一种电控多功能差速航向控制系统

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种电控多功能差速航向控制系统。

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，但其航向控制主要通过两对转旋翼的反扭力差来实现的，传统共轴反转双旋翼飞行器的两组旋翼是同速旋转，此时要产生控制飞行器的反扭力差就需要改变两组旋翼的螺距实现，所以结构复杂、体积大、维护难度高。飞行器通常由燃油发动机提供动力，但当燃油发动机飞行器在故障空中熄火时，不能提供动力，或在气流骤变或紧急情况燃油动力瞬态响应不足时，无法保证飞行器正常飞行。

发明内容

本发明为解决上述问题，提供了一种电控多功能差速航向控制系统，采用本方案，燃油发动机飞行器在故障空中熄火不能提供动力时，控制器适时切换动力至电动机动力模式，根据电池携带量和电量自动进行迫降或继续任务飞行；如遇需要降噪飞行或特殊环境飞行时可切换至电动飞行模式；如遇气流骤变或紧急情况燃油动力瞬态响应不足时系统自动切换进入电动+燃油动力模式补偿动力，保证飞行器安全飞行；可为燃油发动机提供启动动力，省去专用启动系统，减轻飞行器自重。

本发明采用的技术方案为：一种电控多功能差速航向控制系统，包括差速器，所述差速器的两个输出端上分别设有半轴A和半轴B，还包括电机A和电机B；

所述电机A和半轴A联动，所述电机B和半轴B联动。

现有技术中，飞行器由燃油发动机提供飞行动力，但燃油发动机飞行器在故障空中熄火不能提供动力时，无法维持飞行器的飞行，本方案为解决这一问题，在燃油发动机飞行器在故障空中熄火不能提供动力时，提供了两个电机，使用两个电机分别驱动上旋翼和下旋翼的旋转，维持飞行器的运行，具体的，包括差速器，所述差速器的两个输出端上分别设有半轴A和半轴B，由离合器控制燃油发动机输出动力，输出的动力由输入轴通过输入主动锥齿用于驱动差速器，而在差速器上下两端的输出端上分别设有半轴A和半轴B，用于驱动半轴A和半轴B转动，其中差速器应用于适应不同转速的半轴A和半轴B，而半轴A的自由端设有动力输出端A，用于驱动上旋翼旋转，半轴B的自由端设有动力输出端B，用于驱动下旋翼旋转，本方案在半轴A处设有电机A，在半轴B处设有电机B，电机A和半轴A联动，即半轴A旋转时，电机A的电机轴随之旋转，电机B和半轴B联动，即半轴B旋转时，电机B的电机轴随之旋转；

更具体的，其中电机A和电机B可为发电机或电动机；当电机A和电机B为电动机时起驱动和航向改变的作用；如在燃油发动机不工作时，驱动电机A和电机B，此时电机A和电机B作为电动机，输入电流，使电机A和电机B分别带动半轴A和半轴B旋转，并使上旋翼和下旋翼旋转，维持飞行器飞行，即电动驱动模式；而在飞行器需要改变航向时，如采用双桨反转飞行器，即上旋翼左旋，下旋翼右旋，而需要将飞行器航向朝右偏转时，此时需要使上旋翼增速，因此，需增大电机A的输入功率，即增大输入电流，才能使上旋翼提速，并使上旋翼反扭增大，此时飞行器向右改变航向；反之同理，需要将飞行器航向朝左偏转时，需加大电机B的输入电流。而当飞行器不需要改变航向时,电机A与电机B的励磁线圈输入电流相等，驱动力相等，半轴A半轴B转速相等；

