CN105966628B - 自控降落型航空器及落伞装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种自控降落型航空器及落伞装置，属于航空技术领域，其中，所述自控降落型航空器包括机架；第一螺旋桨；第二螺旋桨；螺旋桨传动机构及落伞装置。本发明通过在机架中的容置空间内设置落伞装置，并通过落伞装置中的位移计量器实时测量机架相对于地面的基础位移数据信息，并传输至第一控制器，使得第一控制器根据基础位移数据信息与预设的标准位移数据信息进行比较，并根据比较结果发送开伞指令，最终通过第一驱动装置根据开伞指令驱动降落伞开伞动作；节省了在航空器降落阶段供电源的电能损耗，解决了现有技术中由于电能消耗巨大而极大地缩短了航空器续航时间的技术缺陷。

Description

自控降落型航空器及落伞装置

技术领域

本发明属于航空技术领域，特别涉及一种自控降落型航空器及落伞装置。

背景技术

现有技术中的航空器，其内部通常设置有一个供电源(如电池)，该供电源用于为航空器的飞行提供动力，且航空器的飞行阶段分为三个阶段：起飞阶段、飞行阶段及降落阶段。这就使得在三个阶段中均需供电源进行供电作业，才能完成航空器在对应阶段的飞行动作。而在降落阶段，理论上是不需要供电源进行供电的，因为该阶段航空器仅完成降落操作即可。但是如果在该阶段关闭供电源的供电作业，航空器在自身重力作用下又会出现坠机现象。因，当供电源在上述三个阶段连续供电时，电能消耗巨大，极大地缩短了航空器的续航时间。

发明内容

本发明提供一种自控降落型航空器及落伞装置，使得航空器在降落阶段时，通过开伞动作实现降落伞开伞，此时第一螺旋桨和第二螺旋桨无需旋转即可实现航空器的安全降落，节省了供电源的电能损耗，解决了现有技术中由于电能消耗巨大而极大地缩短了航空器续航时间的技术缺陷。

依据本发明的一个方面，本发明提供了一种自控降落型航空器，包括：机架，所述机架包括：第一本体、第二本体和第一可拆部件，使得所述第一可拆部件将所述第一本体可拆卸式的连接于所述第二本体上，且所述第一本体上设置有一降落伞，所述第二本体内设置有一第一容置空间，用于放置一落伞装置和一飞控装置；若干个转轴，每一个所述转轴的一端转动地固定于所述第二本体上，使得每一个所述转轴相对于所述第二本体可以转动；

与所述转轴数量相同的螺旋装置，一个所述螺旋装置对应转动地固定在一个所述转轴的另一端上；其中，一个所述螺旋装置包括一个第一螺旋桨和一个第二螺旋桨；且以对应地一个所述转轴为中心横轴，一个所述螺旋装置中的所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨通过一螺旋桨传动机构对称转动地地固定在所述转轴的另一端的端部两侧，使得所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨相对于所述转轴可旋转；且所述第一螺旋桨的直径大于所述第二螺旋桨的直径；

以及，所述螺旋桨传动机构包括：一固定仓，所述固定仓包括第一安装面和第二安装面，所述第一安装面和所述第二安装面以所述转轴为中心横轴，对称地分布在所述转轴的两侧；一第一马达，所述第一马达固定于所述第一安装面上，使所述第一螺旋桨转动的固定于所述第一马达上；一第二马达，所述第二马达固定于所述第二安装面上，使所述第二螺旋桨转动的固定于所述第二马达上；一第一电子调速器，所述第一电子调速器固定于所述固定仓的内部，并分别与所述第一马达和所述飞控装置连接，以通过所述飞控装置控制所述第一电子调速器，实现所述第一电子调速器驱动所述第一马达带动所述第一螺旋桨进行旋转；一第二电子调速器，所述第二电子调速器固定于所述固定仓的内部，并分别与所述第二马达和所述飞控装置连接，以通过所述飞控装置控制所述第二电子调速器，实现所述第二电子调速器驱动所述第二马达带动所述第二螺旋桨进行旋转；其中，所述固定仓设置有至少一个气流口，以将所述固定仓的内部空间与外界空间相通；且所述第一电子调速器和所述第二电子调速器通过固定于所述固定仓的内部，使得所述第一电子调速器和所述第二电子调速器相对于所述机架处于所述机架的外部，并通过所述气流口与外界气流相通；

