技术领域本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种的固定翼螺旋桨飞机及其驱动装置，其中的驱动装置装载于固定翼螺旋桨飞机腰部。
背景技术：
固定翼无人机是固定翼螺旋桨飞机中的一种，固定翼无人机是一种由动力驱动、机上无人驾驶的航空器。它通常由机体、动力装置、飞行控制与管理设备、发射回收设备等组成，能够遥控或自动飞行，既能一次性使用，也能回收、多次使用。它是当今高新技术装备之一，广泛的应用于战场侦查、电子对抗、战后损伤评估、对地攻击等诸多军事行动，是信息化战争必不可少的装备。在民用领域，它已经被广泛的应用于人工增雨、航空遥感、航空测绘、森林防火、海岸线巡逻等领域。对于固定翼无人机而言，通常来讲，固定翼无人机的航程会受到供给驱动系统能源的限制，然而，除了能源外，驱动系统自身的结构对无人机的航程也有着决定性的因素。对于目前常规固定翼类无人机，动力部分从布局划分可分为以下几种：第一种，动力前拉：如公开号为CN202879791U，名称为“机载双拼相机的固定翼无人机”的实用新专利，该固定翼无人机的驱动系统固定在机身的前部，这种无人机的优点在于：比较好操控，指向性准，气流正向作用于机翼上。缺点是：驱动系统跟FPV(第一人称主视觉)有冲突，即摄像机的最合理的安装位置是在机身的头部，但摄像机的安装位置被驱动系统占用，摄像机的安装位置处于机身的头部以后的部分，造成摄像机采集图像时受到驱动系统的干扰，降低了图像的采集质量。另外，动力前拉的无人机在受损时总是头部先碰撞于故障物上，不但受损面积大，而且容易将整架飞机损坏，难以维修，存在成本高的缺陷。通常，为了使摄像位置得到合理布置，解决的办法是：机头的拉力线错位并且对机翼的引角进行调整，在调整拉力线后，再通过调整机翼引角以对抗拉力线不贯穿飞机重心线的问题。然而，这种拉力线和机翼引角的调整，该方法不但调整难度大，精度低，极易造成驱动系统工作时因功率大小而产生的拉力线(拉力线和飞机的重心线不在同一直线上)不准的偏航现象，而且在采集地理信息时还会造成旋偏角过大等问题，影响照片的拼接质量。第二种，动力后推：如公告号为：CN301640436S，名称为“固定翼无人机(VF-1)”的外观设计专利，这种结构的飞机是将动力系统安装在整个飞机的后部(尾翼的位置)，优点为：在不影响探测设备安装的条件下，推力线贯穿重心线。缺点：飞机的重心靠后，导致需要多余重量去平衡重心，增大起飞重量，缩短飞行航程。而且后推式的动力系统则会影响伞舱开伞，容易和伞绳缠绕在一起。第三种，动力腰推，即将动力安装在飞机的腰部。如公告号为CN203612198，名称为前拉后推式多功能固定翼无人机的实用新型专利，这种无人机的动力系统的布置方式为：将其中一个动力系统高置在机身的上部，这种方式克服了动力前拉动力系统影响摄像机安装的问题，也避免了动力后推的动力系统需要多余的重量平衡重心以及影响伞舱开伞的问题，然而，腰推式的动力系统仍然存在着以下缺陷：当动力系统高置在机身上部后，动力系统的推心线与重心线错位(如图17所示)，需要增大机翼仰角或改变推力线来平衡无人机的重心，得以保证抗无人机平直、平稳。明显地，增大机翼仰角会使得无人机在飞行过程中受到的阻力增大，增加了无人机的能耗，使航程缩短，改变推力线会出现与上述第一种改变拉力线相同的问题。将上述三种固定翼无人机的动力布置方式进行比较，可以看出，各自有各自的优点，但都存在着一定的缺陷，相对而言，由于腰推式的动力系统克服了动力前拉和动力后推的缺陷，腰推式的动力系统优势相对另外两种动力系统的布置是明显的。但腰推式的动力系统存在的问题却是动力系统的推力线与机身的重心线错位，如果将该问题解决，将使得无人机的多个问题得到解决，然而，遗憾的是，据申请人对无人机的发展史所知，以及申请人对相关资料的查询，目前还没有发现动力腰推式的固定翼无人机做到使了动力系统的推力线与重心线相重合，因此，这也是本领域技术人员一直以来想解决的问题但却未获得解决的问题。
