一种能自主起飞的扑旋翼飞行器
阅读说明：本技术 一种能自主起飞的扑旋翼飞行器 (Flapping rotor aircraft capable of taking off automatically ) 是由 侯宇 江厚清 王强 蒋怡蔚 李浩男 金子涵 于 2021-08-18 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种能自主起飞的扑旋翼飞行器。其技术方案是：所述扑旋翼飞行器的机身中部(11)前端通过两侧连接板(10)与头部(9)固定连接,机身中部(11)的后端与尾杆(12)固定连接；前起落架(2)固定在两侧连接板(10)的下部,驱动机构(3)安装在两侧连接板(10)的中间位置处,两个机翼(4)对称地安装在两侧连接板(10)的外侧,后起落架(5)安装在机身中部(11)的下部靠后处,涵道风扇系统(6)安装在机身中部(11)的后端,尾翼(7)安装在尾杆(12)的末端。驱动机构(3)完成机翼(4)的扑动扭转折叠运动。涵道风扇系统(6)实现飞行器的转向升降并提供动力。本发明具有驱动原动件少、能实现扑动-折叠-扭转三耦合运动、飞行速度快、升降力大和能自主起飞的特点。(The invention relates to a flapping rotor wing aircraft capable of taking off automatically. The technical scheme is as follows: the front end of the middle part (11) of the flapping rotor wing aircraft body is fixedly connected with the head part (9) through connecting plates (10) at two sides, and the rear end of the middle part (11) of the aircraft body is fixedly connected with the tail rod (12); the aircraft is characterized in that a front undercarriage (2) is fixed on the lower portions of two side connecting plates (10), a driving mechanism (3) is installed in the middle of the two side connecting plates (10), two wings (4) are symmetrically installed on the outer sides of the two side connecting plates (10), a rear undercarriage (5) is installed at the lower portion, close to the rear, of a middle portion (11) of an aircraft body, a ducted fan system (6) is installed at the rear end of the middle portion (11) of the aircraft body, and a tail wing (7) is installed at the tail end of a tail rod (12). The driving mechanism (3) completes flapping, twisting