r>[0012]进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述动力离合输出系统2中的弹性件25包括紧定螺丝251、弹簧252和顶珠253，所述甩块座26上设有螺纹槽261，所述紧定螺丝251与螺纹槽261配合连接，所述弹簧252的一端套设在所述紧定螺丝251的端部，所述弹簧的另一端连接于所述顶珠253，所述顶珠253连接于所述甩块24。
[0013]进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述第二小齿轮232的圆柱腔内设有两个挡销233，所述第二传动轴21上套设有单向轴承211，所述单向轴承211处于所述第二大齿轮231与第二小齿轮232之间；所述过载保护装置27设置于所述减速齿轮28的前方。
[0014]进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述动力传递系统4中，在所述固定齿圈43的圆环外壁上设有轴肩，在轴肩上沿周向均布若干个键槽431，通过所述键槽431将固定齿圈43固定连接在机身壳体上；所述行星轮42的中央内孔上设有定位隔板421，所述行星轮42通过定位隔板421两侧的轴承套设在行星轮轴44上，并通过锁紧螺钉轴向固定。
[0015]进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述发动机单元900中放气驱动器945的控制端949为一个膜盒式驱动器，操作端950为一个传动杆。
[0016]进一步的根据本发明所述的超微型燃油无人直升机，其中所述机身6的长度为760_、高度为225_、宽度为110_，燃油无人直升机的整体长度在I米以内。
[0017]通过本发明的技术方案至少能够达到以下技术效果:
[0018]I)本发明对燃油无人直升机整体结构从多方面进行创新改进，综合考虑主旋翼和尾旋翼结构、发动机动力问题及其动力传递问题，使得所提供了燃油无人直升机满足了小体积稳定运行的条件，首次创新实现了机身长度在I米以下的超微型高性能的燃油无人直升机，具有广阔的市场实用前景。
[0019]2)、本发明所述的离合式动力输出技术不但能够广泛推广于无人直升机领域，而且可同时适用于多个其他动力技术领域，本发明首创的无人机涡轮增压结构能够大幅提升现有无人机的动力，具有较强的推广使用价值。
[0020]3)、本发明克服了现有燃油直升机普遍存在的笨重、操控难、危险性大、飞行成本高等缺点，它既能实现普通的巡航飞行，也可以进行特技花式飞行，轻便，小巧，灵活，续航时间长且可以油电互改！成为全世界最小的燃油直升机，填补了 I米以下小体积燃油无人直升机的技术空白。
【附图说明】
[0021]附图1为本发明所述燃油无人直升机的整体结构示意图；
[0022]附图2(a)为本发明所述燃油无人直升机中的主旋翼系统的整体组装结构示意图；
[0023]附图2(b)为附图2(a)所示主旋翼系统中左右旋翼夹座与旋翼固定中心座间的安装结构示意图；
[0024]附图2 (C)为附图2(a)所示主旋翼系统中旋翼固定中心座与十字盘间的安装结构示意图；
[0025]附图3(a)为本发明所述燃油无人直升机中尾旋翼系统的拆分结构示意图；
[0026]附图3(b)为附图3(a)所示尾旋翼系统的组装结构示意图；
[0027]附图4(a)为本发明所述燃油无人直升机中动力离合输出系统的整体安装结构示意图；
[0028]附图4(b)为附图4(a)所示动力离合输出系统中离合器组件的整体结构示意图；
[0029]附图4(c)为附图4(b)所示离合器组件的拆分结构示意图；
[0030]附图4(d)为所述离合器组件中甩块处于甩开和闭合两种情况下的结构示意图；
[0031]附图5(a)为本发明所述燃油无人直升机中动力传递系统的整体结构示意图；
[0032]附图5(b)为附图5(a)所示动力传递系统的截面结构示意图；
[0033]附图6为本发明所述燃油无人直升机的发动机单元中的涡轮增压结构示意图；