当电机A和电机B为发电机时起供电作用，也可改变航向；如当燃油发动机正常工作时，电机A和电机B作为发电机，和电动驱动模式下航向偏转控制时电动机输入电流和航向关系相反；此时根据差速器原理，需要增大右旋反扭，其中反扭的方向与旋翼旋转方向相反，那么就需要加大左旋旋翼转速，左旋旋翼为上旋翼，此时下旋翼电机B加大电流使该电机B发电量增大同时增加电机B输入轴扭矩，该扭矩被传递到半轴B时,半轴B被阻尼（相较于航向稳定无航向改变指令时），由于差速器一侧半轴旋转阻力变大，上旋翼电机A减小电流使该电机A发电量减小，同时减小电机A输入轴扭矩，该阻尼扭矩被传递到半轴A时半轴A阻尼力减小（相较于航向稳定无航向改变指令时），半轴B阻尼力大于半轴A，由于差速器一侧半轴旋转阻力变大，即两半轴阻尼力不平衡时将会提高另一侧半轴转速的特性，半轴A转速被增大,带动上旋翼增速旋转，上旋翼产生了比下旋翼更大的反扭，双桨等速对转反扭互相抵消的状态被打破，左旋的上旋翼右旋反扭大于右旋的下旋翼左旋反扭，此时飞行器向右改变航向。反之同理。

进一步优化，所述电机A的电机轴上设有电机齿轮A，所述半轴A上套设有传动齿轮A，所述电机齿轮A和传动齿轮A相互啮合，所述电机B的电机轴上设有电机齿轮B，所述半轴B上套设有传动齿轮B，所述电机齿轮B和传动齿轮B相互啮合；本方案采用齿轮传动的方式进行联动，其中，在电机A的电机轴上设有电机齿轮A，在半轴A上套设有传动齿轮A，其中电机齿轮A和传动齿轮A相互啮合，便能相互带动，其中电机B同理可得。更具体的，由于电机的功率和转速极快，因此，需使电机齿轮A的直径小于传动齿轮A的直径，使半轴A的转速小于电机A的转速，电机B同理可得。

进一步优化，所述电机A和电机B均为励磁电机；本方案使电机A和电机B均为励磁电机，使电机A和电机B的工作均为可逆的，电机A和电机B可同时为电动机和发电机；更具体的，在燃油发动机正常工作时，即半轴A和半轴B带动电机A和电机B的电机轴旋转时，励磁电机在轴端的输入动力将成为励磁发电机，由两个励磁发电机为整个飞行器用电设备提供电能，能实现飞行器在不增加额外设备的情况下，燃油发动机动力与电动动力同时存在，此时电机A和电机B是作为励磁发电机；在燃油发动机不工作时，在电机A和电机B的线圈端，即励磁定子线圈和转子线圈处输入电流，驱动半轴A和半轴B旋转，此时电机A和电机B为励磁电动机；在燃油发动机工作时，电机A和电机B便为励磁发电机，此时电机A和电机B改输入电流为输出电流，为飞行器用电设备供电。

进一步优化，还包括换向器，所述换向器和半轴A自由端或半轴B自由端连接；本方案在半轴A处或半轴B处设有换向器，通过换向器来使上旋翼和下旋翼的旋转方向相反。

进一步优化，所述换向器为锥齿轮式换向器、皮带-直齿轮式换向器或直齿轮式换向器；本方案中，换向器可选为锥齿轮式换向器、皮带-直齿轮式换向器或直齿轮式换向器，或者其它换向器，本方案以锥齿轮式换向器为例，锥齿轮式换向器设置于半轴A的端部，半轴A的端部和换向器主动锥齿同轴运转，换向器主动锥齿和换向器两侧的中间锥齿啮合，中间锥齿垂直于主动锥齿，然后换向器两侧的中间锥齿另一端在同时和换向器从动锥齿相啮合，实现换向。

进一步优化，还包括智能控制器，所述智能控制器，由硬件部分机载计算机和软件部分专用软件构成，用于切换飞行器动力，并控制电机A和电机B；本方案中，还设有智能控制器，智能控制器能根据操纵指令或者飞控指令，控制电机A和电机B输入和输出的电流，其中智能控制器作为飞行器总控，其能控制飞行器上的整体电源输入，并带有调参接口和操纵指令接口，能控制电机A和电机B输出的电流量，并可控制离合器对燃油发动机的输出。

