CN208360495U - 基于矢量机构的共轴双旋翼无人机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供一种基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，包括：动力组件(1)、矢量偏转机构(2)和机身(3)；动力组件(1)包括共轴电机驱动单元、上旋翼单元和下旋翼单元；矢量偏转机构(2)包括：内环座(21)、内环座偏转单元、外环座(22)、外环座偏转单元和矢量机构基座(23)。优点为：本实用新型通过使用两个矢量控制舵机控制一个二自由度旋转机构来实现共轴双旋翼无人机的矢量拉力技术，提供了一种全新的共轴双旋翼无人机构型，结构简单，有效地简化了改变旋翼推力空间指向的结构，减少了动力装置零部件数量，提高了***的可靠性与结构安全性。
Description
技术领域
本实用新型属于垂直起降无人机技术领域，具体涉及一种基于矢量机构的共轴双旋翼无人机。
背景技术
共轴双旋翼无人机具有可垂直起降、对起降场地要求低以及使用便捷等优点，具有巨大的发展前景。传统无人直升机因为需要平衡反作用扭矩与控制航向而不得不布置尾桨，从而导致结果复杂、体积大、可靠性差的缺点。现有的共轴双旋翼无人机多采用两台或两台以上发动机与减速器等机构连接，通过减速器的两个转向相反的输出轴分别与上下旋翼连接实现上下旋翼的反向旋转，从而使两旋翼带来的反作用扭矩相互抵消，有效地克服了传统无人直升机的固有缺陷。此类共轴双旋翼无人机目前已广泛应用在丛林考察、抢险救灾、运动摄影等领域。
传统共轴双旋翼无人机多通过偏转旋翼轴来实现对无人机姿态与运动的控制，如实用新型专利CN201510182069.5公开的一种大载荷低结构复杂度双共轴双旋翼无人飞行器中使用的全变距机构，其不足之处在于安全设计方面存在一定的难点，例如动力组件结构复杂、零部件较多以及阻力较大等。
实用新型内容
针对现有技术存在的缺陷，本实用新型提供一种基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，可有效解决上述问题。
本实用新型采用的技术方案如下：
本实用新型提供一种基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，包括：动力组件(1)、矢量偏转机构(2)和机身(3)；
所述动力组件(1)包括共轴电机驱动单元、上旋翼单元和下旋翼单元；其中，所述共轴电机驱动单元包括共轴电机(17)和电机安装座(18)；所述共轴电机(17)包括上电机(17A)和下电机(17B)；所述上电机(17A)和所述下电机(17B)尾对尾安装在所述电机安装座(18)的上下两侧；所述上电机(17A)无输出轴；所述下电机(17B)具有电机输出轴(12)，所述下电机(17B)的电机输出轴(12)经所述上电机(17A)的中心孔向上穿出；
所述下旋翼单元包括下桨罩(11B)、下旋翼桨毂(15)和下旋翼桨叶(16)；所述下旋翼桨毂(15)固定装配到所述下桨罩(11B)上面，所述下旋翼桨毂(15)的两侧各铰接一个下旋翼桨叶(16)；所述下桨罩(11B)套设于所述上电机(17A)的外部，并使所述电机输出轴(12)从所述下旋翼桨毂(15)的中心穿过；所述下旋翼桨毂(15)与所述上电机(17A)的电机转子外壳上的安装孔固定连接，通过所述上电机(17A)，驱动所述下旋翼桨毂(15)旋转，进而带动所述下桨罩(11B)和所述下旋翼桨叶(16)同步旋转；
所述上旋翼单元包括上桨罩(11A)、上旋翼桨毂(13)、上旋翼桨叶(14)和上旋翼安装帽(19)；
