2套设在所述第三柔性端7121上等其他组合方式，本发明并不局限。换句话说，只要能够实现第一柔性端7111相对于所述发动机，第二柔性端7112相对于所述第三柔性端7121能够发生相对移动的套设方式，均在本发明的保护范围之内。
[0068]需要特别说明的是，在本发明实施例中之所以需要实现第一柔性端7111相对于所述发动机，第二柔性端7112相对于所述第三柔性端7121能够发生相对移动，是因为无人直升机在飞行作业过程中，无论是由于机身内部组件正常工作，还是由于外界气流对机身的冲击，或者是其他外界因素，都会使得无人直升机的机身2发生震动，特别是对于排气系统7和发动机62而言，二者之间只有一个连接点，也即发动机62与第一管711的第一柔性端7111相连的点。这样因为仅存在一个着力点，当发生震动时，极易造成发动机62与第一管711的出现连接损坏甚至断裂，严重影响无人直升机的正常飞行。因此，本发明实施例通过第一柔性连接件713将发动机与排气管71柔性连接，使得二者之间在整个机身2发生频繁震动时，能够随着机身2的震动而相对移动，进而有效的避免了因机身2的频繁震动而对发动机62与第一管711的连接造成损坏甚至断裂的技术缺陷。
[0069]更进一步的，由于排气管71的整体长度较长，当排气管71与发动机存在一个着力点时，由于机身2的震动，也极易造成排气管71的整个管身发生断裂。因此，本发明实施例通过第二柔性连接件714将组成排气管71的第一管711，和第二管712柔性连接，使得二者之间在整个机身2发生频繁震动时，能够随着机身2的震动而相对移动，进而有效的避免了因机身2的频繁震动而对排气管71的整个管身造成断裂的技术缺陷。
[0070]请继续参见图10，对于第二管712的排气端7122而言，至少包括:锥型筒7123、消声室7127。其中，所述锥型筒7123包括锥型宽口 7124和锥型窄口 7125，且所述锥型筒7123的侧壁上开设有若干个流通口 7126。所述消声室7127呈空心圆筒状，套设在所述锥型筒7123的外围部位，并且所述消声室7127的一端与所述锥型宽口 7124匹配对齐，另一端包裹整个锥型窄口 7125。并且所述消声室7127包裹整个锥型窄口 7125的一端设置有至少一个排气口 7128。同时排气口 7128的中心轴线与锥型窄口 7125的中心轴线相互错开，即，二者的中心轴线不在同一直线上。
[0071]详细而言，上述阐述了通过将第一管711设计成U型状，使得对由发动机62排出的尾气进行一次缓冲，一次缓冲后的尾气在第一管711管壁的作用下得到第一次反弹，此时部分尾气会在第一次反弹作用力的作用下继续回流至发动机62中进行燃烧。但是，在本发明实施例中为了进一步提高发动机62的燃烧效率，达到在发动机62中的空气完全燃烧的目的。本发明实施例还在排气端7122中设计包括锥型宽口 7124和锥型窄口 7125的锥型筒7123结构，由于锥型宽口 7124的口径大于锥型窄口 7125的口径，使得锥型筒7123的筒径由锥型宽口 7124至锥型窄口 7125逐渐减少，进而形成锥型结构。从第一管711进入第二管712的尾气，在锥型筒7123的锥型壁的作用下进行二次反弹，进而实现尾气的二次缓冲。二次缓冲后的气体回流至发动机62中继续燃烧，达到了使发动机62中的气体完全充分燃烧的目的，通过尾气的一次缓冲和二次缓冲相结合极大的提高了发动机62的燃烧效率。
[0072]同时，由于为了形成尾气的二次缓冲结构，因此用于尾气从锥型筒7123中流出的锥型窄口 7125的口径较小，进而尾气单从锥型窄口 7125流出时出气效率太低。因此，本发明实施例在锥型筒7123的筒壁上开设有若干个流通口 7126，便于尾气一方面通过锥型窄口 7125流入消声室7127中，另一方面通过锥型窄口 7125消声室7127中，进而在保证尾气二次缓冲的同时，也达到了进一步提高尾气的出气效率的目的。
