一种移轴反转双旋翼飞行器的制作方法

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种移轴反转双旋翼飞行器。

背景技术：

传统共轴双旋翼飞行器以其效率高、悬停稳定性好、航向控制容易、体积小等优点被广泛使用。但其旋翼部分控制机构过于复杂，维护保养非常困难且造价高昂。在使用循环变距机构时对旋翼的结构强度要求和操纵机构要求也非常高，循环变距机构旋翼组件布置的水平铰在旋翼状态改变时有互相干涉的风险，为防止双桨碰撞事故的发生只能将双桨桨平面间距加大来提高安全性，这样就使飞行器高度增加体积变大，例如舰载的俄罗斯卡系列直升机对机库高度要求很高，以至于限制了其在舰载直升机领域的发展；而过长旋翼轴也为飞行器横滚、俯仰机动性带来影响。

技术实现要素：

本发明为解决上述问题，提供了一种移轴反转双旋翼飞行器，采用本方案，使用定距旋翼，提高旋翼转速，进而缩小旋翼直径，使飞行器体积减小，且使用定距旋翼可提高其刚性，加之旋翼间无循环螺距变距操控系统，旋翼间距大幅缩短，高度大幅缩减，通过改变拉力线与重心位置，利用飞行器升空拉力控制姿态，控制力矩大，飞行器反应灵敏。

本发明采用的技术方案为：一种移轴反转双旋翼飞行器，包括飞行器动力装置，还包括平移旋翼组件，所述平移旋翼组件包括旋翼、万向节传动装置和平移装置；所述飞行器动力装置的输出端和万向节传动装置的定点连接，所述万向节传动装置的动点和平移装置连接，所述平移装置和旋翼连接，所述旋翼、万向节传动装置的动点和平移装置均可沿x轴和/或y轴方向移动；所述万向节传动装置将飞行器动力装置的扭力传递给旋翼，用于带动旋翼转动。

现有技术中，使用传统的循环螺距变距操控系统，增加了双桨桨面之间的间距，使飞行器体积变大，而过长旋翼轴也为飞行器横滚、俯仰机动性带来影响，复杂的操纵机构造价高昂且维护困难；本方案通过取消传统循环变距操控系统，使用定距旋翼，能提高旋翼转速，进而缩小旋翼直径和旋翼轴长度，使飞行器体积减小；具体的，本方案包括飞行器动力装置和平移旋翼组件，其中平移旋翼组件包括旋翼，飞行器动力装置用于驱动旋翼绕自身旋转，平移旋翼组件包括有平移装置，其中平移装置为x/y轴移动装置，其下侧和旋翼连接，能带动旋翼沿x轴和/或y轴方向移动，其中x轴和y轴的移动方向定义为始终与旋翼的翼面平行，即旋翼可进行前后和左右方向移动，此时双旋翼的翼面之间的间距始终不变；而现有技术中，由于传统输出轴无法在平移状态下改变方向，本方案还设有万向节传动装置，其中万向节传动装置的两端分别为定点和动点，万向节传动装置中间部分为摆臂传动轴，飞行器动力装置的输出端和万向节传动装置定点连接，其中定点的定义为无法在旋翼平面上进行移动，但由于为万向节传动装置，其定点处可绕自身旋转，并随动点偏移；而万向节传动装置另一端的动点和平移装置连接，其动点的定义为可在旋翼平面上进行移动，平移装置再和旋翼连接，此时万向节传动装置的动点、平移装置和旋翼均可在x轴和y轴方向上移动，其中万向节传动装置将飞行器动力装置的扭力传递给旋翼，使飞行器动力装置在驱动旋翼绕自身旋转的同时，能保证旋翼进行水平方向的移动；通过旋翼在旋翼平面内做水平运动，从而改变旋翼拉、推力线与飞行器重心的位置实现飞行器的俯仰、横滚姿态变化，或者修正飞行器受外力而导致的俯仰、横滚姿态变化维持自稳，通过飞行器的倾斜时的拉、推力分力实现飞行器前后左右飞行；现有技术中，在旋翼飞行器设计时都会将拉、推力中心线穿过其重心，以保证飞行器姿态的稳定，而本发明原理则是将一组或两组桨叶通过上述机构进行移动，使之在需要改变姿态时拉或推力线移动至重心之外，拉或推力线和重心之间形成力臂进而在重心点形成旋转力矩，此旋转力矩可以使飞行器发生姿态改变，从而实现飞行器飞行姿态控制，其中支架优选为由四块板组成或为一体成型的四边方管状。