所述上旋翼桨毂(13)固定装配到所述上桨罩(11A)上面，所述上旋翼桨毂(13)的两侧各铰接一个上旋翼桨叶(14)；所述上桨罩(11A)安装到所述下桨罩(11B)的上方，并且，所述电机输出轴(12)通过上旋翼安装帽(19)与所述上旋翼桨毂(13)紧固，通过所述下电机(17B)驱动所述上旋翼桨毂(13)旋转，进而带动所述上桨罩(11A)和所述上旋翼桨叶(14)同步旋转；
所述矢量偏转机构(2)包括：内环座(21)、内环座偏转单元、外环座(22)、外环座偏转单元和矢量机构基座(23)；
所述内环座(21)的顶部设置动力组件安装孔位(28A)，所述动力组件(1)的电机安装座(18)与所述动力组件安装孔位(28A)固定连接，进而实现所述动力组件(1)和所述内环座(21)的固定连接；
所述内环座(21)设置于所述外环座(22)的内部，并且，所述内环座(21)的中心轴线两侧通过内环转轴(27A)与所述外环座(22)的中心轴线两侧铰接；所述内环座偏转单元用于驱动所述内环座(21)绕所述内环转轴(27A)相对于所述外环座(22)进行Y向偏转，所述内环座偏转单元包括内环舵机(24A)以及内环摇臂拉杆机构；所述内环舵机(24A)固定安装于所述外环座(22)上，所述内环舵机(24A)的输出端通过所述内环摇臂拉杆机构与所述内环座(21)相连；
所述外环座(22)的下方安装所述矢量机构基座(23)，并且，所述外环座(22)的两侧通过外环转轴(27B)与所述矢量机构基座(23)铰接；所述外环座偏转单元用于驱动所述外环座(22)绕所述外环转轴(27B)相对于所述矢量机构基座(23)进行Z向偏转，所述外环座偏转单元包括外环舵机(24B)以及外环摇臂拉杆机构；
所述外环舵机(24B)固定安装于所述矢量机构基座(23)上，所述外环舵机(24B)的输出端通过所述外环摇臂拉杆机构与所述外环座(22)相连；
所述矢量机构基座(23)设置机身安装孔位(28D)，通过所述机身安装孔位(28D)，与所述机身(3)固定连接。
优选的，所述下旋翼桨叶(16)和所述上旋翼桨叶(14)均为折叠式桨叶。
优选的，所述内环摇臂拉杆机构包括：内环摇臂(25A)和内环拉杆(26A)；
所述内环拉杆(26A)的上端与所述内环座(21)在内环座与内环拉杆的铰接孔位(28B)处铰接，下端与所述内环摇臂(25A)铰接于内环舵机摇臂拉杆铰接轴(27C)，所述内环摇臂(25A)上端与所述内环拉杆(26A)铰接，下端与所述内环舵机(24A)相铰接，所述内环舵机(24A)固定于所述外环座(22)上的所述内环舵机安装位(29A)。
优选的，所述外环摇臂拉杆机构包括外环摇臂(25B)和外环拉杆(26B)；
所述外环拉杆(26B)上端与所述外环座(22)在外环座与外环拉杆铰接孔位(28C)处铰接，下端与所述外环摇臂(25B)铰接于外环舵机摇臂拉杆铰接轴(27D)，所述外环摇臂(25B)上端与所述外环拉杆(26B)铰接，下端与所述外环舵机(24B)相铰接，所述外环舵机(24B)固定于所述矢量机构基座(23)上的外环舵机安装位(29B)。
优选的，所述电机安装座(18)为与电机配套的铝制安装座，为圆环形，外缘设有四个螺丝紧固耳片；
所述内环座(21)以所述电机安装座(18)各尺寸为参照，中间设有圆槽以容纳共轴电机(17)；
所述外环座(22)为一倒角方环部件，上下表面分别设有偏航维度和俯仰维度的转轴槽耳片，后侧边下方设有内环舵机安装位(29A)，右侧边上设有圆孔用以与外环拉杆(26B)铰接；
所述矢量机构基座(23)的上表面设有转轴槽耳片与外环舵机安装位(29B)。
优选的，所述机身(3)包括机身舱段(32)，所述机身舱段(32)的上方固定安装卫星导航接收天线安装座(31)，所述卫星导航接收天线安装座(31)中装有卫星导航接收天线接收机(34)；所述机身舱段(32)的内部容纳机载计算机(35)、电池(36)和电子调速器(37)；所述机身舱段(32)的底部固定安装脚架(33)。
