于所述摇臂的螺纹孔内，所述轴承143包括两个，分别设置于所述固定螺丝145和上连接座144中部通孔内壁之间以及所述固定螺丝145和摇臂螺纹孔内壁之间，保证所述连杆14连接于所述摇臂后可进行自由转动。所述十字盘十字盘15具有圆环状结构，在圆环中央设置有万向轮152，所述万向轮152上开设有中心孔，所述主轴穿过所述中心孔并与其滑动连接，所述十字盘15的外周设置有连接凸耳，所述连接凸耳上连接有活动球头151，所述活动球头151处于所述连杆14下连接座142上的通孔内，从而所述连杆14通过活动球头151活动连接于所述十字盘15上。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连接凸耳连接于机身。所述主轴17穿过所述支撑盘和十字盘后连接于旋翼固定中心座13，且所述主轴17可在十字盘的万向轮152内进行摆动和上下滑动，这样通过改变十字盘的角度，即可带动左右旋翼夹座改变不同的角度，获得不同大小、不同区域面的升力，从而控制飞机获得不同的飞行轨迹。
[0044]附图3 (a) -3 (b)具体给出尾旋翼系统3的组成结构，如图所示的，所述尾旋翼系统3包括尾旋翼左夹座31、尾旋翼右夹座32、尾控制组33、尾旋翼控制组件34和尾动力传递系统35。所述尾旋翼左夹座31包括固定座317、轴承313、316、垫片314和螺丝315，所述固定座317的中部开设有连接通孔，所述固定座317的一端螺纹连接于尾旋翼右夹座32，所述固定座317的另一端开设有夹槽311，所述夹槽311内夹设桨叶，所述固定座317的上侧一体突出形成有摇臂312，所述摇臂312中央开设有螺钉孔，所述固定座317的左右侧向外突出形成有控制凸棱。所述尾旋翼右夹座32包括固定座325、连接座321和止泻螺丝324，所述固定座325的一端连接所述连接座321，所述固定座325的另一端开设有夹槽322，所述夹槽322内夹设桨叶8，所述固定座325的下侧一体突出形成有摇臂323，所述摇臂323中央开设有螺钉孔，所述固定座325的左右侧向外突出形成有控制凸棱，所述连接座321和固定座325的中央开设有贯穿连接孔，所述尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32通过螺栓固定连接在一起，具体的螺丝315自尾旋翼左夹座31的一端依次穿过垫片314、轴承313后从尾旋翼左夹座31的夹槽内穿过固定座317的中心孔后螺纹连接于尾旋翼右夹座32的连接座321上，且在尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32之间设置有轴承316，且所述轴承313处于螺丝315和尾旋翼左夹座31内壁之间，所述尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32之连接在一起时保证其摇臂处于上下侧，即尾旋翼左夹座31的摇臂位于上侧，尾旋翼右夹座32的摇臂位于下侧，在所述连接座321上沿径向开设有尾轴穿孔。所述尾控制组33包括轴承座铝衬垫331、尾控制连杆头332、连杆头铜套333、十字螺丝334、轴承335、轴承套座336和尾轴滑套337，所述尾控制组33连接于所述尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32上的摇臂上，对应于两个摇臂，包括两个所述尾控制连杆头332，所述尾控制连杆头332的两端均开设有螺孔，其中一个尾控制连杆头332的一端通过连杆头铜套333和十字螺丝334固定连接于轴承座铝衬垫331的上端，所述尾控制连杆头332的另一端借助十字螺丝334连接于所述尾旋翼左夹座31的摇臂312上，另一个尾控制连杆头332的一端通过连杆头铜套333和十字螺丝334固定连接于轴承座铝衬垫331的下端，所述尾控制连杆头332的另一端借助十字螺丝334连接于所述尾旋翼右夹座32的摇臂323上，这样轴承座铝衬垫331通过尾控制连杆头332连接于尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32上的摇臂上。