[0073]再者，将排气口 7128的中心轴线与锥型窄口 7125的中心轴线相互错开，S卩，二者的中心轴线不在同一直线上。这样因为当尾气直接从锥型筒7123向外排出时，在气流的作用噪音较大。而本发明实施例在锥型筒7123的锥型窄口 7125处套设一个呈空心圆筒状的消声室7127，且消声室7127设置有排气口 7128的一端设置有一个挡流板，该挡流板的板面与锥型窄口 7125的出气方向相垂直。当尾气由锥型窄口 7125排出时，排出的气流在消声室7127中会碰撞挡流板的板面，继而反弹。众所周知，在消声室7127中，当反弹的气流与正要撞击挡流板的气流相遇时，通过声波的叠加原理(波峰与波谷叠加)，使得叠加后的气流达到了消声的目的。最终，消声后的气流从排气口 7128向外排出。起到了最大限度的降低无人直升机尾气噪音的作用。
[0074]对于冷却系统8部分，
[0075]请参阅图17-24，所述冷却系统部分至少包括:整流罩81和离心风扇82。所述整流罩81固定于所述无人直升机的第一侧22上，用于外界的冷空气流入。离心风扇82固定于所述整流罩81的内部，且所述离心风扇82与所述发动机62连接，并通过所述发动机62驱动所述离心风扇82进行转动，使得转动后的所述离心风扇82带动所述冷空气在所述整流罩81内进行流动。
[0076]其中，由于发动机62在燃烧的过程中，以及排气管71在排尾气的过程中，无论是发动机62还是排气管71，由于内部的气体温度很高使得二者均存在较高的温度。为了避免该较高的温度影响到机身2内部的其他部件，造成其他部件因温度过高而出现损坏或者烧毁。请参阅图17、18、19和图21、22，通过在无人直升机的第一侧22上固定一个整流罩81，该整流罩81的顶部设置有一个喇叭口，用于外界气流的流入。该整流罩81的底部与隔热罩721的第一罩体721相衔接，使得由整流罩81的喇叭口流入的气流通过整流罩81的底部进入第一罩体721内，进而通过第一罩体721将气流分散到无人直升机机身2内部的不同部位，达到对无人机机身的内部空间进行冷却的目的，有效的避免了较高的温度影响到机身2内部的其他部件，造成其他部件因温度过高而出现损坏或者烧毁的技术缺陷。
[0077]同时，为了更有利于外界的空气快速、高效的由整流罩81的喇叭口流入整流罩81中。作为优选，本发明实施例还在整流罩81的内部设置有离心风扇82。可如图23-24所示，该离心风扇82通过离合器83与发动机62连接，使得通过发动机62驱动离心风扇82进行旋转。旋转中的离心风扇82在整流罩81的内部空间形成涡轮漩涡，进而将处于整流罩81的喇叭口外的冷空气吸入整流罩81中，进而对机身2的内部空间进行冷却。当然，本领域技术人员可以理解，为了实现离心风扇82的旋转，除了通过发动机62驱动外，还可以采用其他的带有驱动功能的驱动装置进行驱动。例如，通过在离心风扇82的内部安装驱动电池，或者将离心风扇82外接驱动电源等等，均适用于本发明。
[0078]对于动平衡系统9部分，
[0079]请参阅图25-26，所述动平衡系统9至少包括:尾旋翼91、旋翼轴92、和动平衡组件93。其中，所述旋翼轴91通过所述动平衡组件93与所述尾旋翼91转动连接，且所述尾旋翼91的转动平面与所述桨翼4的转动平面相垂直。
[0080]具体而言，由于无人直升机的两个尾旋翼91需要在沿旋翼轴92方向上做动平衡调节，使得尾旋翼91、旋翼轴92的重心靠近两个尾旋翼91的连接部位处，以使整机平稳。但如果盲目增加尾旋翼91/旋翼轴92的局部重量而达到上述目的时，也会影响尾旋翼91的转速，进而影响无人直升机的飞行作业。
[0081]然而，本发明实施例提供的动平衡系统9，通过在非尾旋翼91/旋翼轴92的其他部位，增设动平衡组件93，在不影响尾旋翼91的转速情况下，调节整机的动平衡度，降低无人直升机的尾部3振动水平，克服了因盲目增加尾旋翼91/旋翼轴92的局部重量，而对尾旋翼91转速造成影响的技术缺陷。
[0082]其中，动平衡组件93包括:至少一个