进一步优化，还包括A轴转速传感器和B轴转速传感器，所述A轴转速传感器设于半轴A处，所述B轴转速传感器设于半轴B处；本方案中，为随时监控上旋翼和下旋翼的转速，在半轴A处设有A轴转速传感器，在半轴B处设有B轴转速传感器，A轴转速传感器和B轴转速传感器能将信号传递给智能控制器，智能控制器能根据信号调整电机A和电机B的输出电流，用于分别调整上旋翼和下旋翼的转速，实现航向控制。

进一步优化，所述电机A和电机B的电流之和始终保持恒值；本方案中，为保持总输出电流不变，降低耗能，使电机A和电机B输出的电流之和始终保持恒值，此恒值是指飞行器在各种工况下的用电电流，即，在发生航向偏转时，如加大电机A的电流，则电机B的输出电流随之减小，总输出电流不变。

进一步优化，所述差速器为行星齿式差速器；本方案中，将差速器设为行星齿式差速器，行星齿式差速器内的行星齿和输入轴的动力输入主动锥齿相互啮合，行星齿式差速器内的上下两端的差速器半轴锥齿在分别和半轴A和半轴B连接，用于带动半轴A和半轴B旋转。

本方案不仅可适用于共轴反转双旋翼飞行器，还可适用于移轴反转双旋翼飞行器；

进一步优化，一种应用电控多功能差速航向控制系统的飞行器，所述飞行器包括飞行器动力装置，所述飞行器动力装置包括差速器，所述差速器的两个输出端上分别设有半轴A和半轴B，还包括电机A和电机B；所述电机A和半轴A联动，所述电机B和半轴B联动，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，增加了双旋翼翼面之间的间距，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。

更具体的，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。

更具体的，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。

更具体的，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。

更具体的，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。

更具体的，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。

更具体的，还包括上旋翼和下旋翼，所述飞行器动力装置包括差速器齿轮箱、安装架和输入轴，所述输入轴连接差速器齿轮箱用于输入动力，所述差速器齿轮箱通过安装架安装于支架内部，所述差速器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，设置有差速器齿轮箱和安装架，其中差速器齿轮箱通过安装架固定在支架内部，差速器和换向器均位于差速器齿轮箱内部，输入轴和差速器齿轮箱的输入端连接，用于为差速器齿轮箱提供动力，差速器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。