进一步优化，还包括支架和支撑臂，所述平移旋翼组件和支架均设于机身上的过流孔中，所述支架外侧面通过多根支撑臂和过流孔的内侧连接，所述平移装置设于支架内部；本方案为固定住平移旋翼组件，还设有支架和支撑臂，其中支架设置于机身上的过流孔中，支架外侧面通过多根支撑臂和过流孔内侧面,即机身连接，平移装置设于支架内部，双旋翼均超出支架，在过流孔中旋转，其中支撑臂采用轻质金属或复合材料制成，以旋翼中心辐射状布置或以平移旋翼组件支架形状平行布置，使机身、支架和平移旋翼组件之间成为刚性一体；机身外缘与过流孔之间部分为封闭或半封闭承力结构，内部可布置动力系统、控制系统、油箱、电池、起落架等设备。

进一步优化，所述平移装置包括x轴移动座、y轴移动座、x轴滑轴和y轴滑轴，所述x轴滑轴端部和支架内侧面固接，所述x轴滑轴穿过所述x轴移动座上的滑孔，并和x轴移动座滑动连接，所述x轴移动座上开有u型槽，所述u型槽两端开有横向孔，所述x轴滑轴端部和横向孔固接，所述x轴滑轴穿过所述y轴移动座上的滑孔，并和y轴移动座滑动连接；为使旋翼稳定进行平面移动，本方案中平移装置包括x轴移动座、y轴移动座、x轴滑轴和y轴滑轴，其中x轴滑轴沿x轴方向设置，其两端均和支架两侧固定连接，为使x轴移动座稳定移动，其中x轴滑轴优选为包括两根相互平行的x轴滑轴a和x轴滑轴b，x轴滑轴a和x轴滑轴b均穿过x轴移动座上的滑孔，使x轴移动座在x轴方向上滑动，而x轴移动座底部设有旋翼，此时x轴移动座便可带动旋翼在x轴方向移动；本方案在x轴移动座上部还开有u型槽，u型槽的两端凸出部分开有两排横向孔，其中y轴滑轴包括两根相互平行的y轴滑轴a与y轴滑轴b，两排横向孔固接y轴滑轴a与y轴滑轴b的端头，而y轴移动座的滑孔被y轴滑轴a与y轴滑轴b穿过且能在两滑轴上自由移动；此时y轴滑动座既可以在移轴滑动轴上沿y轴移动还可以随x轴滑动座沿x轴移动，形成了一个可以在xy两轴移动的万向滑动座，用于带动旋翼在x轴和y轴方向上的移动，其中x轴滑轴a、x轴滑轴b、y轴滑轴a和y轴滑轴b均优选为表面光滑的硬质耐磨金属制成，x轴移动座和y轴移动座均优选为硬质金属制成。

进一步优化，所述平移装置还包括x轴伺服器和y轴伺服器，所述x轴伺服器和y轴伺服器均和支架侧面连接，所述x轴伺服器用于驱动x轴移动座在x轴方向上移动，所述y轴伺服器用于驱动y轴移动座在y轴方向上移动；为进一步驱动旋翼在x轴和y轴方向上的移动，本方案还设置有x轴伺服器、x轴驱动丝杆、y轴伺服器和y轴驱动丝杆，其中x轴伺服器和y轴伺服器均和支架侧面固定连接，其中x轴伺服器的输出轴和x轴驱动丝杆连接，y轴伺服器的输出轴和y轴驱动丝杆连接，而在x轴移动座和y轴移动座上均开有和丝杆同直径、同螺距的丝杆孔，伺服器通过旋转丝杆用于推动移动座按指令的方向移动；本方案为稳定驱动旋翼移动，其中x轴驱动丝杆包括两根相互平行的x轴驱动丝杆a和x轴驱动丝杆b，y轴驱动丝杆包括两根相互平行的y轴驱动丝杆a和y轴驱动丝杆b；本方案中使用丝杆驱动仅仅是一种较为优化的一种驱动方式，还可采用同步传送带、齿轮齿条等其它方式进行驱动。

进一步优化，所述万向节传动装置包括第一万向节、传动轴和第二万向节，所述飞行器动力装置的输出端通过第一万向节和传动轴一端连接，所述传动轴另一端通过第二万向节和旋翼连接；为在驱动旋翼平移的同时，不影响旋翼的旋转，本方案中，万向节传动装置包括第一万向节、传动轴和第二万向节，其中飞行器动力装置的输出端通过第一万向节和传动轴一端连接，此时传动轴另一端可通过第一万向节实现x轴和y轴方向的偏转，而传动轴另一端通过第二万向节和旋翼连接，用于为旋翼输出旋转动力，带动旋翼旋转。

进一步优化，所述x轴移动座中部开有旋翼驱动轴过孔，y轴移动座中部开有轴承安装孔，所述轴承安装孔内安装有旋翼驱动轴，所述万向节传动装置通过旋翼驱动轴过孔和旋翼驱动轴一端连接，所述旋翼驱动轴另一端和旋翼连接；本方案中，y轴安装座上的中心开有旋翼驱动轴过孔使万向节和传动轴沿x移动时可以自由移动，而在x轴移动座中部设有轴承安装孔，轴承安装孔内安装有旋翼驱动轴，图中未视出，第二万向节安装穿过旋翼驱动轴过孔，并和轴承安装孔内的旋翼驱动轴连接，旋翼驱动轴在和旋翼连接，此时旋翼驱动轴被轴向紧固、径向因轴承而可以旋转，使旋翼只能在旋翼平面方向上进行平移；其中旋翼驱动轴过孔为一个较大的孔，其尺寸能满足y轴移动座相对于x轴移动座的移动距离。