and folding movement of the wings (4). The ducted fan system (6) achieves steering lifting of the aircraft and provides power. The invention has the characteristics of few driving motive power parts, capability of realizing flapping-folding-twisting three-coupling motion, high flying speed, large lifting force and capability of taking off automatically.)
技术领域
本发明属于扑翼飞行器技术领域，尤其涉及一种能自主起飞的扑旋翼飞行器。
背景技术
扑翼飞行具有很好的机动性和灵活性。相比于固定翼飞行，在低雷诺数下，能够充分利用非定常空气动力特性获取高升力，具有很高的飞行稳定性。多自由度扑翼运动相比单自由度扑翼运动能够更好地实现飞行生物的姿态，飞行灵活，并且在运动的过程中能够更好地控制飞行方式。
目前，研究的扑翼飞行器大多为单自由度机构，实现的运行形式简单，飞行灵活性和稳定性无法与飞行生物相比，如一种仿鸽类扑翼飞行器(CN 112693606 A)，虽然能够高速飞行，能够携带较多的有效载荷，扑翼尺寸较小，但是单翼面在飞行过程中仍然会受到较大的阻力，灵活性差，在起飞时需要手抛，不能像自主的鸟一样自主起飞；
已有的多自由度扑翼飞行器中，如一种仿鸟类多自由度扑翼飞行器(CN107021223 A)，虽然可以根据不同的飞行状况改变翅膀的扑动幅度，还会改变翅膀在运动方向的迎角的优点，翅翼动作具有高度仿生的特性；但翅膀作为单翼面，只有扭转和扑动两种姿态，缺乏翅膀折叠这种姿态，不具备扑动-折叠-扭转三种运动，起飞和降落时要人工等其它方式辅助起降；
如一种两段式三自由度扑翼飞行器专利(CN 112478155 A)，虽然仅在一个驱动电机的驱动下，扑翼便能够有效地实现扑动、折叠和扭转，但是飞行前进动力仍然不足，且同样需要手抛起飞，飞行所需要的升力得不到充分保证；
又如一种能实现扑动扭转的两自由度扑翼飞行器(CN 113086187 A)，虽然仅在一个驱动电机的驱动下，扑翼能够同时实现扑动和扭转运动，提升扑翼飞行器的气动性能，并且整个机构运行平稳，能提高扑翼飞行器的机动性和稳定性，但是仅仅只能实现扑动和扭转两种运动，不能实现扑动-折叠-扭转三耦合运动。
发明内容
本发明旨在克服现有技术的不足，目的是提供一种驱动原动件少、能实现扑动-折叠-扭转三耦合运动、飞行速度快、升降力大和能自主起飞的扑旋翼飞行器。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：为便于描述，先设定飞行器头部为前方，面对飞行器头部的左方为左侧，面对飞行器头部的右方为右侧；左右方向为横向，前后方向为纵向。
所述能自主起飞的扑旋翼飞行器由机身、前起落架、驱动机构、机翼、后起落架、涵道风扇系统、尾翼和航模接收机组成。
机身是由头部、两个连接板、机身中部、尾杆组成；头部通过两侧的连接板与机身中部的前端连接，机身中部的后端中间位置处与尾杆的靠近前端处固定连接，尾杆的前端设有矩形板连接孔。
前起落架固定在两侧连接板的下部，驱动机构安装在两侧连接板的中间位置处，两个机翼对称地安装在两侧连接板的外侧，后起落架安装在机身中部的下部靠后处，涵道风扇系统安装在机身中部的后端，尾翼安装在尾杆的末端。