本发明具有以下有益效果：

1、可应用于固定螺距双旋翼反转飞行器，简化飞行器结构，降低造价和维护成本，拓展飞行器应用场景和环境。

2、提高飞行器安全性能，使飞行器具备安全迫降功能。

3、双动力的结合可使飞行器在燃油-电动动力间转换，应用领域更加广阔。

4、智能化控制技术的应用有效提升飞行效率。

附图说明

图1为本发明提供的一种电控多功能差速航向控制系统的结构示意图；

图2为本发明提供的一种电控多功能差速航向控制系统-智能控制器的功能图；

图3为本发明提供的一种飞行器的主视图；

图4为本发明提供的一种飞行器的主视图；

图5为本发明提供的一种飞行器的俯视图；

图6为本发明提供的一种飞行器的局部俯视图；

图7为本发明提供的一种飞行器的局部示意图a；

图8为本发明提供的一种飞行器的局部示意图b；

图9为本发明提供的一种飞行器-中立状态时的俯视图；

图10为本发明提供的一种飞行器-中立状态时的主视图；

图11为本发明提供的一种飞行器-俯仰状态时的俯视图；

图12为本发明提供的一种飞行器-俯仰状态时的侧视图；

图13为本发明提供的一种飞行器-横滚状态时的俯视图；

图14为本发明提供的一种飞行器-横滚状态时的主视图；

图15为本发明提供的一种飞行器-双旋翼移轴在中立状态时的俯视图；

图16为本发明提供的一种飞行器-双旋翼移轴在中立状态时的主视图；

图17为本发明提供的一种飞行器-双旋翼移轴在俯仰状态时的俯视图；

图18为本发明提供的一种飞行器-双旋翼移轴在俯仰状态时的侧视图；

图19为本发明提供的一种飞行器-双旋翼移轴在横滚状态时的俯视图；

图20为本发明提供的一种飞行器-双旋翼移轴在横滚状态时的主视图。

图中附图标记为：1-机身，2-过流孔，3-上旋翼，4-下旋翼，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-差速器齿轮箱，18-旋翼驱动轴，19-输入轴，21-安装架，22-第一万向节，23-第二万向节，24-传动轴，30-差速器，311-行星齿，312-半轴锥齿，31-半轴A，32-半轴B，33-电机A，34-电机B，35-电机齿轮A，36-传动齿轮A，37-电机齿轮B，38-传动齿轮B，39-换向器，391-主动锥齿，392-中间锥齿，393-从动锥齿，40-A轴转速传感器，41-B轴转速传感器，42-动力输入主动锥齿，43-动力输出端A，44-动力输出端B。

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和图2所示，一种电控多功能差速航向控制系统，包括差速器30，所述差速器30的两个输出端上分别设有半轴A31和半轴B32，还包括电机A33和电机B34；

所述电机A33和半轴A31联动，所述电机B34和半轴B32联动。

现有技术中，飞行器由燃油发动机提供飞行动力，但燃油发动机飞行器在故障空中熄火不能提供动力时，无法维持飞行器的飞行，本方案为解决这一问题，在燃油发动机飞行器在故障空中熄火不能提供动力时，提供了两个电机，使用两个电机分别驱动上旋翼3和下旋翼4的旋转，维持飞行器的运行，具体的，包括差速器30，所述差速器30的两个输出端上分别设有半轴A31和半轴B32，由离合器控制燃油发动机输出动力，输出的动力由输入轴19通过输入主动锥齿391用于驱动差速器30，而在差速器30上下两端的输出端上分别设有半轴A31和半轴B32，用于驱动半轴A31和半轴B32转动，其中差速器30应用于适应不同转速的半轴A31和半轴B32，而半轴A31的自由端设有动力输出端A43，用于驱动上旋翼3旋转，半轴B32的自由端设有动力输出端B44，用于驱动下旋翼4旋转，本方案在半轴A31处设有电机A33，在半轴B32处设有电机B34，电机A33和半轴A31联动，即半轴A31旋转时，电机A33的电机轴随之旋转，电机B34和半轴B32联动，即半轴B32旋转时，电机B34的电机轴随之旋转；

更具体的，其中电机A33和电机B34可为发电机或电动机；当电机A33和电机B34为电动机时起驱动和航向改变的作用；如在燃油发动机不工作时，驱动电机A33和电机B34，此时电机A33和电机B34作为电动机，输入电流，使电机A33和电机B34分别带动半轴A31和半轴B32旋转，并使上旋翼3和下旋翼4旋转，维持飞行器飞行，即电动驱动模式；而在飞行器需要改变航向时，如采用双桨反转飞行器，即上旋翼3左旋，下旋翼4右旋，而需要将飞行器航向朝右偏转时，此时需要使上旋翼3增速，因此，需增大电机A33的输入功率，即增大输入电流，才能使上旋翼3提速，并使上旋翼3反扭增大，此时飞行器向右改变航向；反之同理，需要将飞行器航向朝左偏转时，需加大电机B34的输入电流。而当飞行器不需要改变航向时,电机A33与电机B34的励磁线圈输入电流相等，驱动力相等，半轴A31半轴B32转速相等；