技术实现要素：
本发明的目的在于，提供一种固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，这种驱动装置所产生的推力线可与固定翼螺旋桨飞机的重心线相互重合。固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，包括尾杆；还包括：螺旋桨，该螺旋桨的轴向与尾杆的轴向在同一直线上；以及驱动机构，该驱动机构设置在尾杆上，驱动机构的动力输出端部的轴向与尾杆的轴向位于同一直线上，驱动机构的动力输出端部与螺旋桨固定连接。优选地，驱动机构包括支撑座，该支撑座设置在尾杆上；以及驱动器，驱动器固定在支撑座上；以及传动机构，传动机构的动力输入端与驱动器的动力输出端连接，传动机构的动力输出端与螺旋桨连接。优选地，所述的传动机构包括主动轮，该主动轮固定于驱动器的动力输出端；以及从动轮，从动轮与主动轮相互啮合，从动轮的一端设有空心轴，从动轮通过轴承支承在尾杆上。优选地，所述的传动机构包括主动轮，该主动轮固定于驱动器的动力输出端；以及从动轮，该从动轮与主动轮通过传动带连接，从动轮的一端设有空心轴，从动带轮通过轴承支承在尾杆上。优选地，所述主动轮与从动轮的传动比为1∶2。优选地，所述尾杆包括第一尾杆和第二尾杆，支撑座的一端固定在第一尾杆上，支撑座的另一端设有凹腔，所述驱动器固定在支撑座的凹腔中；所述传动机构包括空心轴，空心轴的一端与驱动器连接，空心轴的另一端空套在第二尾杆上并暴露在支撑座的凹腔外部；以及第一轴承，该第一轴承的内圈与第二尾杆连接，第一轴承的外圈固定于空心轴的内孔中；以及第二轴承，该第二轴承的内圈固定在空心轴的外圆周面上，第二轴承的外圈固定于支撑座的凹腔中。优选地，所述空心轴的内壁面上设有轮齿，所述驱动器的动力输出端设有齿轮，该齿轮与空心轴内壁面上的轮齿相互啮合。优选地，所述驱动机构包括外转子电机，所述尾杆的一端穿过外转子电机，外转子电机的动力输出部与所述螺旋桨连接。本发明的另一目的是提供一种推力线与重心线相互重合的固定翼螺旋桨飞机，本发明的无人机具有航行时间长的特点。固定翼螺旋桨飞机，包括机身、机翼、尾翼，所述的机翼设置在机身上，还包括驱动装置，驱动装置中的尾杆的一端与机身固定连接，尾杆的另一端与尾翼连接。优选地，所述机身的外壳体、机翼、尾翼采用低温二氧化碳发泡材料制成。本发明的优点在于，由于螺旋桨的轴心线与尾杆的轴心线在同一直线上，尾杆的轴心线与固定翼螺旋桨飞机的重心线在同一直线上，从而，螺旋桨工作时所产生的推力线与固定翼螺旋桨飞机的重心线保持在同一直线上，本发明的结构完美解决了动力腰推布局的推心线与重心线重合的问题，因此，本发明不再需要通过增大机翼仰角或改变推力线来平衡无人机的重心，不仅将螺旋桨所产生推力利用最大化，可以保证固定翼螺旋桨飞机在飞行时平直、平稳，而且还有利于延长飞行的航程。且因为是通过减速组的硬链接贯通传递，而导致获得同等推力而需要的能耗也大大降低。下面结合附图和具体实施方式对本发明的结构以及原理进行详细说明。附图说明图1为本发明的驱动装置的第一实施方式的立体结构示意图；图2为图1的分解图；图3为本发明的驱动装置的第二实施方式的立体结构示意图；图4为图3的分解图；图5为本发明的驱动装置的第三实施方式的剖面图；图6为本发明的驱动装置的第四实施方式的剖面图；图7为本发明的驱动装置的第五实施方式的立体结构示意图；图8为本发明的驱动装置的第六实施方式的立体结构示意图；图9为本发明的无人机的立体结构示意图；图10为本发明的无人机的俯视图；图11为无人机的摄像装置(其中含有云台结构)的示意图；图12为图11的分解图；图13图为图11的剖面图；图14为图11中取走第二整流罩和前盖后的示意图；图15为第一整流罩的示意图；图16为横滚摇臂的示意图；图17为现有技术中的无人机的结构示意。