头部由弧形架、锥齿轮固定杆和机头固定杆组成；弧形架是由弧形杆、垂直杆和水平杆组成的整体，弧形杆后端与垂直杆的上端为一体，弧形杆的前端和水平杆的前端为一体；两个垂直杆的下端对称地固定在机头固定杆靠近中部的两侧，水平杆的后端对称地固定在锥齿轮固定杆的靠近两端处；在锥齿轮固定杆对称地固定锥齿轮轴，两个锥齿轮轴分别紧靠对应的水平杆内壁。
在头部中：
机头固定杆和锥齿轮固定杆的垂直距离h1=0.8~0.9h0；
机头固定杆和锥齿轮固定杆的水平距离l1=0.3~0.4l0；
两个弧形杆之间的距离b1=0.5~0.6b0。
其中：
h0表示垂直杆的高度，mm；
l0表示水平杆的长度，mm；
b0表示机头固定杆和锥齿轮固定杆的长度，mm。
连接板是由前斜边、中斜边、后斜边和长斜边围成的四边形平板；前斜边和中斜边的夹角为钝角，后斜边和中斜边的夹角为钝角。
所述四边形平板中：
在前斜边和中斜边的夹角处设有锥齿轮固定杆孔；
在前斜边和长斜边的夹角处设有前起落架安装孔；
在中斜边和后斜边的夹角处设有扭转杆孔；
在后斜边和长斜边的夹角处设有第二机身固定杆孔；
扭转杆孔和第二机身固定杆孔的中间位置处设有扭转轴孔；
在靠近第二机身固定杆孔的位置处设有第一机身固定杆孔；
在四边形平板的靠近前部的中间位置处设有传动转轴孔；
在四边形平板的中部靠后处设有机头固定杆孔，机头固定杆孔靠近中斜边；
在锥齿轮固定杆孔中固定装有头部的锥齿轮固定杆；
在机头固定杆孔中固定装有头部的机头固定杆。
机身中部由两个平行四边形机架和均为一个的第二四边形固定杆、第一四边形固定杆、第一机身固定杆、第二机身固定杆组成；平行四边形机架是由两个平行的斜杆件和两个平行的长杆件组成的整体，平行四边形机架前斜杆件和下部长杆件的夹角为锐角；在两个平行四边形机架后部的锐角处和后部的钝角处依次固定有第二四边形固定杆和第一四边形固定杆，在紧靠第一四边形固定杆的前方对称地设有后起落架安装孔，在两个平行四边形机架前部的锐角处分别对称地设有两个电机安装孔，在两个平行四边形机架前部的钝角处固定有第二机身固定杆，在两个平行四边形机架朝前的斜边靠上处固定有第一机身固定杆。
机身中部的第二四边形固定杆的中间位置处固定有尾杆，尾杆的中心线垂直第二四边形固定杆；
在两个连接板的第一机身固定杆孔中固定安装有第一机身固定杆；
在两个连接板的第二机身固定杆孔中固定安装有第二机身固定杆。
前起落架由前起落架万向轮和前起落架横架杆组成，在靠近前起落架横架杆的两端处对称地装有前起落架万向轮；前起落架横架杆的两端分别固定安装在各自对应的连接板的前起落架安装孔中。
驱动机构由扭转机构、驱动电机和扑动折叠机构组成；驱动电机是由双头电机和四个小皮带轮组成；双头电机两端的输出轴对称地装有两个小皮带轮，双头电机壳体的两端对称地设有机架连接孔；螺钉通过两个平行四边形机架的电机安装孔与对应的机架连接孔螺纹连接。
扭转机构由两个第一大皮带轮、两个扭转轴、筒状滑块、导杆和扭转杆组成；两个扭转轴的靠近外端处对称地装有第一大皮带轮，两个扭转轴的内端面设有扭转偏心轴，两个扭转偏心轴分别与筒状滑块的两侧设有的偏心圆孔对应连接，两个扭转轴的轴线为同一条直线。筒状滑块活套在导杆的一端，导杆的另一端与扭转杆中间位置固定连接，扭转杆的两端设有机翼连接孔。两个扭转轴的外端分别安装在连接板的扭转轴孔中；扭转杆安装在连接板的扭转杆孔中。
扑动折叠机构由第二大皮带轮、传动轴、双面锥齿轮、曲柄锥齿轮、扑动折叠连杆和轨迹杆组成；在传动轴靠近两端处对称地设有第二大皮带轮，在传动轴的中间位置处装有双面锥齿轮，双面锥齿轮的两面锥齿与对应的两个曲柄锥齿轮分别啮合；在曲柄锥齿轮锥齿的同一侧面对称地设有连杆偏心轴，两个扑动折叠连杆下端与连杆偏心轴活动连接，两个扑动折叠连杆的上端分别通过轨迹杆销轴与轨迹杆的下端活动连接，轨迹杆的上端设有轨迹杆连接孔；连杆偏心轴的轴线与轨迹杆连接孔的中心线在空间上相互垂直。