本实用新型提供的基于矢量机构的共轴双旋翼无人机具有以下优点：
本实用新型提供一种基于推力矢量机构的共轴双旋翼无人机，本无人机的动力由装在同一电机座上的上下两个电机，即共轴电机提供，矢量偏转机构通过两个矢量控制舵机来控制动力组件在飞机轴系中俯仰与滚转两个轴上的转动，从而达到控制飞行器姿态与运动的目的。本实用新型具有动力装置简单，体积小，操纵性能好，可靠性高的特点，适合作为微小型无人机***的飞行器平台。
附图说明
图1为本实用新型提供的基于矢量机构的共轴双旋翼无人机的立体装配图；
图2为动力组件的立体装配图；
图3为动力组件各部件的***示意图；
图4为矢量偏转机构立体装配图；
图5为矢量偏转机构的正视装配图；
图6为矢量偏转机构的右视装配图；
图7为矢量偏转机构的后视装配图；
图8为矢量偏转机构沿轴27A拆分后示意图；
图9为矢量偏转机构沿轴27A旋转示意图；
图10为矢量偏转机构沿轴27B拆分后示意图；
图11为矢量偏转机构沿轴27B旋转示意图；
图12为矢量偏转机构内外环座装配示意图；
图13为矢量偏转机构外环座与矢量机构基座装配示意图；
图14为矢量偏转机构俯视图；
图15为机身的立体装配图；
图16为机身内部装载示意图；
其中：
1：动力组件
11A：上桨罩；11B：下桨罩；
12：电机输出轴；13：上旋翼桨毂；14：上旋翼桨叶；
15：下旋翼桨毂；16：下旋翼桨叶；
17：共轴电机；17A：上电机；17B：下电机；18：电机安装座；19：上旋翼安装帽；
2：矢量偏转机构；
20：电机线孔位；21：内环座；22：外环座；
23：矢量机构基座；24A：内环舵机；24B：外环舵机；
25A：内环摇臂；25B：外环摇臂；
26A：内环拉杆；26B：外环拉杆；
27A：内环转轴；27B：外环转轴；
27C：内环舵机摇臂拉杆铰接轴；27D：外环舵机摇臂拉杆铰接轴；
28A：动力组件安装孔位；28B：内环座与内环拉杆的铰接孔位；
28C：外环座与外环拉杆铰接孔位；28D:机身安装孔位；
29A：内环舵机安装位；29B:外环舵机安装位；
3：机身；
31：卫星导航接收天线安装座；32：机身舱段；33：脚架；
34：卫星导航接收天线接收机；35：机载计算机；36：电池；37：电子调速器。
具体实施方式
为了使本实用新型所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。
为了克服传统共轴双旋翼结构/机构复杂、零部件较多的缺点，本实用新型提供一种基于推力矢量机构的共轴双旋翼无人机，本无人机的动力由装在同一电机座上的上下两个电机，即共轴电机提供，矢量偏转机构通过两个矢量控制舵机来控制动力组件在飞机轴系中俯仰与滚转两个轴上的转动，从而达到控制飞行器姿态与运动的目的。本实用新型具有动力装置简单，体积小，操纵性能好，可靠性高的特点，适合作为微小型无人机***的飞行器平台。
本实用新型提供一种基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，包括：动力组件1、矢量偏转机构2和机身3。矢量偏转机构2设置于动力组件1和机身3之间。如图1所示，此图为本实用新型的总体装配图，最上方的动力组件1与中部的矢量偏转机构2固连于动力组件安装孔位28A，下方的机身3与矢量偏转机构2固连与机身安装孔位28D。下面对这三大部分分别详细介绍：
(一)动力组件：
如图2和图3所示，动力组件1包括共轴电机驱动单元、上旋翼单元和下旋翼单元；其中，共轴电机驱动单元包括共轴电机17和电机安装座18；电机安装座18为与电机配套的铝制安装座，为圆环形，外缘设有四个螺丝紧固耳片用以与其他结构连接；