当电机A33和电机B34为发电机时起供电作用，也可改变航向；如当燃油发动机正常工作时，电机A33和电机B34作为发电机，和电动驱动模式下航向偏转控制时电动机输入电流和航向关系相反；此时根据差速器30原理，需要增大右旋反扭，其中反扭的方向与旋翼旋转方向相反，那么就需要加大左旋旋翼转速，左旋旋翼为上旋翼3，此时下旋翼4电机B34加大电流使该电机B34发电量增大同时增加电机B34输入轴19扭矩，该扭矩被传递到半轴B32时,半轴B32被阻尼（相较于航向稳定无航向改变指令时），由于差速器30一侧半轴旋转阻力变大，上旋翼3电机A33减小电流使该电机A33发电量减小，同时减小电机A33输入轴19扭矩，该阻尼扭矩被传递到半轴A31时半轴A31阻尼力减小（相较于航向稳定无航向改变指令时），半轴B32阻尼力大于半轴A31，由于差速器30一侧半轴旋转阻力变大，即两半轴阻尼力不平衡时将会提高另一侧半轴转速的特性，半轴A31转速被增大,带动上旋翼3增速旋转，上旋翼3产生了比下旋翼4更大的反扭，双桨等速对转反扭互相抵消的状态被打破，左旋的上旋翼3右旋反扭大于右旋的下旋翼4左旋反扭，此时飞行器向右改变航向。反之同理。

本实施例中，所述电机A33的电机轴上设有电机齿轮A35，所述半轴A31上套设有传动齿轮A36，所述电机齿轮A35和传动齿轮A36相互啮合，所述电机B34的电机轴上设有电机齿轮B37，所述半轴B32上套设有传动齿轮B38，所述电机齿轮B37和传动齿轮B38相互啮合；本方案采用齿轮传动的方式进行联动，其中，在电机A33的电机轴上设有电机齿轮A35，在半轴A31上套设有传动齿轮A36，其中电机齿轮A35和传动齿轮A36相互啮合，便能相互带动，其中电机B34同理可得。更具体的，由于电机的功率和转速极快，因此，需使电机齿轮A35的直径小于传动齿轮A36的直径，使半轴A31的转速小于电机A33的转速，电机B34同理可得。

本实施例中，所述电机A33和电机B34均为励磁电机；本方案使电机A33和电机B34均为励磁电机，使电机A33和电机B34的工作均为可逆的，电机A33和电机B34可同时为电动机和发电机；更具体的，在燃油发动机正常工作时，即半轴A31和半轴B32带动电机A33和电机B34的电机轴旋转时，励磁电机在轴端的输入动力将成为励磁发电机，由两个励磁发电机为整个飞行器用电设备提供电能，能实现飞行器在不增加额外设备的情况下，燃油发动机动力与电动动力同时存在，此时电机A33和电机B34是作为励磁发电机；在燃油发动机不工作时，在电机A33和电机B34的线圈端，即励磁定子线圈和转子线圈处输入电流，驱动半轴A31和半轴B32旋转，此时电机A33和电机B34为励磁电动机；在燃油发动机工作时，电机A33和电机B34便为励磁发电机，此时电机A33和电机B34改输入电流为输出电流，为飞行器用电设备供电。

本实施例中，还包括换向器39，所述换向器39和半轴A31自由端或半轴B32自由端连接；本方案在半轴A31处或半轴B32处设有换向器39，通过换向器39来使上旋翼3和下旋翼4的旋转方向相反。

本实施例中，所述换向器39为锥齿轮式换向器39、皮带-直齿轮式换向器39或直齿轮式换向器39；本方案中，换向器39可选为锥齿轮式换向器39、皮带-直齿轮式换向器39或直齿轮式换向器39，或者其它换向器39，本方案以锥齿轮式换向器39为例，锥齿轮式换向器39设置于半轴A31的端部，半轴A31的端部和换向器39主动锥齿391同轴运转，换向器39主动锥齿391和换向器39两侧的中间锥齿392啮合，中间锥齿392垂直于主动锥齿391，然后换向器39两侧的中间锥齿392另一端在同时和换向器39从动锥齿393相啮合，实现换向。