具体实施方式第一实施方式如图1和图2所示，本发明的第一种固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，包括尾杆10、螺旋桨以及驱动机构。尾杆10采用碳纤维材料制成，尾杆10的一端用于与无人机的机身固定连接，因此，尾杆10的轴心线与整架无人机的重心线在同一直线上。驱动机构设置在尾杆10上，驱动机构的动力输出端部的轴向与尾杆10的轴向位于同一直线上，因此，当将驱动机构的动力输出端部与螺旋桨固定连接后，螺旋桨的轴向与尾杆10的轴向在同一直线上。驱动机构包括支撑座11、驱动器12以及传动机构，支撑座11设置在尾杆10上，本实施方式中，支撑座11为一个具有凹腔11a的壳体，在支撑座11上设有第一轴孔和第二轴孔，在第一轴孔中安装在轴承，尾杆10的一端从轴承的内孔穿过。驱动器12固定在支撑座11上，本实施方式中，驱动器12优选为内转子电机，驱动器12还可以是内燃机，驱动器12的动力输出端穿过支撑座11上的第二轴孔进入到该支撑座11上的凹腔11a中，传动机构的动力输入端与驱动器12的动力输出端连接。传动机构包括主动轮13以及从动轮14，主动轮13和从动轮14均为外啮合直齿圆柱齿轮，主动轮与从动轮的传动比为1∶2。主动轮13和从动轮14均位于支撑座11的凹腔11a中，通过盖板15将凹腔11a的口部进行封盖，从而对主动轮13和从动轮14加以保护，避免受到灰尘等杂质侵入，影响传动性能。其中，主动轮13固定于驱动器12的动力输出端，从动轮14与主动轮13相互啮合，从动轮14的一端设有空心轴16，空心轴16优选采用与从动轮一体成型的结构，从动轮14通过轴承支承在尾杆上。传动机构的动力输出端与螺旋桨连接，空心轴16作为传动机构的动力输出端，空心轴16的外圆周面上设有环形凸台16a，空心轴16的外圆周面上还设有螺纹孔16b以及一对径向凸起16c，螺纹孔16b位于两个径向凸起16c之间。螺旋桨由桨叶夹17和桨叶18组成，桨叶夹17呈套筒状，桨叶夹17套在空心轴16上后，通过螺钉与空心轴16上的螺纹孔16b连接，将该桨叶夹17与空心轴16为一体，桨叶夹17的一端通过环形凸台16a轴向限位，桨叶夹17的另一端通过紧固于尾杆10上的定位环19轴向限位。桨叶夹17的内圆周壁面上设有凹槽，该凹槽与空心轴16上的径向凸起16c相互配合，使桨叶夹17得到周向定位，以避免桨叶夹17相对空心轴16发生周向转动。在桨叶夹17的外圆周壁面上设有连接座，桨叶18的一端与该连接座连接，桨叶18与连接座可以通过铰接的形式连接，这样桨叶18在起飞前或者降落前可以折叠。本实施方式的驱动装置的工作过程为：驱动器12输出的扭矩带动主动轮13转动，主动轮13带动从动轮14转动，空心轴16随同从动轮14转动，空心轴带动螺旋桨转动。由于螺旋桨的轴心线与尾杆10的轴心线在同一直线上，尾杆的轴心线与固定翼螺旋桨飞机的重心线在同一直线上，从而，螺旋桨工作时所产生的推力线与固定翼螺旋桨飞机的重心线保持在同一直线上，这种结构完美解决了动力腰推布局的推心线与重心线重合的问题，因此，本实施方式不再需要通过增大机翼仰角或改变推力线来平衡无人机的重心，不但可以保证固定翼螺旋桨飞机在飞行时平直、平稳，而且还有利于延长飞行的航程。另外，由于主动轮13与从动轮14的传动比为1∶2，这种通过减速的传动使输出动力获得增大，提升了飞行过程中与空气阻力的对抗，大幅度地降低了飞行过程中的能耗。第二实施方式如图3和图4所示，本发明的第二种固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，包括尾杆20、螺旋桨以及驱动机构。