进一步优化，还包括上旋翼和下旋翼，所述飞行器动力装置包括换向齿轮箱、安装架和输入轴，所述输入轴连接换向齿轮箱用于输入动力，所述换向齿轮箱通过安装架安装于支架内部，所述换向齿轮箱的输出端分别控制上旋翼和下旋翼旋转，所述上旋翼和下旋翼的旋转方向相反。本方案为平衡双旋翼力矩，设置有换向齿轮箱和安装架，其中换向齿轮箱通过安装架固定在支架内部，输入轴和换向齿轮箱的输入端连接，用于为换向齿轮箱提供动力，换向齿轮箱的上下两个输出端分别用于为上旋翼和下旋翼提供相反的旋转力，使上旋翼和下旋翼的旋转方向相反，抵消上旋翼和下旋翼的反扭力矩,实际应用时上旋翼效率高于下旋翼会造成旋翼反扭不能完全抵消，此时调整两组旋翼的直径、旋翼宽度或旋翼螺距即可使反扭被完全抵消。

进一步优化，还包括上平移旋翼组件、下平移旋翼组件和固定旋翼组件，所述固定旋翼组件包括旋翼和旋翼驱动轴，所述飞行器动力装置的输出端通过旋翼驱动轴和旋翼连接，用于控制旋翼绕自身旋转；所述飞行器动力装置的上输出端用于连接上平移旋翼组件或固定旋翼组件，所述飞行器动力装置的下输出端用于连接下平移旋翼组件或固定旋翼组件，所述飞行器动力装置的输出端上至少连接有一个上平移旋翼组件或一个下平移旋翼组件；为进一步提高其控制精度，本方案中，还包括有上平移旋翼组件、下平移旋翼组件和固定旋翼组件，其中上平移旋翼组件和下平移旋翼组件均与平移旋翼组件结构相同，唯一的区别在于上平移旋翼组件内的旋翼为上旋翼，下平移组件的旋翼为下旋翼，本方案在飞行器动力装置的输出端上至少连接有一个上平移旋翼组件或一个下平移旋翼组件的前提下，可拥有三种组合方式，第一种组合方式为飞行器动力装置的上输出端连接固定旋翼组件，下输出端连接下平移旋翼组件；第二种组合方式为飞行器动力装置的上输出端连接上平移旋翼组件，下输出端连接固定旋翼组件；第三种组合方式为飞行器动力装置的上输出端连接上平移旋翼组件，下输出端连接下平移旋翼组件，此时上平移旋翼组件和下平移旋翼组件均可沿x轴和y轴移动，能同时改变上旋翼和下旋翼的平移，进一步提高飞行器的控制精度。

进一步优化，由于本方案采用定距旋翼且上下旋翼转速相同考虑到飞行器航向控制的需要，还包括航向控制翼和控制翼伺服器，所述控制翼伺服器设于过流孔外侧壁，所述航向控制翼为一片断面具有双凸对称翼型的翼面，所述航向控制翼的翼面前缘朝向旋翼滑流流动反方向，所述航向控制翼的翼面后缘的朝向与旋翼滑流方向相同，所述航向控制翼的翼根预制有可以改变翼面迎角和固定翼面的旋转轴，所述控制翼伺服器的输出轴通过旋转轴和航向控制翼连接；为控制飞行器的航向，本方案还设有航向控制翼，其中航向控制翼为一片端面具有有双凸对称翼型的翼面，航向控制翼的翼面前缘朝向旋翼滑流流动反方向，航向控制翼的翼面后缘与旋翼滑流方向相同，在航向控制翼的翼根预制有可以改变翼面迎角和固定翼面的旋转轴，此时便可通过控制翼伺服器的输出轴带动旋转轴使控制翼左右转动，用于改变控制翼翼面迎角，在旋翼滑流流场中获得指定方向的气动力；本方案中的航向控制翼和平移旋翼组件相互配合，实现飞行器的飞行姿态和航向的改变，其中航向控制翼只改变飞行器的航向，相对于现有技术，大大的简化了飞行器制造难度；其中气动力和升力有所区别，现有技术的翼面均是产生升力，而本方案中的具有双凸对称翼型的翼面是专门用于产生并操纵气动力，升力是标量，气动力时矢量，可以实现任意方向的改变。