[0034]图中各附图标记的含义如下:
[0035]1-主旋翼系统，2-动力离合输出系统，3-尾旋翼系统，4-动力传递系统，5-尾翼连杆，6-机身，7-起落支架，8-桨叶；
[0036]10-金属旋翼头制动器，11-左旋翼夹座，12-右旋翼夹座，13-旋翼固定中心座，14-连杆，15-十字盘，16-支撑盘，17-主轴；121-固定座，122-夹槽，123-摇臂，124-垫片，125-固定螺丝；131-横轴，132-套筒，133-底座，134-横轴垫圈，135-横轴铝套；141_杆体，142-下连接座，143-轴承，144-上连接座，145-固定螺丝，146-铝套；151_活动球头，152-万向轮；161-固定杆，162-连接凸耳；
[0037]20-离合器组件，21-第二传动轴，22-第一齿轮组，221-第一大齿轮，222-第一小齿轮，23-第二齿轮组，231-第二大齿轮，232-第二小齿轮，233-挡销，24-用块，25-弹性件，251-紧定螺丝，252-弹簧，253-顶珠，26-甩块座，261-螺纹槽，27-过载保护装置，28-减速齿轮，29-第一传动轴，900-发动机单元；
[0038]31-尾旋翼左夹座，312-摇臂，311-夹槽，313-轴承，314-垫片，315-螺丝，316-轴承，317-固定座；32_尾旋翼右夹座，321-连接座，322-夹槽，324-止泻螺丝，325-固定座；33-尾控制组，331-轴承座铝衬垫，332-尾控制连杆头，333-连杆头铜套，334-十字螺丝，335-轴承，336-轴承套座，337-尾轴滑套；34_尾旋翼控制组件，341-工字臂，342-调控臂，343-连接座，344-螺丝，345-轴承；35-尾动力传递系统，351-尾轴，352-套筒支座，353-横向旋翼齿轮，354-纵向旋翼齿轮；
[0039]41-太阳轮输入轴，42-行星轮，421-定位隔板，43-固定齿圈，431-键槽，44-行星轮轴，45-行星架，46-尾旋翼输出齿轮组件，47-输入齿轮，471-套筒，48-下旋翼齿轮组件，481-下旋翼齿轮盘，482-下旋翼齿轮轴，49-上旋翼齿轮组件，491-上旋翼齿轮盘，492-上旋翼齿轮轴；
[0040]910-发动机本体，912-进气管，913-排气管，914-旁通管路，920-压气机，930-涡轮机，940-废气放气装置，941-压力传感器，942-电控单元，943-真空电磁阀，947-阀出口，948-阀进口，944-真空泵，945-放气驱动器，949-控制端，950-操作端，946-放气阀。
【具体实施方式】
[0041]以下结合附图对本发明的技术方案进行详细的描述，以使本领域技术人员能够更加清楚的理解本发明，但并不因此限制本发明的保护范围。
[0042]本发明所述的超微型燃油无人直升机整体结构如附图1所示的，包括主旋翼系统1、动力离合输出系统2、尾旋翼系统3、动力传递系统4、尾翼连杆5、机身6、起落支架7和桨叶8，所述机身6的底部连接起落支架7，所述动力离合输出系统2和动力传递系统4设置于所述机身6内，且动力离合输出系统2作为整个燃油无人直升机的动力单元，将燃油的化学能转化为动能，为直升机的飞行提供动力输出，所述动力传递系统4连接于所述动力离合输出系统2，用于将动力离合输出系统2提供的动力分配传递给尾旋翼系统3和主旋翼系统1，即所述动力传递系统4连接于所述尾旋翼系统3和主旋翼系统1，为其传递运转动力，具体的所述尾旋翼系统3设置于机尾并通过尾翼连杆5连接于动力传递系统4，在尾翼连杆5内设置有动力传动轴，所述主旋翼系统I设置于机身上方并连接于所述动力传递系统4的动力传递轴，在所述主旋翼系统I和尾旋翼系统3上连接有桨叶。所述燃油无人直升机工作时，由动力离合输出系统2将燃油的化学能转化为动能并提供至动力传递系统4，通过动力传递系统4将转动动力传递给主旋翼系统I和尾旋翼系统3，从而带动主旋翼系统I和尾旋翼系统3上的桨叶旋转，借助空气动力摩擦作用为直升机提供飞行动力，使得无人直升机可自由飞行。