尾杆20采用碳纤维材料制成，尾杆20的一端用于与无人机的机身固定连接，因此，尾杆20的轴心线与整架无人机的重心线在同一直线上。驱动机构设置在尾杆20上，驱动机构的动力输出端部的轴向与尾杆20的轴向位于同一直线上，因此，当将驱动机构的动力输出端部与螺旋桨固定连接后，螺旋桨的轴向与尾杆20的轴向在同一直线上。驱动机构包括支撑座21、驱动器22以及传动机构，支撑座21设置在尾杆20上，本实施方式中，支撑座21呈板状，支撑座21的两端呈弧形，并且一端圆弧的半径大于另一端圆弧的半径，在支撑座21上设有第一轴孔和第二轴孔，在第一轴孔中安装在轴承，尾杆20的一端从轴承的内孔穿过。驱动器22固定在支撑座21上，本实施方式中，驱动器22优选为内转子电机，驱动器22还可以是内燃机，驱动器22的动力输出端穿过支撑座21上的第二轴孔后与传动机构连接。传动机构包括主动轮23、从动轮24以及传动带25，主动轮23固定于驱动器22的动力输出端，从动轮24与主动轮23通过传动带25连接，从动带24通过轴承支承在尾杆20上。主动轮23和从动轮24优选采用外啮合的圆柱齿轮，主动轮23与从动轮24的传动比为1∶2。主动轮23和从动轮24优选为齿轮后，在传动带25的内表面上设有齿，传动带25上的齿分别与主动轮23和从动轮24上的轮齿相互啮合，这种带传动结构在增加了齿以后，可以防止在传动过程中打滑，提高传动的可靠性。从动轮的一端设有空心轴(图中未示出)，所述螺旋桨固定连接于该空心轴上。螺旋桨包括桨叶夹26以及桨叶27，空心轴的结构，以及桨叶夹26与空心轴的连接方式，以及桨叶27与桨叶夹26的连接方式，均与实施式一相同，在此不再赘述。本实施方式的驱动装置的工作过程为：驱动器22输出的扭矩带动主动轮23转动，主动轮23通过传动带25带动从动轮24转动，空心轴随同从动轮24转动，空心轴带动螺旋桨转动。由于螺旋桨的轴心线与尾杆10的轴心线在同一直线上，尾杆的轴心线与固定翼螺旋桨飞机的重心线在同一直线上，从而，螺旋桨工作时所产生的推力线与固定翼螺旋桨飞机的重心线保持在同一直线上，这种结构完美解决了动力腰推布局的推心线与重心线重合的问题，因此，本实施方式同样不再需要通过增大机翼仰角或改变推力线来平衡无人机的重心，不但可以保证固定翼螺旋桨飞机在飞行时平直、平稳，而且还有利于延长飞行的航程。另外，由于主动轮23与从动轮24的传动比为1∶2，这种通过减速的传动使输出动力获得增大，提升了飞行过程中与空气阻力的对抗力度，大幅度地降低了飞行过程中的能耗。第三实施方式如图5所示，本发明的第三种固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，包括尾杆、螺旋桨以及驱动机构。所述尾杆采用碳纤维材料制成，本实施方式中，尾杆由第一尾杆30a和第二尾杆30b组成，第一尾杆30a和第二尾杆30b的轴心线在同一直线上，第一尾杆30a的一端用于连接无人机的机身，第一尾杆30a的另一端与驱动机构连接。第一尾杆30a和第二尾杆30b的轴心线与整架无人机的重心线在同一直线上。驱动机构的动力输出端部的轴向与第一尾杆30a和第二尾杆30b的轴向位于同一直线上，因此，当将驱动机构的动力输出端部与螺旋桨固定连接后，螺旋桨的轴向与第一尾杆30a和第二尾杆30b的轴向在同一直线上。驱动机构包括支撑座31、驱动器32以及传动机构。支撑座31设置在尾杆上，优选地，支撑座31的一端与第一尾杆30a连接，支撑座31的另一端设有凹腔31a，在凹腔31a的腔口，设置一个盖板(盖板在图中未示出)，以防止灰尘等杂质进入凹腔内。驱动器32位于凹腔31a中并与支撑座固定连接，驱动器32优选采用内转子电子，驱动器32也可以采用内燃机。