所述落伞装置包括：一位移计量器，用于实时测量所述机架相对于地面在垂直方向上的基础位移数据信息；一第一控制器，与所述位移计量器连接，用于接收所述基础位移数据信息，并将所述基础位移数据信息与预设的标准位移数据信息进行比较，根据比较结果发送开伞指令、切伞指令或者断电指令；一第一驱动装置，分别与所述第一控制器和所述降落伞连接，用于接收所述第一控制器发送的开伞指令，并根据所述开伞指令驱动所述降落伞开伞；一第二驱动装置，分别与所述第一控制器和所述降落伞连接，用于接收所述第一控制器发送的切伞指令，并根据所述开伞指令驱动所述降落伞脱离所述第一本体；一线控开关，分别设置在所述飞控装置和所述第一电子调速器之间、所述飞控装置和所述第二电子调速器之间，用于接收所述第一控制器发送的断电指令并断开线路，使得所述飞控装置和所述第一电子调速器之间、所述飞控装置和所述第二电子调速器之间处于线路断开状态，以使所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨停止旋转。

本发明提供的自控降落型航空器，通过在第一本体内的容置空间内设置一个落伞装置，并通过落伞装置中的位移计量器实时测量测量机架相对于地面在垂直方向上的基础位移数据信息，并传输至第一控制器，使得第一控制器根据基础位移数据信息与预设的标准位移数据信息进行比较，并根据比较结果发送开伞指令，最终通过第一驱动装置根据开伞指令驱动降落伞开伞动作；使得航空器在降落阶段时，通过开伞动作实现降落伞开伞，此时第一螺旋桨和第二螺旋桨无需旋转即可实现航空器的安全自由降落，节省了供电源的电能损耗，解决了现有技术中由于电能消耗巨大而极大地缩短了航空器续航时间的技术缺陷。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的航空器整体结构示意图；

图2为图1提供的航空器的侧视图；

图3为图1提供的航空器中第二可拆部件和云台的连接关系整体结构示意图；

图4为图1提供的航空器中第二可拆部件和云台的连接关系整体结构侧视图；

图5为图4中第二可拆部件整体结构示意图；

图6为图5中第二可拆部件整体结构主视图；

图7为本发明实施例提供的航空器中第一定位件处于收缩状态下的剖视图；

图8为本发明实施例提供的航空器中第一定位件处于收缩状态下的整体结构示意图；

图9为本发明实施例提供的航空器中第一定位件处于凸起状态下的剖视图；

图10为本发明实施例提供的航空器中第一定位件处于凸起状态下的整体结构示意图；

图11为本发明实施例提供的航空器中机架的整体结构示意图；

图12为图11中第一可拆部件的局部放大示意图；

图13为本发明实施例提供的航空器中位置确定装置的整体结构示意图；

图14为本发明实施例提供的航空器中位置确定装置的剖视图；

图15为本发明实施例提供的第一马达、固定仓及转轴三者的连接关系示意图；

图16为本发明实施例提供的第一马达、固定仓及转轴三者的连接关系剖视图；

图17为本发明实施例提供的第一电子调速器的整体结构示意图；

图18为本发明实施例提供的第一电子调速器的侧视图；

图19为本发明实施例提供的第一马达、第二马达、固定仓、转轴四者的连接关系示意图；

图20为本发明实施例提供的拆卸组件的结构主视图；

图21为本发明实施例提供的拆卸组件的整体结构示意图；

图22为本发明实施例提供的又一航空器的整体结构示意图；

图23为图22中第一螺旋桨和第二螺旋桨的连接关系示意图；

图24为本发明实施例提供的落伞装置的整体结构框图。

具体实施方式

本发明提供的自控降落型航空器及落伞装置，通过在第一本体内的容置空间内设置一个落伞装置，并通过落伞装置中的位移计量器实时测量测量机架相对于地面在垂直方向上的基础位移数据信息，并传输至第一控制器，使得第一控制器根据基础位移数据信息与预设的标准位移数据信息进行比较，并根据比较结果发送开伞指令，最终通过第一驱动装置根据开伞指令驱动降落伞开伞动作；使得航空器在降落阶段时，通过开伞动作实现降落伞开伞，此时第一螺旋桨和第二螺旋桨无需旋转即可实现航空器的安全自由降落，节省了供电源的电能损耗，解决了现有技术中由于电能消耗巨大而极大地缩短了航空器续航时间的技术缺陷。为了对本发明提供的自控降落型航空器做详细说明，以支持本发明所要解决的技术问题，下面，本发明提供的实施例中，首先对航空器的整体结构做详细说明，继而在叙述航空器的过程中，进一步有针对性的引出本发明提供的航空器的自控降落型特点，以达到完整、清楚、明白的目的。