进一步优化，所述过流孔内壁的周向均布有多个航向控制翼和多个控制翼伺服器，每个所述航向控制翼的翼面迎角方向和角度均相同；为进一步实现飞行器航向的改变，本方案中，在过流孔内壁的周向均布有多个航向控制翼和多个控制翼伺服器相互配合实现展向向心控制，其中展向向心航向控制翼翼根被固接于伺服器输出轴之上，现有技术中的控制翼，都为整排设置，或呈井子型排布，但其航向控制的能力有限，几乎不能控制飞行器航向的旋转，如要实现航向的旋转，只能分别控制单个控制翼，但飞行器上的所有控制翼均为统一控制，而本方案通过将所有航向控制翼均向心布置，来实现航向的控制，即伺服器被固接于过流孔外圆侧壁上，并使每片航向控制翼的翼面翼展方向严格对准过流孔中心垂直轴线，当伺服器接到指令，驱动航向控制翼转过一定角度，所有航向控制翼均朝同一顺时针或逆时针方向偏转，翼面在滑流流场中获得指定方向气动力，且多片翼面指向同心、迎角方向和角度相同，这些气动力通过伺服器传递到过流孔壁上时就产生一个围绕过流孔中心的旋转力矩，从而驱动飞行器实现航向的改变。控制翼伺服器可以是每片控制翼配套一组，也可以是单个伺服器通过摇臂、齿圈、同步带等机构传动控制多片或全部控制翼的偏转。

本发明具有以下有益效果：

1、使用定距旋翼：本飞行器的移轴式姿态控制形式取消了传统的循环螺距变距操控系统，大大的简化了飞行器制造难度，维护成本、制造成本大幅下降，对地勤人员要求降低。简单的结构可以适应更复杂环境使用。

2、可提高旋翼转速：使用定距旋翼可提高旋翼转速，进而缩小旋翼直径，使飞行器体积减小。

3、减小旋翼间距：使用定距旋翼可提高其刚性，加之旋翼间无循环螺距变距操控系统，旋翼间距大幅缩短，高度大幅缩减。

4、操控灵敏：通过改变拉力线与重心位置利用飞行器升空拉力控制姿态，控制力矩大飞行器反应灵敏。

附图说明

图1为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器的主视图；

图2为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器的俯视图；

图3为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器的局部俯视图；

图4为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器的局部示意图a；

图5为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器的局部示意图b；

图6为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-中立状态时的俯视图；

图7为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-中立状态时的主视图；

图8为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-俯仰状态时的俯视图；

图9为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-俯仰状态时的侧视图；

图10为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-横滚状态时的俯视图；

图11为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-横滚状态时的主视图；

图12为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-双旋翼移轴在中立状态时的俯视图；

图13为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-双旋翼移轴在中立状态时的主视图；

图14为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-双旋翼移轴在俯仰状态时的俯视图；

图15为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-双旋翼移轴在俯仰状态时的侧视图；

图16为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-双旋翼移轴在横滚状态时的俯视图；

图17为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-双旋翼移轴在横滚状态时的主视图；

图18为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-航向无改变时的俯视图；

图19为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-航向无改变时的主视图；

图20为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-左旋偏航状态时的俯视图；

图21为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-左旋偏航状态时的主视图；

图22为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-右旋偏航状态时的俯视图；

图23为本发明提供的一种移轴反转双旋翼飞行器-右旋偏航状态时的主视图。

图中附图标记为：1-机身，2-过流孔，3-上旋翼，4-下旋翼，5-控制翼伺服器，6-支撑臂，7-y轴伺服器，8-x轴伺服器，9-支架，10-x轴滑轴，101-x轴滑轴a，102-x轴滑轴b，11-y轴滑轴，111-y轴滑轴a，112-y轴滑轴b，12-x轴驱动丝杆，121-x轴驱动丝杆a，122-x轴驱动丝杆b，13-y轴驱动丝杆，131-y轴驱动丝杆a，132-y轴驱动丝杆b，14-x轴移动座，15-y轴移动座，16-旋翼驱动轴过孔，17-换向齿轮箱，18-旋翼驱动轴，19-输入轴，20-航向控制翼，21-安装架，22-第一万向节，23-第二万向节，24-传动轴。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。

在以下描述中，为了提供对本发明的透彻理解阐述了大量特定细节。然而，对于本领域普通技术人员显而易见的是：不必采用这些特定细节来实行本发明。在其他实例中，为了避免混淆本发明，未具体描述公知的结构、电路、材料或方法。

在整个说明书中，对“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”的提及意味着：结合该实施例或示例描述的特定特征、结构或特性被包含在本发明至少一个实施例中。因此，在整个说明书的各个地方出现的短语“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”不一定都指同一实施例或示例。此外，可以以任何适当的组合和、或子组合将特定的特征、结构或特性组合在一个或多个实施例或示例中。此外，本领域普通技术人员应当理解，在此提供的示图都是为了说明的目的，并且示图不一定是按比例绘制的。这里使用的术语“和/或”包括一个或多个相关列出的项目的任何和所有组合。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“高”、“低”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