传动机构的动力输入端与驱动器32的动力输出端连接，所述的传动机构包括空心轴33、第一轴承34、第二轴承35。空心轴33的一端与驱动器32连接，所述空心轴33的内壁面上设有轮齿，即空心轴33的一端为一个具有内齿的内啮合齿轮，所述驱动器32的动力输出端设有齿轮32a，该齿轮紧固在驱动器32的动力输出端，齿轮32a与空心轴33内壁面上的轮齿相互啮合，齿轮32a与空心轴33上的内啮合齿轮的传动比优选为1∶2。空心轴33的另一端空套在第二尾杆31b上并暴露在支撑座31凹腔31a的外部，第一轴承34的内圈与第二尾杆31b过盈配合，第一轴承34的外圈通过过盈配合的方式固定于空心轴33的内孔中，在第一轴承34的两侧设置有挡圈34a，通过挡圈34a对第一轴承形成轴承限位，挡圈34a固定在第二尾杆31b上。第二轴承35的内圈通过过盈配合的方式固定在空心轴33的外圆周面上，第二轴承35的外圈通过过盈配合的方式固定于支撑座31的凹腔中，在第二轴承35的两侧设置有挡圈35a，通过挡圈35a对第二轴承形成轴承限位，挡圈35a固定在支撑座31的内壁面上。这样，通过第一轴承34和第二轴承35将第二尾杆31b和空心轴33支承在了支撑座31上。传动机构的动力输出端与螺旋桨连接，空心轴33的暴露在支撑座31凹腔31a的外部的部分作为传动机构的动力输出端，螺旋桨固定在空心轴33的暴露在支撑座31的凹腔31a的外部的部分上面。螺旋桨由桨叶夹36以及桨叶37组成，空心轴33与螺旋桨的连接结构，以及桨叶37与桨叶夹36的连接方式，均与实施式一相同，在此不再赘述。本实施方式的驱动装置的工作过程为：驱动器32输出的扭矩带动齿轮32a转动，齿轮32a驱动空心轴33转动，空心轴33带动螺旋桨转动。由于螺旋桨的轴心线与尾杆的轴心线在同一直线上，尾杆的轴心线与固定翼螺旋桨飞机的重心线在同一直线上，从而，螺旋桨工作时所产生的推力线与固定翼螺旋桨飞机的重心线保持在同一直线上，这种结构也解决了固定翼螺旋桨飞机的动力腰推布局的推心线与重心线重合的问题，因此，本实施方式也不再需要通过增大机翼仰角或改变推力线来平衡无人机的重心，可以保证固定翼螺旋桨飞机在飞行时平直、平稳，而且还有利于延长飞行的航程。另外，由于齿轮32a与空心轴33上的内齿轮的传动比为1∶2，这种通过减速的传动使输出动力获得增大，提升了飞行过程中与空气阻力的对抗力度，大幅度地降低了飞行过程中的能耗。第四实施方式如图6所示，本发明的第四种固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，本实施方式与第三实施方式的不同之处在于：驱动器32通过联轴器32a直接与空心轴连接。本实施方式的其余结构与第三实施方式相同。本实施方式的驱动装置的工作过程为：驱动器32输出的扭矩带动联轴器32a转动，联轴器32a驱动空心轴33转动，空心轴33带动螺旋桨转动。由于螺旋桨的轴心线与尾杆的轴心线在同一直线上，尾杆的轴心线与固定翼螺旋桨飞机的重心线在同一直线上，从而，螺旋桨工作时所产生的推力线与固定翼螺旋桨飞机的重心线保持在同一直线上。第五实施方式如图7所示，本发明的第五种固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，包括尾杆40、螺旋桨以及驱动机构。尾杆40采用碳纤维材料制成，尾杆40的一端用于与无人机的机身固定连接，因此，尾杆40的轴心线与整架无人机的重心线在同一直线上。驱动机构设置在尾杆40上，驱动机构的动力输出端部的轴向与尾杆40的轴向位于同一直线上，因此，当将驱动机构的动力输出端部与螺旋桨固定连接后，螺旋桨的轴向与尾杆40的轴向在同一直线上。驱动机构包括外转子电机41，该外转子电机41的支承轴42为空心轴，所述尾杆40的一端从支承轴42的内孔穿过，空心轴42的两端通过固定在尾杆上的锁环42a轴向限位。