本实施例中，还包括智能控制器，所述智能控制器，由硬件部分机载计算机和软件部分专用软件构成，用于切换飞行器动力，并控制电机A33和电机B34；本方案中，还设有智能控制器，智能控制器能根据操纵指令或者飞控指令，控制电机A33和电机B34输入和输出的电流，其中智能控制器作为飞行器总控，其能控制飞行器上的整体电源输入，并带有调参接口和操纵指令接口，能控制电机A33和电机B34输出的电流量，并可控制离合器对燃油发动机的输出。

本实施例中，还包括A轴转速传感器40和B轴转速传感器41，所述A轴转速传感器40设于半轴A31处，所述B轴转速传感器41设于半轴B32处；本方案中，为随时监控上旋翼3和下旋翼4的转速，在半轴A31处设有A轴转速传感器40，在半轴B32处设有B轴转速传感器41，A轴转速传感器40和B轴转速传感器41能将信号传递给智能控制器，智能控制器能根据信号调整电机A33和电机B34的输出电流，用于分别调整上旋翼3和下旋翼4的转速，实现航向控制。

本实施例中，所述电机A33和电机B34的电流之和始终保持恒值；本方案中，为保持总输出电流不变，降低耗能，使电机A33和电机B34输出的电流之和始终保持恒值，此恒值是指飞行器在各种工况下的用电电流，即，在发生航向偏转时，如加大电机A33的电流，则电机B34的输出电流随之减小，总输出电流不变。

本实施例中，所述差速器30为行星齿式差速器30；本方案中，将差速器30设为行星齿式差速器30，行星齿式差速器30内的行星齿311和输入轴19的动力输入主动锥齿42相互啮合，行星齿式差速器30内的上下两端的差速器30半轴锥齿312在分别和半轴A31和半轴B32连接，用于带动半轴A31和半轴B32旋转。

本实施例中的具体原理：

电控多功能差速航向控制系统模式：

该系统由换向器39、差速器30、电动机\发电机、离合器、智能控制器构成。

B-1、换向器39：对驱动轴旋转方向进行转换，实现旋翼A与旋翼B的旋转方向相反，图中所示是锥齿轮式转向换向器39，还可以是皮带-直齿轮式、直齿轮式等形式换向器39。

B-2、差速器30：本系统航向控制是以旋翼A和旋翼B的转速差所产生的的反扭力实现的，转速高的旋翼反扭力大于转速低的旋翼，且两旋翼旋转方向相反反扭力方向也相反，故调节旋翼A与旋翼B的转速就可以实现飞行器航向控制，该差速器30为常见行星齿311式差速器30原理本文不再赘述。

B-3、电动机\发电机：在差速器30输出两半轴端分别以齿轮连接相应的电动机\发电机A和B，并随各自半轴旋转。

B-3-1、发电机控制航向模式：飞行器由燃油发动机提供动力。发电机为励磁式发电机，利用调整发电机励磁线圈电流可以改变发电机输出功率，同时改变发电机动力输入轴19扭矩这一特性。当飞行器需要做航向改变控制时，以图中航向右为例，飞行器上旋翼3左旋（俯视反时针）下旋翼4右旋（俯视顺时针），根据差速器30节所述原理，此时需要增大右旋反扭，反扭的方向与旋翼旋转方向相反，那么就需要加大左旋旋翼转速，左旋旋翼为上旋翼3，此时控制器根据操纵指令或飞控指令为下旋翼4半轴端励磁发电机加大励磁电流，使该发电机发电量增大，同时增加发电机输入轴19扭矩，该扭矩被传递到下半轴时下半轴被阻尼，由于行星齿311式差速器30一侧半轴旋转阻力变大（两半轴阻尼力不平衡）时将会提高另一侧半轴转速的特性，上半轴转速被增大带动上旋翼3增速旋转，上旋翼3产生了比下旋翼4更大的反扭，双桨等速对转反扭互相抵消的状态被打破，左旋的上旋翼3右旋反扭大于右旋的下旋翼4左旋反扭，此时飞行器向右改变航向。反之同理。当飞行器不需要改变航向时发电机A33与发电机B34励磁线圈输入电流相等，阻尼力相等，半轴A31半轴B32转速相等。