共轴电机17包括上电机17A和下电机17B；上电机17A和下电机17B尾对尾安装在电机安装座18的上下两侧；上电机17A无输出轴，通过电机转子外壳上的安装孔与下旋翼桨毂进行装配；下电机17B具有电机输出轴12，下电机17B的电机输出轴12经上电机17A的中心孔向上穿出，并通过轴承与上电机定子相接，电机输出轴12用于连接上旋翼桨毂13；
下旋翼单元包括下桨罩11B、下旋翼桨毂15和下旋翼桨叶16；下旋翼桨毂15固定装配到下桨罩11B上面，下桨罩11B跟随下旋翼桨毂15一起旋转，下旋翼桨毂15的两侧各铰接一个下旋翼桨叶16，收纳时自然下垂，电机启动后依靠离心力旋转打开，并可以稳定维持在垂直于旋转轴的方向，电机关闭后在重力作用下将再次自然下垂，以此来满足使用和收纳空间限制的双重要求。下桨罩11B套设于上电机17A的外部，并使电机输出轴12从下旋翼桨毂15的中心穿过；下旋翼桨毂15与上电机17A的电机转子外壳上的安装孔固定连接，通过上电机17A，驱动下旋翼桨毂15旋转，进而带动下桨罩11B和下旋翼桨叶16同步旋转；
上旋翼单元包括上桨罩11A、上旋翼桨毂13、上旋翼桨叶14和上旋翼安装帽19；
上旋翼桨毂13固定装配到上桨罩11A上面，上桨罩11A跟随上旋翼桨毂13一起旋转，上旋翼桨毂13的两侧各铰接一个，上旋翼桨叶14收纳时自然下垂，电机启动后依靠离心力旋转打开，并可以稳定维持在垂直于旋转轴的方向，电机关闭后在重力作用下将再次自然下垂，以此来满足使用和收纳空间限制的双重要求。
上桨罩11A安装到下桨罩11B的上方，并且，电机输出轴12通过上旋翼安装帽19与上旋翼桨毂13紧固，通过下电机17B驱动上旋翼桨毂13旋转，进而带动上桨罩11A和上旋翼桨叶14同步旋转。
本实用新型中，上下旋翼桨叶为一种折叠式旋翼，桨毂两侧设有桨叶转轴，存放时可折下减小占用空间，使用时可自动旋开。
其工作原理为：
共轴电机17在收到机载计算机的信号后可以双向旋转，分别通过直接相连或输出轴相连为上下旋翼提供动力，以此为整机提供升力。上桨罩11A与下桨罩11B之间留有一定的空隙，来避免各自跟随旋翼旋转时可能带来的反向高速摩擦。
(二)矢量偏转机构：
矢量偏转机构的主要作用为：通过两个舵机的旋转输出可以实现电机在两个自由度上各一定范围内的转动。
如图4和图5所示，矢量偏转机构2包括：内环座21、内环座偏转单元、外环座22、外环座偏转单元和矢量机构基座23；
内环座21的顶部设置动力组件安装孔位28A，动力组件1的电机安装座18与动力组件安装孔位28A固定连接，进而实现动力组件1和内环座21的固定连接；
内环座21设置于外环座22的内部，并且，内环座21的中心轴线两侧通过内环转轴27A与外环座22的中心轴线两侧铰接；内环座偏转单元用于驱动内环座21绕内环转轴27A相对于外环座22进行Y向偏转，内环座偏转单元包括内环舵机24A以及内环摇臂拉杆机构；内环舵机24A固定安装于外环座22上，内环舵机24A的输出端通过内环摇臂拉杆机构与内环座21相连；
其中，内环摇臂拉杆机构包括：内环摇臂25A和内环拉杆26A；
内环拉杆26A的上端与内环座21在内环座与内环拉杆的铰接孔位28B处铰接，下端与内环摇臂25A铰接于内环舵机摇臂拉杆铰接轴27C，内环摇臂25A上端与内环拉杆26A铰接，下端与内环舵机24A相铰接，内环舵机24A固定于外环座22上的内环舵机安装位29A。
内环座偏转单元的工作原理为：内环舵机24A在收到控制***发出的偏转信号后会带动内环摇臂25A运动，内环拉杆26A与内环摇臂25A组成连杆机构运动，最终带动内环座21绕内环转轴27A转动。
外环座22的下方安装矢量机构基座23，并且，外环座22的两侧通过外环转轴27B与矢量机构基座23铰接；外环座偏转单元用于驱动外环座22绕外环转轴27B相对于矢量机构基座23进行Z向偏转，外环座偏转单元包括外环舵机24B以及外环摇臂拉杆机构；