实施例一：如图1至图11所示，一种移轴反转双旋翼飞行器，包括飞行器动力装置，还包括平移旋翼组件，所述平移旋翼组件包括旋翼、万向节传动装置和平移装置；所述飞行器动力装置的输出端和万向节传动装置的定点连接，所述万向节传动装置的动点和平移装置连接，所述平移装置和旋翼连接，所述旋翼、万向节传动装置的动点和平移装置均可沿x轴和/或y轴方向移动；所述万向节传动装置将飞行器动力装置的扭力传递给旋翼，用于带动旋翼转动。

现有技术中，使用传统的循环螺距变距操控系统，增加了双桨桨面之间的间距，使飞行器体积变大，而过长旋翼轴也为飞行器横滚、俯仰机动性带来影响，复杂的操纵机构造价高昂且维护困难；本方案通过取消传统循环变距操控系统，使用定距旋翼，能提高旋翼转速，进而缩小旋翼直径和旋翼轴长度，使飞行器体积减小；具体的，本方案包括飞行器动力装置和平移旋翼组件，其中平移旋翼组件包括旋翼，飞行器动力装置用于驱动旋翼绕自身旋转，平移旋翼组件包括有平移装置，其中平移装置为x/y轴移动装置，其下侧和旋翼连接，能带动旋翼沿x轴和/或y轴方向移动，其中x轴和y轴的移动方向定义为始终与旋翼的翼面平行，即旋翼可进行前后和左右方向移动，此时双旋翼的翼面之间的间距始终不变；而现有技术中，由于传统输出轴无法在平移状态下改变方向，本方案还设有万向节传动装置，其中万向节传动装置的两端分别为定点和动点，万向节传动装置中间部分为摆臂传动轴，飞行器动力装置的输出端和万向节传动装置定点连接，其中定点的定义为无法在旋翼平面上进行移动，但由于为万向节传动装置，其定点处可绕自身旋转，并随动点偏移；而万向节传动装置另一端的动点和平移装置连接，其动点的定义为可在旋翼平面上进行移动，平移装置再和旋翼连接，此时万向节传动装置的动点、平移装置和旋翼均可在x轴和y轴方向上移动，其中万向节传动装置将飞行器动力装置的扭力传递给旋翼，使飞行器动力装置在驱动旋翼绕自身旋转的同时，能保证旋翼进行水平方向的移动；通过旋翼在旋翼平面内做水平运动，从而改变旋翼拉、推力线与飞行器重心的位置实现飞行器的俯仰、横滚姿态变化，或者修正飞行器受外力而导致的俯仰、横滚姿态变化维持自稳，通过飞行器的倾斜时的拉、推力分力实现飞行器前后左右飞行；现有技术中，在旋翼飞行器设计时都会将拉、推力中心线穿过其重心，以保证飞行器姿态的稳定，而本发明原理则是将一组或两组桨叶通过上述机构进行移动，使之在需要改变姿态时拉或推力线移动至重心之外，拉或推力线和重心之间形成力臂进而在重心点形成旋转力矩，此旋转力矩可以使飞行器发生姿态改变，从而实现飞行器飞行姿态控制，其中支架9优选为由四块板组成或为一体成型的四边方管状。

本实施例中，还包括支架9和支撑臂6，所述平移旋翼组件和支架9均设于机身1上的过流孔2中，所述支架9外侧面通过多根支撑臂6和过流孔2的内侧连接，所述平移装置设于支架9内部；本方案为固定住平移旋翼组件，还设有支架9和支撑臂6，其中支架9设置于机身1上的过流孔2中，支架9外侧面通过多根支撑臂6和过流孔2内侧面,即机身连接，平移装置设于支架9内部，双旋翼均超出支架9，在过流孔2中旋转，其中支撑臂6采用轻质金属或复合材料制成，以旋翼中心辐射状布置或以平移旋翼组件支架9形状平行布置，使机身1、支架9和平移旋翼组件之间成为刚性一体；机身1外缘与过流孔2之间部分为封闭或半封闭承力结构，内部可布置动力系统、控制系统、油箱、电池、起落架等设备。