B-3-2、电动机飞行模式：励磁电机在轴端输入动力将成为励磁发电机，而在线圈端（励磁定子线圈和转子线圈）输入电流则可成为励磁电动机，它们的工作过程是可逆的。根据这一特性，本系统可以实现飞行器在不增加额外设备的情况下燃油动力与电动动力的同时存在。电动机飞行模式时离合器切断燃油动力输入路径，控制器为电动机输入电流实现电动飞行。对两电机转速进行差速控制即可实现飞行器的航向控制。

B-3-3、当离合器结合两电动机还可以作为燃油发动机启动电机，进一步减轻飞行器重量。

B-4、智能控制器：

B-4-1、控制原理：适时的调控电机A33与电机B34的励磁线圈电流实现航向控制，控制电流与航向关系如下：

设:

则：航向右偏航时，

此时飞行器航向右偏转；

航向保持不变时，

航向左偏航时，

上述方式是通过阻尼和反扭力矩进行航向的改变，而电动驱动模式下航向偏转控制时电动机输入电流和航向关系与上述相反；在电机供电模式下，即切断燃油发动机，再次以图中航向右为例，下旋翼需减速，上旋翼需增速，此时电机A作为励磁电动机A，增大电动机A的输入功率，即增大输入电流，才能使上旋翼提速，并使上旋翼反扭增大，此时电机B作为励磁电动机B，其输入电流减小，使下旋翼减速，电动机A和电动机B相互配合达到向右改变航向的目的；

切断燃油发动机后，控制电流与航向关系如下：

设:

则：航向右偏航时，

此时飞行器航向右偏转；

航向保持不变时，

航向左偏航时，

B-4-2、控制模式：

B-4-2-1、安全模式：即燃油发动机飞行器在故障空中熄火不能提供动力时，控制器适时切换动力至电动机动力模式，根据电池携带量和电量自动进行迫降或继续任务飞行。

B-4-2-2、电动飞行模式：如遇需要降噪飞行或特殊环境飞行时可切换至电动飞行模式。

B-4-2-3、补偿模式：如遇气流骤变或紧急情况燃油动力瞬态响应不足时系统自动切换进入电动+燃油动力模式补偿动力，保证飞行器安全飞行。

B-4-2-4、启动模式：可为燃油发动机提供启动动力，省去专用启动系统，减轻飞行器自重。

实施例二：本实施例不仅可适用于共轴反转双旋翼飞行器，还可适用于移轴反转双旋翼飞行器；

如图3至图14所示，一种飞行器，包括飞行器动力装置，所述飞行器动力装置包括差速器30，所述差速器30的两个输出端上分别设有半轴A31和半轴B32，还包括电机A33和电机B34；所述电机A33和半轴A31联动，所述电机B34和半轴B32联动，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差速器齿轮箱17、安装架21和输入轴19，所述输入轴19连接差速器齿轮箱17用于输入动力，所述差速器齿轮箱17通过安装架21安装于支架9内部，所述差速器齿轮箱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，设置有差速器齿轮箱17和安装架21，其中差速器齿轮箱17通过安装架21固定在支架9内部，差速器30和换向器39均位于差速器齿轮箱17内部，输入轴19和差速器齿轮箱17的输入端连接，用于为差速器齿轮箱17提供动力，差速器齿轮箱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A101、X轴滑轴B102两端平行固接，X轴滑轴A101、X轴滑轴B102为硬质耐磨金属制成表面光滑；X轴滑轴A101、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。

实施例三：本实施例在实施例二的基础上做进一步限定，如图15至图20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。

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。