外环舵机24B固定安装于矢量机构基座23上，外环舵机24B的输出端通过外环摇臂拉杆机构与外环座22相连；
实际应用中，外环摇臂拉杆机构包括外环摇臂25B和外环拉杆26B；
外环拉杆26B上端与外环座22在外环座与外环拉杆铰接孔位28C处铰接，下端与外环摇臂25B铰接于外环舵机摇臂拉杆铰接轴27D，外环摇臂25B上端与外环拉杆26B铰接，下端与外环舵机24B相铰接，外环舵机24B固定于矢量机构基座23上的外环舵机安装位29B。
外环座偏转单元的工作原理为：外环舵机24B在收到控制***发出的偏转信号后会带动外环摇臂25B运动，外环拉杆26B与外环摇臂25B组成连杆机构运动，最终带动外环座22绕外环转轴27B转动。
如图8和图10所示，为矢量偏转机构拆分示意图，在图8中，内环座21与外环座22在内环转轴27A处铰接并且可绕内环转轴27A轴转动；在图10中，外环座22与矢量机构基座23在外环转轴27B处铰接并可以绕外环转轴27B转动。
如图9和图11所示，为矢量偏转机构的旋转示意图，在图9中，内环座21与外环座22可如图绕内环转轴27A转动；在图11中，外环座22与矢量机构基座23可如图绕外环转轴27B转动。
如图12所示，此图为内外环座与内环舵机摇臂拉杆示意图，内环舵机24A安装在外环座22上的内环舵机安装位29A处，通过由内环摇臂25A与内环拉杆26A组成的连杆机构与内环座21相连于内环座与内环拉杆的铰接孔位28B。内环座21与外环座22铰接于内环转轴27A并可绕轴转动，内环摇臂25A与内环拉杆26A铰接于内环舵机摇臂拉杆铰接轴27C处并可绕轴转动。在内环舵机24A收到机载计算机发出的信号后会产生相应的运动，进而带动内环座21转动。
如图13所示，此图为外环座、矢量机构基座与外环舵机摇臂拉杆示意图，与上文类似，外环舵机24A安装在矢量机构基座23上的外环舵机安装位29B处，通过由外环摇臂25B和外环拉杆26B组成的连杆机构与矢量机构基座23铰接于外环座与外环拉杆铰接孔位28C，外环座22与矢量机构基座23铰接于外环转轴27B处并可绕轴转动，外环摇臂25B与外环拉杆26B铰接于外环舵机摇臂拉杆铰接轴27D处并可绕轴转动。在外环舵机24B收到机载计算机发出的信号后会产生相应的运动，进而带动外环座22转动。
如图14所示，此图为矢量偏转机构俯视图，内环座21与外环座在内环转轴27A处铰接，28A为动力组件安装孔位。
矢量机构基座23设置四个机身安装孔位28D，通过机身安装孔位28D，采用螺栓与机身3固定连接。
内环座21以电机安装座18各尺寸为参照，中间设有圆槽以容纳共轴电机17；此外设有电机线孔位20、转轴槽等。
外环座22为一倒角方环部件，上下表面分别设有偏航维度和俯仰维度的转轴槽耳片，后侧边下方设有内环舵机安装位29A，右侧边上设有圆孔用以与外环拉杆26B铰接；
矢量机构基座23的上表面设有转轴槽耳片与外环舵机安装位29B。
本实用新型中，内环座21与矢量机构基座23上均开有电机线孔位，用于在狭窄空间内布置并固定电机线路，并且保证线路不会干扰矢量偏转机构的正常工作。通过上述方法，矢量推力机构可以实现旋翼推力方向分别绕y轴和z轴二自由度转动，进而产生绕重心的力矩控制飞行器的飞行姿态。
(三)机身：
如图15和图16所示，此图为机身部分示意图，机身3包括机身舱段32，机身舱段32的上方固定安装卫星导航接收天线安装座31，具体的，机身舱段32与卫星导航接收天线安装座31通过四颗贯穿螺栓安装在矢量机构基座23的机身安装孔位28D中，卫星导航接收天线安装座31中装有卫星导航接收天线接收机34，为机载计算机提供飞行控制所必须的卫星导航信息。机身舱段32的内部容纳机载计算机35、电池36和电子调速器37；机载计算机35为全机控制中枢，在收到远程控制设备发出的指令后对机载各设备发出相应信号，进而使机载设备按照要求作出相应的运动来实现对飞机运动的控制。电池36则为全机主要能源，为动力装置与控制***供电，电子调速器37则主要起两个方面的作用，一是电机控制器功能，为机载计算机与机载控制设备提供所需的电压值电压，二是在收到机载计算机信号后将电池的直流电流转换为共轴电机所需的三向交变电流，从而保证动力装置的正常工作。