在所述轴承座铝衬垫331的中央开设有贯穿孔，所述轴承套座336和尾轴滑套337中央均开设有轴孔，所述轴承套座336紧贴轴承座铝衬垫331设置。所述尾轴滑套337穿过所述轴承335和轴承套座336后螺牙顺时针锁紧在轴承座铝衬垫331上，即所述轴承335处于轴承套座336内壁和尾轴滑套337外壁之间，所述尾动力传递系统35中的尾轴351穿过所述尾轴滑套337和轴承座铝衬垫331的中央贯穿孔后固定连接于所述尾旋翼右夹座32的连接座321上开设的尾轴穿孔内。所述尾动力传递系统35包括尾动力传递轴、尾轴351、套筒支座352、横向旋翼齿轮353和纵向旋翼齿轮354 ;其中尾动力传递轴穿过套筒支座352后连接于横向旋翼齿轮353，所述纵向旋翼齿轮354垂直的啮合与所述横向旋翼齿轮353上，所述尾轴351的一端固定连接于所述纵向旋翼齿轮354上，所述尾轴351的另一端依次穿过尾轴滑套337、轴承335、轴承套座336、轴承335、轴承座铝衬垫331的中央贯穿孔后固定连接于所述尾旋翼右夹座32的连接座321上开设的尾轴穿孔内，来自动力传递系统的动力轴连接于所述尾动力传递轴，并将其旋转动力传递给尾动力传递轴，由尾动力传递轴带动横向旋翼齿轮353旋转，进而通过齿轮啮合作用带动纵向旋翼齿轮354旋转，由纵向旋翼齿轮354将旋转动力传递至尾轴351，通过尾轴351带动尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32旋转。所述尾旋翼控制组件34包括工字臂341、调控臂342、连接座343、若干螺丝344和轴承345 ;所述调控臂342 一体连接于工字臂341的底部，且与工字臂341所在面垂直，所述连接座343通过螺丝344和轴承345连接于所述工字臂341 —侧的上下支臂之间并低接于所述尾旋翼左夹座31的控制凸棱，所述工字臂341另一侧的上下支臂通过螺丝344和轴承345连接于所述轴承套座336，所述调控臂342用于进行摆动控制。整个尾旋翼系统3组装在一起如附图3 (b)所示，来自动力传递系统的动力传递给尾轴后带动尾旋翼左夹座31和尾旋翼右夹座32转动，进而带动安装于尾旋翼左右夹座上的桨叶转动，同时尾伺服器的运动通过拉杆传递到尾旋翼控制组件的调控臂342上，尾旋翼控制组件与尾控制组转动相连，进而通过尾旋翼控制组件的摆动控制尾旋翼左右夹座摆动，将尾伺服动作传递到尾旋翼夹座上，以此改变尾旋翼夹座上固定的桨叶摆动角度。由于尾旋翼控制组件与尾控制组中轴承套座的连接呈对称的两点，改善受力状况，不会有单推那样单向受力，增加铜套的阻力，容易磨损铜套的缺陷。
[0045]附图4(a)_4(d)具体给出动力离合输出系统2的组成结构，如图所示的，所述动力离合输出系统2作为整个燃油无人直升机的动力输出单元，为直升机的飞行提供动力输出，具体的所述动力离合输出系统2包括离合器组件20，所述发动机单元900的动力输出轴连接于所述离合器组件20，所述离合器组件20包括第一传动轴29、第二传动轴21、第一齿轮组22、第二齿轮组23、甩块24、弹性件25、甩块座26、过载保护装置27和减速齿轮28，第一齿轮组22安装于第一传动轴29上，并包括第一大齿轮221和第一小齿轮222，这两齿轮同轴，所述第二齿轮组23安装于所述第二传动轴21上，第二齿轮组23包括第二大齿轮231以及第二小齿轮232，且第一大齿轮221与第二小齿轮232啮合，第一小齿轮222与第二大齿轮231啮合，所述第一传动轴29上还安装有减速齿轮28，所述减速齿轮28与所述第一齿轮组22同轴，且所述减速齿轮28与发动机单元900的动力输出轴齿轮啮合连接，用于将发动机单元输出的动力传递至离合器组件2，这样在发动机单元的动力输出轴转动时，其转动动力通过减速齿轮28传递至第一传动轴，带动其上的第一齿轮组22转动，第一齿轮组22的转动通过齿轮啮合作用传递给第二齿轮组23，从而由第二齿轮组23带动第二传动轴21进行转动，达到将发动机单元的输出动力通过第二传动轴传动输出的目的。