外转子电机41的动力输出部与所述螺旋桨连接，外转子电机41的外转子43为该外转子电机41的动力输出部，外转子电机41的外转子43的圆周面上设有连接座44，连接座44优选采用与外转子43一体成型的方式，连接座44也可以是一个单独的零件，采用焊接或者螺钉与外转子43紧固为一体。所述的螺旋桨为桨叶45，桨叶45的一端与连接座44连接，连接方式优选采用铰接使桨叶可以折叠。本实施方式的驱动装置的工作过程为：外转子电机41工作时驱动外转子43转动，外转子43驱动桨叶转动，由于尾杆40从支承轴42的内孔穿过，因此尾杆40的轴心线与支承轴42的轴心线在同一直线上，外转子的轴心线与尾杆的轴心线也在同一直线上，这样，螺旋桨工作时所产生的推力线与固定翼螺旋桨飞机的重心线保持在同一直线上。从而，这种结构也解决了固定翼螺旋桨飞机的动力腰推布局的推心线与重心线重合的问题，因此，本实施方式同样不再需要通过增大机翼仰角或改变推力线来平衡无人机的重心，可以保证固定翼螺旋桨飞机在飞行时平直、平稳，而且还有利于延长飞行的航程。第六实施方式如图8所示，本发明的第六种固定翼螺旋桨飞机的驱动装置，本实施方式的螺旋桨的结构和安装方式与第五实施方式不同，具体为：螺旋桨由桨叶45和桨叶夹46组成，桨叶45固定在桨叶夹46上，桨叶夹46固定于外转子电机41的外转子43的轴向端面上。本实施方式的其余结构与第五实施方式相同。本实施方式的驱动装置的工作过程为：外转子电机41工作时驱动外转子43转动，外转子43驱动桨叶转动，由于尾杆40从支承轴42的内孔穿过，因此尾杆40的轴心线与支承轴42的轴心线在同一直线上，外转子的轴心线与尾杆的轴心线也在同一直线上，这样，螺旋桨工作时所产生的推力线与固定翼螺旋桨飞机的重心线保持在同一直线上。下面，采用4S5000MAH(4S代表14.8V的标准电压)的电池对传统的无人机和本发明的飞机进行实验性试飞，以检验动力结构布局改变后的续航里程和飞行时间，检验和对比的结果如下：动力布置方式电池容量续航里程飞行时间传统的前拉4S5000MAH30-40KM30-40MIN传统的后推4S5000MAH30-40KM30-40MIN传统的腰推4S5000MAH20-30KM30-40MIN本发明的第一实施方式4S5000MAH70-90KM70-90MIN本发明的第二实施方式4S5000MAH70-90KM70-90MIN本发明的第三实施方式4S5000MAH60-80KM40-50MIN本发明的第四实施方式4S5000MAH40-50KM40-50MIN本发明的第五和第六实施方式4S5000MAH40-50KM40-50MIN从上述的比较可以看出，在电池容量同等的情况下，本发明在改变驱动装置的结构及布局后，飞行时间和续航里程都显著地获得了提升，相比传统的几种结构来讲，具有很大的优越性，特别是本发明的第一实施方式、第二实施方式和第三实施方式，其飞行时间和续航里程相对传统的动力结构来讲，更是翻了一翻。如图9和图10所示，本发明的固定翼螺旋桨飞机，包括机身50、机翼60、尾翼70，所述的机翼60设置在机身50上。还包括上述第一至第六实施方式中的任意一种驱动装置(这里结合第一实施方式的驱动装置进行说明)，驱动装置中的尾杆10的一端与机身50固定连接，尾杆10的另一端与尾翼70连接。所述机身50的外壳体、机翼60、尾翼70均采用低温二氧化碳发泡材料制成。低温二氧化碳发泡材料具有重量轻，韧性好，强度高，恢复性强，耐火耐腐蚀，环保一系列优点，由于这种材料在同样起飞的重量下，可以使载体刚性韧性大幅度提高，并使得无人机不易损坏，大大增加了无人机的耐用性。由于飞机在坠落时，其头部先着地的机率比较大，因此，本发明通过选用低温二氧化碳发泡材料，增强了无人机的耐用性。