传动轴两端活动地安装在两个连接板的传动转轴孔中；两个曲柄锥齿轮分别与锥齿轮固定杆的两个锥齿轮轴活动安装。
双头电机两端的输出轴的两个小皮带轮分别通过各自的皮带与扭转机构的第一大皮带轮和扑动折叠机构的第二大皮带轮对应连接。
机翼由平面四杆机构、内翼和外翼组成，内翼和外翼通过平面四杆机构活动地连接一起；平面四杆机构由传动杆、机翼连杆、内翼杆和外翼杆组成；传动杆是将一根直杆弯成两段直杆，两段直杆的夹角为150~170°，两段直杆的夹角处设有机翼铰接孔；所述机翼铰接孔通过销轴与机翼连杆的一端铰接，机翼连杆的另一端通过内翼连杆销轴孔的销轴与内翼杆的一端铰接，内翼杆的另一端通过销轴与外翼杆的弯角处铰接；外翼杆为长杆和短杆构成的“L”状杆件，所述“L”状杆件的短杆端通过销轴与传动杆的左端铰接，传动杆的右端面处同轴线地设有轨迹杆连接轴；轨迹杆连接轴与轨迹杆连接孔连接。
平面四杆机构的外翼杆的长杆杆身与外翼的下表面固定连接，外翼杆的长杆杆身紧邻外翼的前侧边；内翼杆的杆身与内翼的下表面固定连接，内翼杆的杆身紧邻内翼的前侧边。
内翼内侧面的靠近前侧处设有“C”形槽，“C”形槽的开口端对称地设有机翼销轴孔，机翼销轴与机翼销轴孔活动连接；扭转机构的扭转杆设有的机翼连接孔与机翼销轴铰接。
后起落架由后起落架万向轮和后起落架横架组成；后起落架万向轮的轮轴通过连接杆件与后起落架横架的中间位置处固定连接，后起落架横架两端的端面对称地设有紧固螺钉孔；后起落架横架两端的紧固螺钉孔通过螺钉分别固定在机身中部的两个平行四边形机架内侧的后起落架安装孔处。
涵道风扇系统由矩形板、横向舵机、“U”形架、纵向舵机、第一涵道风扇、双杆横架和第二涵道风扇组成。
矩形板下平面固定有横向舵机，横向舵机的舵机轴与“U”形架的封闭端的中间位置处固定连接，“U”形架的开口端与纵向舵机下部两侧固定连接，纵向舵机两侧的舵机轴分别与对应的双杆横架的纵向杆末端固定连接。
双杆横架为一个横向杆和两个纵向杆组成整体；横向杆两端对称地设有涵道风扇固定板，靠近涵道风扇固定板内侧对称地固定有纵向杆。
靠近矩形板的前端设有一个机身连接通孔，矩形板的上平面设有尾杆连接孔；第一四边形固定杆穿过机身连接通孔固定在机身中部内；尾杆前端的矩形板连接孔通过螺钉与矩形板的尾杆连接孔固定；第一涵道风扇和第二涵道风扇分别与对应的涵道风扇固定板固定连接。
航模接收机的连接关系是：航模接收机与遥控器无线连接，锂电池的正极和负极与航模接收机的电源接口的正极和负极对应连接；航模接收机的电调接口1、电调接口2、电调接口3依次与电调1、电调2、电调3对应连接，电调1、电调2、电调3依次与双头电机、第一涵道风扇、第二涵道风扇对应连接；航模接收机的舵机接口1、舵机接口2依次与横向舵机、纵向舵机对应连接。
锂电池和航模接收机分别置于机身中部的两个平行四边形机架内。
所述筒状滑块为空心立方体，空心立方体的左侧面和右侧面对称地设有偏心圆孔；空心立方体设有方孔或圆孔，所述方孔或圆孔的截面名义尺寸与导杆的截面名义尺寸相同。
所述横向舵机的输出轴与纵向舵机的输出轴在空间上相互垂直。
由于采用上述技术方案，本发明与现有技术相比具有如下积极效果：
1、本发明由驱动机构中的一个双头电机两头安装的小皮带轮通过各自的皮带分别与扭转机构和扑动折叠机构连接，将动力分别传递到两边机翼中对应的机翼轴销和传动杆，故驱动原动件少。
2、本发明的驱动机构整体为空间SSR机构，驱动机构中的扭转机构为曲柄滑块导杆机构，通过扭转轴上的扭转偏心轴与筒状滑块连接，使筒状滑块与导杆作往复运动并使导杆以扭转杆轴线为中心线往复转动一定角度，从而使与扭转杆两边相连的机翼扭转一定的角度；驱动机构的扑动折叠机构通过双面锥齿轮将动力传递到曲柄锥齿轮，由连杆偏心轴带动与扑动折叠连杆相连接的轨迹杆做一定角度的转动，从而使与轨迹杆相连接的机翼做一定角度的扑动折叠运动；故本发明能实现扑动-折叠-扭转三耦合运动。