机身舱段32的底部固定安装脚架33。脚架33穿插固接于机身舱段32的底部，可以用于支撑飞行器并且防止本共轴双旋翼无人机在起飞着陆过程中可能出现的翻倒事故。
具体的，机身为一细长方盒结构，用以容纳大容量电池、电子调速器等，通过四角的螺丝孔，使用螺栓与矢量偏转机构紧固在一起。脚架为四根圆柱形支柱，***机身底部预设的安装孔中，在起降过程中起稳定支撑作用。
由此可见，本实用新型通过使用两个矢量控制舵机控制一个二自由度旋转机构来实现共轴双旋翼无人机的矢量拉力技术，提供了一种全新的共轴双旋翼无人机构型，结构简单，有效地简化了改变旋翼推力空间指向的结构，减少了动力装置零部件数量，提高了***的可靠性与结构安全性。
以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本实用新型的保护范围。
Claims (6)
1.一种基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，其特征在于，包括：动力组件(1)、矢量偏转机构(2)和机身(3)；
所述动力组件(1)包括共轴电机驱动单元、上旋翼单元和下旋翼单元；其中，所述共轴电机驱动单元包括共轴电机(17)和电机安装座(18)；所述共轴电机(17)包括上电机(17A)和下电机(17B)；所述上电机(17A)和所述下电机(17B)尾对尾安装在所述电机安装座(18)的上下两侧；所述上电机(17A)无输出轴；所述下电机(17B)具有电机输出轴(12)，所述下电机(17B)的电机输出轴(12)经所述上电机(17A)的中心孔向上穿出；
所述下旋翼单元包括下桨罩(11B)、下旋翼桨毂(15)和下旋翼桨叶(16)；所述下旋翼桨毂(15)固定装配到所述下桨罩(11B)上面，所述下旋翼桨毂(15)的两侧各铰接一个下旋翼桨叶(16)；所述下桨罩(11B)套设于所述上电机(17A)的外部，并使所述电机输出轴(12)从所述下旋翼桨毂(15)的中心穿过；所述下旋翼桨毂(15)与所述上电机(17A)的电机转子外壳上的安装孔固定连接，通过所述上电机(17A)，驱动所述下旋翼桨毂(15)旋转，进而带动所述下桨罩(11B)和所述下旋翼桨叶(16)同步旋转；
所述上旋翼单元包括上桨罩(11A)、上旋翼桨毂(13)、上旋翼桨叶(14)和上旋翼安装帽(19)；
所述上旋翼桨毂(13)固定装配到所述上桨罩(11A)上面，所述上旋翼桨毂(13)的两侧各铰接一个上旋翼桨叶(14)；所述上桨罩(11A)安装到所述下桨罩(11B)的上方，并且，所述电机输出轴(12)通过上旋翼安装帽(19)与所述上旋翼桨毂(13)紧固，通过所述下电机(17B)驱动所述上旋翼桨毂(13)旋转，进而带动所述上桨罩(11A)和所述上旋翼桨叶(14)同步旋转；
所述矢量偏转机构(2)包括：内环座(21)、内环座偏转单元、外环座(22)、外环座偏转单元和矢量机构基座(23)；
所述内环座(21)的顶部设置动力组件安装孔位(28A)，所述动力组件(1)的电机安装座(18)与所述动力组件安装孔位(28A)固定连接，进而实现所述动力组件(1)和所述内环座(21)的固定连接；