本实施例中，所述平移装置包括x轴移动座14、y轴移动座15、x轴滑轴10和y轴滑轴11，所述x轴滑轴10端部和支架9内侧面固接，所述x轴滑轴10穿过所述x轴移动座14上的滑孔，并和x轴移动座14滑动连接，所述x轴移动座14上开有u型槽，所述u型槽两端开有横向孔，所述x轴滑轴10端部和横向孔固接，所述x轴滑轴10穿过所述y轴移动座15上的滑孔，并和y轴移动座15滑动连接；为使旋翼稳定进行平面移动，本方案中平移装置包括x轴移动座14、y轴移动座15、x轴滑轴10和y轴滑轴11，其中x轴滑轴10沿x轴方向设置，其两端均和支架9两侧固定连接，为使x轴移动座14稳定移动，其中x轴滑轴10优选为包括两根相互平行的x轴滑轴a101和x轴滑轴b102，x轴滑轴a101和x轴滑轴b102均穿过x轴移动座14上的滑孔，使x轴移动座14在x轴方向上滑动，而x轴移动座14底部设有旋翼，此时x轴移动座14便可带动旋翼在x轴方向移动；本方案在x轴移动座14上部还开有u型槽，u型槽的两端凸出部分开有两排横向孔，其中y轴滑轴11包括两根相互平行的y轴滑轴a111与y轴滑轴b112，两排横向孔固接y轴滑轴a111与y轴滑轴b112的端头，而y轴移动座15的滑孔被y轴滑轴a111与y轴滑轴b112穿过且能在两滑轴上自由移动；此时y轴滑动座既可以在移轴滑动轴上沿y轴移动还可以随x轴滑动座沿x轴移动，形成了一个可以在xy两轴移动的万向滑动座，用于带动旋翼在x轴和y轴方向上的移动，其中x轴滑轴a101、x轴滑轴b102、y轴滑轴a111和y轴滑轴b112均优选为表面光滑的硬质耐磨金属制成，x轴移动座14和y轴移动座15均优选为硬质金属制成。

本实施例中，所述平移装置还包括x轴伺服器8和y轴伺服器7，所述x轴伺服器8和y轴伺服器7均和支架9侧面连接，所述x轴伺服器8用于驱动x轴移动座14在x轴方向上移动，所述y轴伺服器7用于驱动y轴移动座15在y轴方向上移动；为进一步驱动旋翼在x轴和y轴方向上的移动，本方案还设置有x轴伺服器8、x轴驱动丝杆12、y轴伺服器7和y轴驱动丝杆13，其中x轴伺服器8和y轴伺服器7均和支架9侧面固定连接，其中x轴伺服器8的输出轴和x轴驱动丝杆12连接，y轴伺服器7的输出轴和y轴驱动丝杆13连接，而在x轴移动座14和y轴移动座15上均开有和丝杆同直径、同螺距的丝杆孔，伺服器通过旋转丝杆用于推动移动座按指令的方向移动；本方案为稳定驱动旋翼移动，其中x轴驱动丝杆12包括两根相互平行的x轴驱动丝杆a121和x轴驱动丝杆b122，y轴驱动丝杆13包括两根相互平行的y轴驱动丝杆a131和y轴驱动丝杆b132；本方案中使用丝杆驱动仅仅是一种较为优化的一种驱动方式，还可采用同步传送带、齿轮齿条等其它方式进行驱动。

本实施例中，所述万向节传动装置包括第一万向节22、传动轴24和第二万向节23，所述飞行器动力装置的输出端通过第一万向节22和传动轴24一端连接，所述传动轴24另一端通过第二万向节23和旋翼连接；为在驱动旋翼平移的同时，不影响旋翼的旋转，本方案中，万向节传动装置包括第一万向节22、传动轴24和第二万向节23，其中飞行器动力装置的输出端通过第一万向节22和传动轴24一端连接，此时传动轴24另一端可通过第一万向节22实现x轴和y轴方向的偏转，而传动轴24另一端通过第二万向节23和旋翼连接，用于为旋翼输出旋转动力，带动旋翼旋转。

本实施例中，所述x轴移动座14中部开有旋翼驱动轴过孔16，y轴移动座15中部开有轴承安装孔，所述轴承安装孔内安装有旋翼驱动轴18，所述万向节传动装置通过旋翼驱动轴过孔16和旋翼驱动轴18一端连接，所述旋翼驱动轴18另一端和旋翼连接；本方案中，y轴安装座上的中心开有旋翼驱动轴过孔16使万向节和传动轴沿x移动时可以自由移动，而在x轴移动座14中部设有轴承安装孔，轴承安装孔内安装有旋翼驱动轴18，图中未视出，第二万向节23安装穿过旋翼驱动轴过孔16，并和轴承安装孔内的旋翼驱动轴18连接，旋翼驱动轴18在和旋翼连接，此时旋翼驱动轴18被轴向紧固、径向因轴承而可以旋转，使旋翼只能在旋翼平面方向上进行平移；其中旋翼驱动轴过孔16为一个较大的孔，其尺寸能满足y轴移动座15相对于x轴移动座14的移动距离。

