操纵杆65穿出空心主轴68的顶部之后的直径小于位于空心主轴68的内部的直径，从而形成了一个位于变距操纵杆65的上端的台阶62。传力臂支座64的中心孔642中设置有支座轴承621，支座轴承621的外圈与中心孔642过盈配合。支座轴承621的内圈的下部坐落在台阶62上，支座轴承621的内圈的上部通过一个限位套61顶在锁定帽63的下方。因此，此处锁定帽63除了可以防止传力臂支座64从变距操纵杆65的上端脱落，还可以限制住限位套61，用于将支座轴承621的内圈通过限位套61压在台阶62上。

即，本实施例通过台阶62和限位套61的共同作用，将支座轴承621的内圈卡在变距操纵杆65上，从而当变距操纵杆65上下运动的时候，可以带动支座轴承621的内圈上下运动，最终既可以带动传力臂支座64上下运动，还可以使得传力臂支座64可以绕着变距操纵杆65转动。

在本申请的一个优选实施例中，台阶62伸出在空心主轴68的顶部之外，因而可以通过台阶62将传力臂支座64整体限制在台阶62的上方，传力臂支座64转动时不会与空心主轴68的顶部接触，不会出现结构干涉的问题。

另外，优选传力臂支座64的中心孔642为一个台阶孔，其下部开口大于其上部开口，支座轴承621可以设置在下部开口中，由于中心孔642的上部开口较小，因而支座轴承621可以被限制在上部开口的下方，从而避免支座轴承621从中心孔642的上部脱离出来造成事故。

本申请的无人机旋翼变桨距机构通过将用于操纵变距的变距操纵杆设置在空心主轴内部，使得旋翼和悬臂之间不需要留出安装变距机构的空间，用于带动悬臂转动的主轴从悬臂向上伸出的高度可以尽可能变小，基本上可以压缩到结构的极限高度以下，大大减轻了结构重量。并且由于舵机可以通过连杆从主轴的底部操纵变距操纵杆上下运动，舵机的转角行程可以变得非常微小，大大减少了连杆的操纵距离，完全消除了连杆发生抱死的可能性。同时由于连杆操纵距离变小，连杆的结构变得非常简单和小巧，提高了本实用新型的结构可靠性，同时简单小巧的结构可以进一步降低结构重量，提高了本申请的无人机的有效载荷搭载能力。

本领域技术人员应当理解，虽然本实用新型是按照多个实施例的方式进行描述的，但是并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案。说明书中如此叙述仅仅是为了清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体加以理解，并将各实施例中所涉及的技术方案看作是可以相互组合成不同实施例的方式来理解本实用新型的保护范围。

以上所述仅为本实用新型示意性的具体实施方式，并非用以限定本实用新型的范围。任何本领域的技术人员，在不脱离本实用新型的构思和原则的前提下所作的等同变化、修改与结合，均应属于本实用新型保护的范围。

Claims (10)

1.一种无人机旋翼变桨距机构，用于通过舵机(67)驱动无人机的旋翼(5)绕其安装轴线转动以改变所述旋翼(5)的迎角，其特征在于，所述无人机旋翼变桨距机构具有一个空心主轴(68)，所述旋翼(5)固定安装在所述空心主轴(68)的上端并由所述空心主轴(68)带动所述旋翼(5)转动以产生升力；所述空心主轴(68)内部设置有一个可沿所述空心主轴(68)的长度方向上下运动的变距操纵杆(65)，所述变距操纵杆(65)的上端可相对其转动地连接有一个可随所述变距操纵杆(65)上下运动的传力臂支座(64)，所述传力臂支座(64)通过传力臂(641)驱动所述旋翼(5)的偏心臂(59)带动所述旋翼(5)绕其安装轴线转动；所述舵机(67)通过连杆与所述变距操纵杆(65)的下端连接并操纵所述变距操纵杆(65)上下运动。

2.如权利要求1所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述变距操纵杆(65)的上端从所述空心主轴(68)的顶部穿出，并穿过所述传力臂支座(64)的中心孔(642)与一个锁定帽(63)固定连接。

3.如权利要求2所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述变距操纵杆(65)穿出所述空心主轴(68)的顶部之后的直径小于位于所述空心主轴(68)的内部的直径，从而形成了一个位于所述变距操纵杆(65)的上端的台阶(62)。

4.如权利要求3所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述传力臂支座(64)的中心孔(642)中设置有支座轴承(621)，所述支座轴承(621)的外圈与所述中心孔(642)过盈配合。

5.如权利要求4所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述支座轴承(621)的内圈的下部坐落在所述台阶(62)上，所述支座轴承(621)的内圈的上部通过一个限位套(61)顶在所述锁定帽(63)的下方。

6.如权利要求5所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述台阶(62)伸出在所述空心主轴(68)的顶部之外。

7.如权利要求6所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述传力臂支座(64)的中心孔(642)的下部开口大于其上部开口。

8.如权利要求1-7之一所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述空心主轴(68)设置从一个传动座(69)的内部向外伸出，所述传动座(69)的底部具有供所述变距操纵杆(65)的下端穿出的端口。

9.如权利要求8所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述舵机(67)设置在所述传动座(69)的外侧，并通过设置在所述传动座(69)的下方的连杆与所述变距操纵杆(65)的下端连接。

10.如权利要求9所述的无人机旋翼变桨距机构，其特征在于，所述传动座(69)的底部设置有连杆支撑座(691)。