本发明通过为直升机所包括的上述主旋翼系统1、动力离合输出系统2、尾旋翼系统3、动力传递系统4、发动机单元同时进行创新改进，共同构成本发明的发明创新点，使得所述直升机的主旋翼系统I和尾旋翼系统3具有稳定的旋转运行性能，同时在提高动力离合输出系统2输出动力的前提下，通过创新动力传递系统4的动力传动比，大大稳定了直升机的动力分配，使得所提供了燃油无人直升机满足了小体积稳定运行的条件，首次创新实现了机身长度在I米以下的超微型的燃油无人直升机，下面分别对本发明进行独创的主旋翼系统1、动力离合输出系统2、尾旋翼系统3、动力传递系统4和发动机单元的具体创新结构进行详细的描述。
[0043]附图2 (a) -2 (c)具体给出主旋翼系统I的组成结构，如图所示的，所述主旋翼系统I包括金属旋翼头制动器10、左旋翼夹座11、右旋翼夹座12、旋翼固定中心座13、连杆14、十字盘15、支撑盘16和主轴17，所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12固定连接于所述旋翼固定中心座13的左右两端，在所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12上固定连接有桨叶8。所述主轴17固定连接于所述旋翼固定中心座13，并能够带动旋翼固定中心座13进行转动，所述金属旋翼头制动器10设置于所述旋翼固定中心座13上，用于对连接于旋翼固定中心座13的主轴17的转动进行制动控制，所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12通过所述连杆14分别连接于所述十字盘15，所述十字盘15的中间设置有万向轮152，万向轮152的中心孔与主轴17滑动连接，所述十字盘15固定设置于所述支撑盘16上，所述支撑盘的外周通过凸耳和连杆连接于机身，所述主轴17穿过所述支撑盘16和十字盘15后固定连接于所述旋翼固定中心座13。具体的，所述旋翼固定中心座13包括圆柱形的套筒132、设置于所述套筒132内的横轴131、固定连接于所述套筒底侧面的底座133，所述底座133中部开设有供主轴17穿过的通孔。所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12的结构一样，均包括固定座121和一体连接于固定座121上的摇臂123，所述的摇臂123自固定座121的侧壁向外突出设置，所述固定座121的中央开设有螺钉孔，固定座的外端开设有夹槽122，所述夹槽122用于安装桨叶8。所述固定座121通过垫片124和固定螺丝125固定连接于所述横轴131上，并在所述横轴131和固定座121之间设置有横轴垫圈134和横轴铝套135，所述横轴垫圈134和横轴铝套135套设于所述横轴131上，所述横轴的前端伸入所述固定座121中央的螺钉孔后，通过固定螺丝125将固定座121连接于横轴上，所述固定座121内装有三颗轴承，两颗普通的深沟球轴承和一颗平面轴承，通过三颗轴承的配合，限定左右旋翼夹座两个轴向的运动，使得其相对于横轴只可转动运动。所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12在所述旋翼固定中心座13上的固定连接方式对称一致。且所述左旋翼夹座11和右旋翼夹座12固定连接于所述旋翼固定中心座13上时，左旋翼夹座11上的摇臂和右旋翼夹座12上的摇臂分别处于旋翼固定中心座13的套筒132的两侧，对应于每侧的摇臂包括有两根所述的连杆14，每根连杆14连接于一个摇臂上，所述连杆14包括杆体141、轴承143、固定螺丝145和铝套146，在杆体141的顶端设置有上连接座144，在杆体的底端设置有下连接座142，所述上连接座144和下连接座142的中部均开设有通孔，所述摇臂上设有螺纹孔，每根连杆14通过螺丝固定连接于一个摇臂上，具体的所述固定螺丝145穿过轴承143、上连接座144中部通孔、铝套146后螺纹连接...