所述内环座(21)设置于所述外环座(22)的内部，并且，所述内环座(21)的中心轴线两侧通过内环转轴(27A)与所述外环座(22)的中心轴线两侧铰接；所述内环座偏转单元用于驱动所述内环座(21)绕所述内环转轴(27A)相对于所述外环座(22)进行Y向偏转，所述内环座偏转单元包括内环舵机(24A)以及内环摇臂拉杆机构；所述内环舵机(24A)固定安装于所述外环座(22)上，所述内环舵机(24A)的输出端通过所述内环摇臂拉杆机构与所述内环座(21)相连；
所述外环座(22)的下方安装所述矢量机构基座(23)，并且，所述外环座(22)的两侧通过外环转轴(27B)与所述矢量机构基座(23)铰接；所述外环座偏转单元用于驱动所述外环座(22)绕所述外环转轴(27B)相对于所述矢量机构基座(23)进行Z向偏转，所述外环座偏转单元包括外环舵机(24B)以及外环摇臂拉杆机构；
所述外环舵机(24B)固定安装于所述矢量机构基座(23)上，所述外环舵机(24B)的输出端通过所述外环摇臂拉杆机构与所述外环座(22)相连；
所述矢量机构基座(23)设置机身安装孔位(28D)，通过所述机身安装孔位(28D)，与所述机身(3)固定连接。
2.根据权利要求1所述的基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，其特征在于，所述下旋翼桨叶(16)和所述上旋翼桨叶(14)均为折叠式桨叶。
3.根据权利要求1所述的基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，其特征在于，所述内环摇臂拉杆机构包括：内环摇臂(25A)和内环拉杆(26A)；
所述内环拉杆(26A)的上端与所述内环座(21)在内环座与内环拉杆的铰接孔位(28B)处铰接，下端与所述内环摇臂(25A)铰接于内环舵机摇臂拉杆铰接轴(27C)，所述内环摇臂(25A)上端与所述内环拉杆(26A)铰接，下端与所述内环舵机(24A)相铰接，所述内环舵机(24A)固定于所述外环座(22)上的所述内环舵机安装位(29A)。
4.根据权利要求1所述的基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，其特征在于，所述外环摇臂拉杆机构包括外环摇臂(25B)和外环拉杆(26B)；
所述外环拉杆(26B)上端与所述外环座(22)在外环座与外环拉杆铰接孔位(28C)处铰接，下端与所述外环摇臂(25B)铰接于外环舵机摇臂拉杆铰接轴(27D)，所述外环摇臂(25B)上端与所述外环拉杆(26B)铰接，下端与所述外环舵机(24B)相铰接，所述外环舵机(24B)固定于所述矢量机构基座(23)上的外环舵机安装位(29B)。
5.根据权利要求1所述的基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，其特征在于，所述电机安装座(18)为与电机配套的铝制安装座，为圆环形，外缘设有四个螺丝紧固耳片；
所述内环座(21)以所述电机安装座(18)各尺寸为参照，中间设有圆槽以容纳共轴电机(17)；
所述外环座(22)为一倒角方环部件，上下表面分别设有偏航维度和俯仰维度的转轴槽耳片，后侧边下方设有内环舵机安装位(29A)，右侧边上设有圆孔用以与外环拉杆(26B)铰接；
所述矢量机构基座(23)的上表面设有转轴槽耳片与外环舵机安装位(29B)。
6.根据权利要求1所述的基于矢量机构的共轴双旋翼无人机，其特征在于，所述机身(3)包括机身舱段(32)，所述机身舱段(32)的上方固定安装卫星导航接收天线安装座(31)，所述卫星导航接收天线安装座(31)中装有卫星导航接收天线接收机(34)；所述机身舱段(32)的内部容纳机载计算机(35)、电池(36)和电子调速器(37)；所述机身舱段(32)的底部固定安装脚架(33)。
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