本实施例中，还包括上旋翼3和下旋翼4，所述飞行器动力装置包括换向齿轮箱17、安装架21和输入轴19，所述输入轴19连接换向齿轮箱17用于输入动力，所述换向齿轮箱17通过安装架21安装于支架9内部，所述换向齿轮箱17的输出端分别控制上旋翼3和下旋翼4旋转，所述上旋翼3和下旋翼4的旋转方向相反。本方案为平衡双旋翼力矩，设置有换向齿轮箱17和安装架21，其中换向齿轮箱17通过安装架21固定在支架9内部，输入轴19和换向齿轮箱17的输入端连接，用于为换向齿轮箱17提供动力，换向齿轮箱17的上下两个输出端分别用于为上旋翼3和下旋翼4提供相反的旋转力，使上旋翼3和下旋翼4的旋转方向相反，抵消上旋翼3和下旋翼4的反扭力矩,实际应用时上旋翼3效率高于下旋翼4会造成旋翼反扭不能完全抵消，此时调整两组旋翼的直径、旋翼宽度或旋翼螺距即可使反扭被完全抵消。

本实施例具体工作原理：

机身1部分：机身1部分俯仰视形状为中心带有圆形过流孔2、外缘形状为多边形或者圆形（图中以切角四边形为例，也可以视为八边形），侧视形状为长方形或者根据任务需求设计的诸如多边形或者圆形、圆弧形。中心过流孔2内设置有平移旋翼组件支撑臂6，是轻质金属或复合材料制成，以旋翼中心辐射状布置或以平移旋翼组件支架9形状平行布置，用以连接机身1与平移旋翼组件，使二者成为刚性一体。机身1外缘与过流孔2之间部分为封闭或半封闭承力结构，内部可布置动力系统、控制系统、油箱、电池、起落架等设备。

移轴横滚、俯仰操控部分：该部分外缘为平移旋翼组件支架9，为由四块板或一体成型的四边方管状，外部与平移旋翼组件支撑臂6内端固接，与机身1连为一体；内部与x轴滑轴10a、x轴滑轴b102两端平行固接，x轴滑轴10a、x轴滑轴b102为硬质耐磨金属制成表面光滑；x轴滑轴10a、x轴滑轴b102穿过x轴移动座14下部开有的滑孔使两者滑动连接，且x轴移动座14可以在x轴滑轴10上自由移动；x轴移动座14为硬质金属制成上部开有u形槽，u形槽两端凸出部分开有两排横向孔，两排横向孔固接y轴滑轴a111与y轴滑轴b112端头，而y轴移动座15的滑孔被y轴滑轴a111与y轴滑轴b112穿过且能在两滑轴上自由移动；此时y轴滑动座既可以在移轴滑动轴上沿y轴移动还可以随x轴滑动座沿x轴移动，形成了一个可以在xy两轴移动的万向滑动座。y轴移动座15中心开有旋翼驱动轴过孔16和轴承安装孔，旋翼驱动轴18被轴向紧固径向因轴承而可以旋转。xy两滑动座在滑轴孔平行位置开有与丝杆同直径、同螺距的丝杆孔，滑轴移动座驱动丝杆相应穿过丝杆丝孔；丝杆一头固接于相应的移动座伺服器输出轴上，并可以同步与伺服器输出轴转动，当伺服器轴收到指令旋转时丝杆转动推动移动座按指令方向移动，y轴移动座15最终带着旋翼在旋翼平面内做水平运动，从而改变旋翼拉或推力线与飞行器重心的位置实现飞行器的俯仰、横滚姿态变化，或者修正飞行器受外力而导致的俯仰、横滚姿态变化维持自稳。在旋翼飞行器设计时都会将拉或推力中心线穿过其重心，以保证飞行器姿态的稳定，本发明原理则是将一组或两组桨叶通过上述机构进行移动，使之在需要改变姿态时拉或推力线移动至重心之外，拉或推力线和重心之间形成力臂进而在重心点形成旋转力矩，此旋转力矩可以使飞行器发生姿态改变，从而实现飞行器飞行姿态控制。

实施例二：本实施例在实施例一的基础上做进一步限定，如图12至图17所示；

本实施例中，还包括上平移旋翼组件、下平移旋翼组件和固定旋翼组件，所述固定旋翼组件包括旋翼和旋翼驱动轴18，所述飞行器动力装置的输出端通过旋翼驱动轴18和旋翼连接，用于控制旋翼绕自身旋转；所述飞行器动力装置的上输出端用于连接上平移旋翼组件或固定旋翼组件，所述飞行器动力装置的下输出端用于连接下平移旋翼组件或固定旋翼组件，所述飞行器动力装置的输出端上至少连接有一个上平移旋翼组件或一个下平移旋翼组件；为进一步提高其控制精度，本方案中，还包括有上平移旋翼组件、下平移旋翼组件和固定旋翼组件，其中上平移旋翼组件和下平移旋翼组件均与平移旋翼组件结构相同，唯一的区别在于上平移旋翼组件内的旋翼为上旋翼3，下平移组件的旋翼为下旋翼4，本方案在飞行器动力装置的输出端上至少连接有一个上平移旋翼组件或一个下平移旋翼组件的前提下，可拥有三种组合方式，第一种组合方式为飞行器动力装置的上输出端连接固定旋翼组件，下输出端连接下平移旋翼组件；第二种组合方式为飞行器动力装置的上输出端连接上平移旋翼组件，下输出端连接固定旋翼组件；第三种组合方式为飞行器动力装置的上输出端连接上平移旋翼组件，下输出端连接下平移旋翼组件，此时上平移旋翼组件和下平移旋翼组件均可沿x轴和y轴移动，能同时改变上旋翼3和下旋翼4的平移，进一步提高飞行器的控制精度。