3、本发明的涵道风扇系统中第一涵道风扇和第二涵道风扇通过双杆横架连接纵向舵机，纵向舵机通过U形架连接横向舵机，横向舵机固定在与机身相连的矩形板上；两个涵道风扇逆时针或顺时针的转动产生的力可以增加或减少扑旋翼飞行器前进的速度；故本发明飞行速度快。
4、本发明的横向舵机通过调整两个涵道风扇转动时产生力的左右方向和角度，为飞行器提供左右转向时的转向力，实现飞行器的涵道转向；纵向舵机控制两个涵道风扇转动时产生力的上下方向和角度，为飞行器提供起飞时需求的升力和下降时需求的阻力；故本发明升降力大。
5、本发明的机翼在飞行过程中有扭转的姿态，使扑旋翼飞行器有规律的改变机翼的迎角，飞行时机翼翼面上的气流流速大于翼面下的气流流速，产生较大的升力；故升降力大。
6、本发明的前起落架和后起落架为质量较轻的万向轮起落架，前起落架高度略大于后起落架高度，使扑旋翼飞行器能模仿鸟儿一样自主站立；在扑旋翼飞行器起飞时能提供一定的起飞角度和速度冲刺，在扑旋翼飞行器降落时能提供一定的速度缓冲，同时不需要人员用手抛动要起飞的飞行器、不需要用手接住要降落的飞行器；故本发明可实现自主起飞。
因此，本发明具有驱动原动件少、能实现扑动-折叠-扭转三耦合运动、飞行速度快、升降力大和能自主起飞的特点。
附图说明
：图1是本发明的一种结构示意图；
图2是图1中机身1的结构示意图；
图3是图2中头部9的放大示意图；
图4是图2中连接板10的放大示意图；
图5是图2中机身中部11的放大示意图；
图6是图1中的前起落架2的放大示意图；
图7是图1中的驱动机构3的放大示意图；
图8是图7中的驱动电机39的放大结构示意图；
图9是图7中的扭转机构38的放大结构示意图；
图10是图9中的扭转机构38零件的爆炸放大结构示意图；
图11是图8中的扑动折叠机构40的一种结构示意图；
图12是图11中的扑动折叠机构40部分零件连接示意图图；
图13是图1中机翼4的一种仰视放大结构示意图；
图14是图13中的局部放大示意图；
图15是图1中的后起落架5的一种放大结构示意图；
图16是图1中的涵道风扇系统6的放大结构示意图；
图17是图16的仰视示意图；
图18是图16中的涵道风扇系统6的双杆横架82的结构示意图；
图19是图1中的航模接收机8的连接关系示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步描述，并非对其保护范围的限制。
实施例1
一种能自主起飞的扑旋翼飞行器。为便于描述，先设定飞行器头部为前方，面对飞行器头部的左方为左侧，面对飞行器头部的右方为右侧；左右方向为横向，前后方向为纵向。
如图1所示，所述能自主起飞的扑旋翼飞行器由机身1、前起落架2、驱动机构3、机翼4、后起落架5、涵道风扇系统6、尾翼7和航模接收机8组成。
如图2所示，机身1是由头部9、两个连接板10、机身中部、尾杆组成；头部9通过两侧的连接板10与机身中部的前端连接，机身中部的后端中间位置处与尾杆的靠近前端处固定连接，尾杆的前端设有矩形板连接孔。
如图1和图2所示，前起落架2固定在两侧连接板10的下部，驱动机构3安装在两侧连接板10的中间位置处，两个机翼4对称地安装在两侧连接板10的外侧，后起落架5安装在机身中部的下部靠后处，涵道风扇系统6安装在机身中部的后端，尾翼7安装在尾杆的末端。
如图3所示，头部9由弧形架、锥齿轮固定杆和机头固定杆16组成；弧形架是由弧形杆、垂直杆和水平杆组成的整体，弧形杆后端与垂直杆的上端为一体，弧形杆的前端和水平杆的前端为一体；两个垂直杆的下端对称地固定在机头固定杆16靠近中部的两侧，水平杆的后端对称地固定在锥齿轮固定杆的靠近两端处；在锥齿轮固定杆对称地固定锥齿轮轴，两个锥齿轮轴分别紧靠对应的水平杆内壁。