在图9和图10中可以看出，在机身的前端部安装了摄像云台A，如图11-16所示，该摄像云台A包括内壳体、横滚摇臂3、横滚舵机4、第一整流罩5、俯仰舵机6、第二整流罩7。内壳体上具有容纳腔室，所述内壳体由前盖1与后盖2组成，前盖1与后盖2固定为一体后，在前盖与后盖之间形成所述的容纳腔室。内壳体整体成球形，但在两个相对的侧面截去一部分，使得这两个相对的侧面为截平面，而非弧面，这两个截平面分别用于连接俯仰舵机和支承装置。横滚摇臂3和横滚舵机4位于内壳体上的容纳腔室中，横滚摇臂3的一端与横滚舵机4的一端连接，横滚舵机4的另一端固定在内壳体的内壁面上。所述横滚摇臂3包括连接块3a，连接块3a的两端分别折转形成摇臂3b。所述摇臂3b的端部设有第一缺口3c、第二缺口3d以及第三缺口3e，第二缺口3d位于第一缺口3c和第三缺口3e之间。第一缺口3c、第二缺口3d以及第三缺口3e分别用于与摄像机进行装配。在第三缺口3e的口部设有挡板3f，通过挡板3f的阻挡作用，可以避免摄像机在随横滚摇臂3的摆动过程中侧向滑出。在内壳体一侧的外壁面上设有支承装置，内壳体通过该支承装置与第一整流罩5可活动连接。支承装置包括轴承(图中未示出)、轴承座套2a，所述轴承固定在内壳体上，具体地，轴承固定在内壳体的后盖2上。轴承座套2a的一端套在轴承上并与轴承2a紧固为一体，轴承座套2a与轴承的外圈过盈配合。第一整流罩5上设有轴5a，该轴5a的一端与轴承座套2a的另一端紧固为一体。所述第一整流罩5上设有通孔，第一整流罩的外壁上设有罩住所述通孔的罩壳5b，所述轴5a的另一端与穿过所述通孔后连接于罩壳5b的内壁面上。俯仰舵机6的一端连接在内壳体另一侧的外壁面上，优选地，俯仰舵机6的一端固定在后盖2的侧壁面上。俯仰舵机6的另一端与第二整流罩7连接。所述第二整流罩7上设有通孔，第二整流罩7的外壁上设有罩住所述通孔的罩体7a，在罩体的内壁面上设置一个具有开口的盒体7b，所述俯仰舵机6的一部分位于该盒体7b中，并且俯仰舵机6通过螺钉固定在盒体7b中。第二整流罩7和第一整流罩5连接后，留出一个供内壳体的至少一部分暴露在外的缺口。第二整流罩7和第一整流罩5的端部均设有弧形缺口，当第二整流罩7和第一整流罩5结合时，第二整流罩7和第一整流罩5之间形成一个圆形的缺口，这样，就使得内壳体的一部分暴露在外部，以供摄像机的头部能够探视到外部环境。第二整流罩7和第一整流罩5结合后，在两者顶部的结合处安装一根空速管1a。如图11至13所示，本发明在基于摄像云台A的基础上，还设置了一种无人机的摄像装置，包括摄像机8以及图传装置9，还包括上述实施方式所述的摄像云台A，所述摄像机位于内壳体的容纳腔室中，内壳体上设有让位孔，摄像机8与横滚摇臂3的另一端连接，摄像机8的侧壁面上设有柱体8a，每个侧壁面上设有三个柱体8a，这三个柱体分别与摇臂3的第一缺口3c、第二缺口3d、第三缺口3f配合。摄像机8的头部伸入到内壳体上的让位孔中，所述图传装置9分别与第一整流罩5和第二整流罩7连接。所述图传装置9包括固定座9a以及图传器9b，图传器9b固定在固定座9a上，固定座9a的两端分别与第一整流罩5和第二整流罩7连接。摄像云台的工作过程为：当搭载摄像机的云台受到气流的扰动时，摄像机的横向和纵向角度均会发生变化，横滚舵机驱动横滚摇臂动作，摄像机随着横滚摇臂动作而摆动，以调整摄像机的横向偏摆角度。俯仰舵机驱动内壳体转动，摄像机随着内壳体的动作而摆动，以调整摄像机的纵向偏摆角度。在摄像机的横向和纵向角度都能获得调整的情况下，摄像机的位置始终不会发生变化。摄像云台在符合调整摄像机角度的功能前提下，将内壳体、横滚摇臂、横滚舵机、第一整流罩、第二整流罩、俯仰舵机进行了合理的布局以及设计，在狭小的空间内装配了上述零件，具备整体结构紧凑的特点，并且没有任何多余结构重量，比传统外围式云台轻50％。