实施例三：本实施例在实施例一的基础上做进一步限定，如图18至图23所示；

本实施例中，由于本方案采用定距旋翼且上下旋翼转速相同考虑到飞行器航向控制的需要,还包括航向控制翼20和控制翼伺服器5，所述控制翼伺服器5设于过流孔2外侧壁，所述航向控制翼20为一片断面具有双凸对称翼型的翼面，所述航向控制翼20的翼面前缘朝向旋翼滑流流动反方向，所述航向控制翼20的翼面后缘的朝向与旋翼滑流方向相同，所述航向控制翼20的翼根预制有可以改变翼面迎角和固定翼面的旋转轴，所述控制翼伺服器5的输出轴通过旋转轴和航向控制翼20连接；为控制飞行器的航向，本方案还设有航向控制翼20，其中航向控制翼20为一片端面具有有双凸对称翼型的翼面，航向控制翼20的翼面前缘朝向旋翼滑流流动反方向，航向控制翼20的翼面后缘与旋翼滑流方向相同，在航向控制翼20的翼根预制有可以改变翼面迎角和固定翼面的旋转轴，此时便可通过控制翼伺服器5的输出轴带动旋转轴使控制翼左右转动，用于改变控制翼翼面迎角，在旋翼滑流流场中获得指定方向的气动力；本方案中的航向控制翼20和平移旋翼组件相互配合，实现飞行器的飞行姿态和航向的改变，其中航向控制翼20只改变飞行器的航向，相对于现有技术，大大的简化了飞行器制造难度；其中气动力和升力有所区别，现有技术的翼面均是产生升力，而本方案中的具有双凸对称翼型的翼面是专门用于产生并操纵气动力，升力是标量，气动力时矢量，可以实现任意方向的改变。

本实施例中，所述过流孔2内壁的周向均布有多个航向控制翼20和多个控制翼伺服器5，每个所述航向控制翼20的翼面迎角方向和角度均相同；为进一步实现飞行器航向的改变，本方案中，在过流孔2内壁的周向均布有多个航向控制翼20和多个控制翼伺服器5相互配合实现展向向心控制，其中展向向心航向控制翼20翼根被固接于伺服器输出轴之上，现有技术中的控制翼，都为整排设置，或呈井子型排布，但其航向控制的能力有限，几乎不能控制飞行器航向的旋转，如要实现航向的旋转，只能分别控制单个控制翼，但飞行器上的所有控制翼均为统一控制，而本方案通过将所有航向控制翼20均向心布置，来实现航向的控制，即伺服器被固接于过流孔2外圆侧壁上，并使每片航向控制翼20的翼面翼展方向严格对准过流孔2中心垂直轴线，当伺服器接到指令，驱动航向控制翼20转过一定角度，所有航向控制翼20均朝同一顺时针或逆时针方向偏转，翼面在滑流流场中获得指定方向气动力，且多片翼面指向同心、迎角方向和角度相同，这些气动力通过伺服器传递到过流孔2壁上时就产生一个围绕过流孔2中心的旋转力矩，从而驱动飞行器实现航向的改变。控制翼伺服器可以是每片控制翼配套一组，也可以是单个伺服器通过摇臂、齿圈、同步带等机构传动控制多片或全部控制翼的偏转。

本实施例的具体工作原理：

展向向心航向控制翼航向控制模式：

航向控制翼20：该控制模式的核心组件，为一片断面具有双凸对称翼型的翼面，翼面前缘朝向旋翼滑流流动反方向，后缘与滑流方向相同；翼根预制有可以改变翼面迎角和固定翼面的轴，该轴与展向向心航向控制翼20伺服器轴固接并随之旋转改变翼面迎角，在旋翼滑流流场中获得指定方向升力。

展向向心：展向向心航向控制翼20翼根被固接于控制翼伺服器5的输出轴之上，控制翼伺服器5被固接于过流孔2外圆侧壁上并使每片翼面翼展方向严格对准飞行器中心垂直轴线，即过流孔2中心垂直轴线，当控制翼伺服器5接到指令转过一定角度后翼面在滑流流场中获得指定方向升力，且多片翼面指向同心、迎角方向和角度相同，这些升力通过控制翼伺服器5传递到过流孔2壁上时就产生一个围绕飞行器中心（也是过流孔2中心）的旋转力矩，从而驱动飞行器实现航向的改变。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。