进一步的在离合器组件2的壳体内还设有一个在低速转动时贴合第二传动轴21上且在高速转动时一端可抵顶摩擦第二小齿轮232、另一端连接第二传动轴21的甩块24。具体地，可以设第一大齿轮221为21齿，第一小齿轮222为18齿，第二大齿轮231为40齿，第二小齿轮232为37齿，直升机刚启动时，发动机单元输出的转速较慢，甩块24与第二小齿轮232之间没有接触，此时离合器组件2通过第一小齿轮222与第二大齿轮231的啮合传动获得转速，两者间的传动比I = 40/18 = 2.2，提供了高扭力，这时第二传动轴21的转速也较慢，而在发动机组件的输出转速达到一定的时候，甩块24开始发生作用，其抵顶摩擦第二小齿轮232，当摩擦力矩大于阻力力矩时，第二传动轴21通过第一大齿轮221与第二小齿轮232的啮合传动获得转速，两者间的传动比I = 37/21 = 1.76，传动比较小，此时第二传动轴21获得较高的转速。通过两组啮合齿轮，同时在甩块24的作用下，使得传动比发生变化，这样既可产生两种不同的转速，而且在传动比变小时，可以获得较高的传动速度，极大的稳定了直升机的发动机单元的输出动力。所述甩块通过弹性件25弹性连接于所述第二传动轴21上，具体的在第二传动轴21上设有一个弹性件25，所述弹性件25包括紧定螺丝251、弹簧252和顶珠253，同时在第二传动轴21上套设一个甩块座26，在甩块座26上设有螺纹槽261，紧定螺丝251与甩块座26的螺纹槽261配合连接，所述弹簧252 —端套设在紧定螺251丝的端部，另一端与甩块24连接，为了进一步地方便弹簧252与甩块24之间的连接，还可以在弹簧252与用块24之间设有一个顶珠253，该顶珠253 —部分位于用块24内，另一部分位于弹簧252内，这样通过弹性件25将甩块弹性连接于第二传动轴21的甩块座26上。所述第二小齿轮232的侧面沿第二传动轴21形成有圆柱腔，所述甩块座26安装于所述第二小齿轮232的圆柱腔内，所述甩块通过弹性件25弹性连接于所述甩块座26上，在第二传动轴21低速转动时，甩块26通过弹性件25的弹性收缩作用位于甩块座26上且随第二传动轴21 —起转动，而当第二传动轴21的转速升到一定速度的时候，随第二传动轴21 —起转动的甩块24的离心力大于弹性件25的拉力，这样甩块24 —端开始脱离第二传动轴21的甩块座26而与第二小齿轮232的圆柱腔内壁抵顶摩擦，使得发动机单元与离合器组件2之间的传动比发生变化(如上所述)，进而在直升机转速变动较快的情况下稳定转速传递。进一步地，在第二小齿轮232的圆柱腔内设有两个挡销233，可以防止在高速转动时，甩块24沿第二小齿轮232的圆柱腔内壁过度滑动，提供更大的摩擦力矩。同时在第二传动轴21上还套设有一个单向轴承211，一般地该单向轴承211处于第二大齿轮231与第二小齿轮232之间，可以有效地防止第二传动轴21的反转，起到保护齿轮传动的作用。在所述第一传动轴上的还设置有过载保护装置27，具体在减速齿轮28的前方设置所述过载保护装置27，用于在减速齿轮28转动过快时，保证第一齿轮组22不会随减速齿轮28转动过快，从而起到发动机输出动力轴的过载保护作用。
[0046]通过所述动力离合输出系统2将发动机单元输出的动力稳定传递至其第二传动轴21，所述第二传动轴21进一步连接于动力传递系统4。如附图5(a)-5(b)所示的，所述动力传递系统4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，具体的所述动力传递系统4包括太阳轮输入轴41、固定齿圈43、行星轮42、行星轮轴44、行星架45、输入齿轮47、上旋翼齿轮组件49、下旋翼齿轮组件48和尾旋翼输出齿轮组件46。所述太阳轮输入轴41为渐开线斜齿轮轴，所述行星架45的一端设有主轴，所述主轴为台肩轴，主轴的腰部上设有花键，所述行星架45的另一端连接于三根行星轮轴44。所述固定齿圈43整体具有圆环结构，且在圆环内表面设置有内环齿，所述内环齿为渐开线斜齿，在圆环外壁上设有轴肩，在轴肩上沿周向均布若干个键槽431，所述行星轮42对应于三根行星轮轴44包括有三个，结构相同且为渐开线斜齿轮，行星