在头部9中：
机头固定杆16和锥齿轮固定杆的垂直距离h1=0.9h0；
机头固定杆16和锥齿轮固定杆的水平距离l1=0.4l0；
两个弧形杆之间的距离b1=0.6b0。
其中：
h0表示垂直杆的高度，mm；
l0表示水平杆的长度，mm；
b0表示机头固定杆16和锥齿轮固定杆的长度，mm。
如图4所示，连接板10是由前斜边17、中斜边21、后斜边26和长斜边28围成的四边形平板；前斜边17和中斜边21的夹角为钝角，后斜边26和中斜边21的夹角为钝角。
所述四边形平板中：
在前斜边17和中斜边21的夹角处设有锥齿轮固定杆孔19；
在前斜边17和长斜边28的夹角处设有前起落架安装孔18；
在中斜边21和后斜边26的夹角处设有扭转杆孔23；
在后斜边26和长斜边28的夹角处设有第二机身固定杆孔27；
扭转杆孔23和第二机身固定杆孔27的中间位置处设有扭转轴孔24；
在靠近第二机身固定杆孔27的位置处设有第一机身固定杆孔25；
在四边形平板的靠近前部的中间位置处设有传动转轴孔20；
在四边形平板的中部靠后处设有机头固定杆孔22，机头固定杆孔22靠近中斜边21；
在锥齿轮固定杆孔19中固定装有头部9的锥齿轮固定杆；
在机头固定杆孔22中固定装有头部9的机头固定杆16。
如图5所示，机身中部由两个平行四边形机架29和均为一个的第二四边形固定杆35、第一四边形固定杆34、第一机身固定杆31、第二机身固定杆32组成；平行四边形机架29是由两个平行的斜杆件和两个平行的长杆件组成的整体，平行四边形机架29前斜杆件和下部长杆件的夹角为锐角；在两个平行四边形机架29后部的锐角处和后部的钝角处依次固定有第二四边形固定杆35和第一四边形固定杆34，在紧靠第一四边形固定杆34的前方对称地设有后起落架安装孔33，在两个平行四边形机架29前部的锐角处分别对称地设有两个电机安装孔30，在两个平行四边形机架29前部的钝角处固定有第二机身固定杆32，在两个平行四边形机架29朝前的斜边靠上处固定有第一机身固定杆31。
如图2和图5所示，机身中部的第二四边形固定杆35的中间位置处固定有尾杆，尾杆的中心线垂直第二四边形固定杆35；
在两个连接板10的第一机身固定杆孔25中固定安装有第一机身固定杆31；
在两个连接板10的第二机身固定杆孔27中固定安装有第二机身固定杆32。
如图6所示，前起落架2由前起落架万向轮36和前起落架横架杆37组成，在靠近前起落架横架杆37的两端处对称地装有前起落架万向轮36；前起落架横架杆37的两端分别固定安装在各自对应的连接板10的前起落架安装孔18中。
如图7所示，驱动机构3由扭转机构38、驱动电机39和扑动折叠机构40组成。如图8所示，驱动电机39是由双头电机41和四个小皮带轮42组成；双头电机41 两端的输出轴对称地装有两个小皮带轮42，双头电机41壳体的两端对称地设有机架连接孔43；螺钉通过两个平行四边形机架29的电机安装孔30与对应的机架连接孔43螺纹连接。
如图9和图10所示，扭转机构38由两个第一大皮带轮44、两个扭转轴45、筒状滑块46、导杆47和扭转杆48组成；两个扭转轴45的靠近外端处对称地装有第一大皮带轮44，两个扭转轴45的内端面设有扭转偏心轴50，扭转偏心轴50的偏心距为e’，两个扭转偏心轴50分别与筒状滑块46的两侧设有的偏心圆孔51对应连接，两个扭转轴45的轴线为同一条直线。筒状滑块46活套在导杆47的一端，导杆47的另一端与扭转杆48中间位置固定连接，扭转杆48的两端设有机翼连接孔49。两个扭转轴45的外端分别安装在连接板10的扭转轴孔24中；扭转杆48安装在连接板10的扭转杆孔23中。
如图11和图12所示，扑动折叠机构40由第二大皮带轮52、传动轴53、双面锥齿轮54、曲柄锥齿轮55、扑动折叠连杆56和轨迹杆57组成；在传动轴53靠近两端处对称地设有第二大皮带轮52，在传动轴53的中间位置处装有双面锥齿轮54，双面锥齿轮54的两面锥齿与对应的两个曲柄锥齿轮55分别啮合；在曲柄锥齿轮55锥齿的同一侧面对称地设有连杆偏心轴60，连杆偏心轴60的偏心距为e’’，两个扑动折叠连杆56下端与连杆偏心轴60活动连接，两个扑动折叠连杆56的上端分别通过轨迹杆销轴58与轨迹杆57的下端活动连接，轨迹杆57的上端设有轨迹杆连接孔59；连杆偏心轴60的轴线与轨迹杆连接孔59的中心线在空间上相互垂直。
传动轴53两端活动地安装在两个连接板10的传动转轴孔20中；两个曲柄锥齿轮55分别与锥齿轮固定杆的两个锥齿轮轴活动安装。
双头电机41两端的输出轴的两个小皮带轮42分别通过各自的皮带与扭转机构38的第一大皮带轮44和扑动折叠机构40的第二大皮带轮52对应连接。
如图13和图14所示，机翼4由平面四杆机构61、内翼63和外翼67组成，内翼63和外翼67通过平面四杆机构61活动地连接一起；平面四杆机构61由传动杆64、机翼连杆62、内翼杆65和外翼杆66组成；传动杆64是将一根直杆弯成两段直杆，两段直杆的夹角为150~170°，两段直杆的夹角处设有机翼铰接孔71；所述机翼铰接孔71通过销轴与机翼连杆62的一端铰接，机翼连杆62的另一端通过内翼连杆销轴孔70的销轴与内翼杆65的一端铰接，内翼杆65的另一端通过销轴与外翼杆66的弯角处铰接；外翼杆66为长杆和短杆构成的“L”状杆件，所述“L”状杆件的短杆端通过销轴与传动杆64的左端铰接，传动杆64的右端面处同轴线地设有轨迹杆连接轴68；轨迹杆连接轴68与轨迹杆连接孔59连接。
如图13所示，平面四杆机构61的外翼杆66的长杆杆身与外翼67的下表面固定连接，外翼杆66的长杆杆身紧邻外翼67的前侧边；内翼杆65的杆身与内翼63的下表面固定连接，内翼杆65的杆身紧邻内翼63的前侧边。
如图14所示，内翼63内侧面的靠近前侧处设有“C”形槽，“C”形槽的开口端对称地设有机翼销轴孔，机翼销轴69与机翼销轴孔活动连接；扭转机构38的扭转杆48设有的机翼连接孔49与机翼销轴69铰接。
如图15所示，后起落架5由后起落架万向轮72和后起落架横架73组成；后起落架万向轮72的轮轴通过连接杆件与后起落架横架73的中间位置处固定连接，后起落架横架73两端的端面对称地设有紧固螺钉孔74；后起落架横架73两端的紧固螺钉孔74通过螺钉分别固定在机身中部的两个平行四边形机架29内侧的后起落架安装孔33处。
如图16和图17所示，涵道风扇系统6由矩形板76、横向舵机78、“U”形架79、纵向舵机80、第一涵道风扇81、双杆横架82和第二涵道风扇83组成。
矩形板76下平面固定有横向舵机78，横向舵机78的舵机轴与“U”形架79的封闭端的中间位置处固定连接，“U”形架79的开口端与纵向舵机80下部两侧固定连接，纵向舵机80两侧的舵机轴分别与对应的双杆横架82的纵向杆86末端固定连接。
如图18所示，双杆横架82为一个横向杆84和两个纵向杆86组成整体；横向杆84两端对称地设有涵道风扇固定板85，靠近涵道风扇固定板85内侧对称地固定有纵向杆86。
如图16和图17所示，靠近矩形板76的前端设有一个机身连接通孔75，矩形板76的上平面设有尾杆连接孔77；第一四边形固定杆34穿过机身连接通孔75固定在机身中部内；尾杆前端的矩形板连接孔通过螺钉与矩形板76的尾杆连接孔77固定；第一涵道风扇81和第二涵道风扇83分别与对应的涵道风扇固定板85固定连接。
如图19所示，航模接收机8的连接关系是：航模接收机8与遥控器87无线连接，锂电池88的正极和负极与航模接收机8的电源接口的正极和负极对应连接；航模接收机8的电调接口1、电调接口2、电调接口3依次与电调1、电调2、电调3对应连接，电调1、电调2、电调3依次与双头电机41、第一涵道风扇 81、第二涵道风扇83对应连接；航模接收机8的舵机接口1、舵机接口2依次与横向舵机78、纵向舵机80对应连接。
锂电池88和航模接收机8分别置于机身中部的两个平行四边形机架29内。
如图10所示，所述筒状滑块46为空心立方体，空心立方体的左侧面和右侧面对称地设有偏心圆孔51，偏心圆孔51的中心与；空心立方体设有方孔，所述方孔的截面名义尺寸与导杆45的截面名义尺寸相同。
如图16和图17所示，所述横向舵机78的输出轴与纵向舵机80的输出轴在空间上相互垂直。
实施例2
一种能自主起飞的扑旋翼飞行器。除下述技术参数或结构外，其余同实施例1：
在头部9中：
机头固定杆16和锥齿轮固定杆的垂直距离h1=0.8h0；
机头固定杆16和锥齿轮固定杆的水平距离l1=0.3l0；
两个弧形杆之间的距离b1=0.5b0。
空心立方体设有圆孔，所述圆孔的截面名义尺寸与导杆45的截面名义尺寸相同。
实施例3
一种能自主起飞的扑旋翼飞行器。除下述技术参数外，其余同实施例1：
在头部9中：
机头固定杆16和锥齿轮固定杆的垂直距离h1=0.85h0；
机头固定杆16和锥齿轮固定杆的水平距离l1=0.35l0；
两个弧形杆之间的距离b1=0.55b0。
本具体实施方式与现有技术相比具有如下积极效果：
1、本具体实施方式由驱动机构3中的双头电机41两头安装的小皮带轮42通过各自的皮带分别与扭转机构38和扑动折叠机构39连接，将动力分别传递到两边机翼4中对应的机翼轴销69和传动杆64，故驱动原动件少。
2、本具体实施方式的驱动机构3整体为空间SSR机构，驱动机构3中的扭转机构38为曲柄滑块导杆机构，通过扭转轴45上的扭转偏心轴50与筒状滑块46连接，使筒状滑块46与导杆47作往复运动并使导杆47以扭转杆48轴线为中心线往复转动一定角度，从而使与扭转杆48两边相连的机翼4扭转一定的角度；驱动机构3的扑动折叠机构40通过双面锥齿轮54将动力传递到曲柄锥齿轮55，由连杆偏心轴60带动与扑动折叠连杆56相连接的轨迹杆57做一定角度的转动，从而使与轨迹杆57相连接的机翼4做一定角度的扑动折叠运动；故本具体实施方式能实现扑动-折叠-扭转三耦合运动。
3、本具体实施方式的涵道风扇系统6中第一涵道风扇81和第二涵道风扇83通过双杆横架82连接纵向舵机80，纵向舵机80通过U形架79连接横向舵机78，横向舵机78固定在与机身相连的矩形板76上；两个涵道风扇逆时针或顺时针的转动产生的力可以增加或减少扑旋翼飞行器前进的速度；故本具体实施方式飞行速度快。
4、本具体实施方式的横向舵机78通过调整两个涵道风扇转动时产生力的左右方向和角度，为飞行器提供左右转向时的转向力，实现飞行器的涵道转向；纵向舵机80控制两个涵道风扇转动时产生力的上下方向和角度，为飞行器提供起飞时需求的升力和下降时需求的阻力；故本具体实施方式升降力大。
5、本具体实施方式的机翼4在飞行过程中有扭转的姿态，使扑旋翼飞行器有规律的改变机翼4的迎角，飞行时机翼4翼面上的气流流速大于翼面下的气流流速，产生较大的升力；故升降力大。
6、本具体实施方式的前起落架2和后起落架5为质量较轻的万向轮起落架，前起落架2高度略大于后起落架5高度，使扑旋翼飞行器能模仿鸟儿一样自主站立；在扑旋翼飞行器起飞时能提供一定的起飞角度和速度冲刺，在扑旋翼飞行器降落时能提供一定的速度缓冲，同时不需要人员用手抛动要起飞的飞行器、不需要用手接住要降落的飞行器；故本具体实施方式能自主起飞。
因此，本具体实施方式具有驱动原动件少、能实现扑动-折叠-扭转三耦合运动、飞行速度快、升降力大和能自主起飞的特点。