请参见图1-2、11、14，本发明实施例提供了一种航空器，包括机架1、转轴2、云台3，第二可拆部件4、位置确定装置5和螺旋桨传动机构6。

其中，所述转轴2通过其一端转动地固定于所述机架1上，以实现转轴2相对于机架可旋转(折叠)，继而完成转轴2与机架的张开动作或者收缩动作。在本发明实施例中，转轴2的数量可以是4个，且4个所述转轴2对称的分布在机架1的四个角落部位。所述机架1的内部还设置有用于控制航空器飞行的飞控装置。这里的飞控装置即为控制航空器飞行状态的飞行控制系统，该飞行控制系统已为现有技术中，此处不再赘述。在转轴2的另一端上，固定有所述螺旋桨传动机构6，并与机架1内部所设置的飞控装置连接，以为螺旋桨的旋转提供动力，且所述螺旋桨传动机构6上至少包括一个电子调速器。

同时，所述第二可拆部件4固定于所述机架1上，并通过所述第二可拆部件4将所述云台3可拆卸式的连接于所述机架1上，使得所述云台3通过所述第二可拆部件4可以与所述机架1快速、灵活拆卸。当然，第二可拆部件4和所述机架1之间的固定连接方式可以是多种多样的，如可以是螺栓连接、可以是螺钉连接、可以是焊接，也可以是一体成型，在此本发明实施例不做限制，只要能够实现第二可拆部件4固定于所述机架1即可。

进一步的，所述位置确定装置5固定于所述机架1上，且所述位置确定装置5内设置有一个接收机53。当然，接收机53在本发明实施例中主要用于航空器与地面站之间进行位置信息的传递，以通过接收机53来实时监测航空器的所在位置和飞行信息，对于接收机53的类型，本发明实施例并不局限，可以是导航型接收机、测地型接收机或者授时型接收机等。但是需要说明的是，本发明实施例中，所述接收机53通过所述位置确定装置6设置在所述机架1上，这样就使得通过位置确定装置6将接收机53与所述机架1的外界气流相隔离；有效的避免了接收机53直接裸露在机架外部时，航空器飞行过程中外界气流、外界湿气或者外界遮挡物因与接收机53长期接触或者摩擦而导致的接收机53受潮或者损坏，具有安全性能高的特点。

下面，对航空器的各部分的组成部件做进一步详细阐述。

首先，对于上述第二可拆部件4而言，

请参阅图3-11，其中，所述第二可拆部件4至少包括：固定板41和定位部件42。

其中，所述固定板41固定于所述机架1上，并与所述云台3滑动连接，以使所述云台3相对于所述固定板41进行滑动，而由于固定板41相对于机架1固定，进而实现云台3相对于机架1进行滑动。当然，固定板41和所述机架1之间的固定连接方式可以是多种多样的，如可以是螺栓连接、可以是螺钉连接、可以是焊接，也可以是一体成型，在此本发明实施例不做限制，只要能够实现固定板41固定于所述机架1即可。所述定位部件42固定于所述固定板41上，以对所述云台3相对于所述固定板41的位置进行定位，进而实现所述云台3相对于所述机架安装或者拆卸。

在这里，定位部件42相当于一个卡位部件，当需要将云台3安装于机架1上时，此时云台3和固定板41之间相对于固定板41滑动至某一部位，然后通过定位部件42对该位置的云台3进行定位，以防止云台3相对于固定板41滑动。而当需要拆下云台3时，此时只需手动拨动定位部件42，允许云台3相对于固定板41滑出，即可实现云台3的快速、灵活拆卸。此过程中，云台的安装和拆卸无需借助任何外界器具如扳手等，操作方便，具有快速、便捷的特点。

在本发明实施例中，作为优选，请继续参阅图5-6，所述固定板42可以是截面呈U型状，在该形状下的所述固定板42至少可以包括：第一侧板411；第二侧板412和横板413。

其中，所述第一侧板411和所述第二侧板412相平行；且所述第一侧板411和所述第二侧板412与所述横板413相垂直，且所述横板413分别与所述第一侧板411和所述第二侧板412滑动连接，所述云台3与所述横板413固定连接，进而通过所述横板413使得所述云台3相对于所述第一侧板411和所述第二侧板412进行滑动。同时，所述定位部件41分别固定于所述第一侧板411和所述第二侧板412上，以对所述横板413相对于所述第一侧板411和所述第二侧板412的位置进行定位。当然，所述第一侧板411、所述第二侧板412和所述机架1之间的固定连接方式可以是多种多样的，如可以是螺栓连接、可以是螺钉连接、可以是焊接，也可以是一体成型，在此本发明实施例不做限制，只要能够实现所述第一侧板411、所述第二侧板412固定于所述机架1即可。

同样的原理，所述云台3与所述横板413之间的固定连接方式也可以是多种多样的，如可以是螺栓连接、可以是螺钉连接、可以是焊接，也可以是一体成型，在此本发明实施例不做限制，只要能够实现所述云台3与所述横板413相对固定，均在本发明的保护范围之内。

进一步的，为便于固定有云台3的横板413，能够和第一侧板411、第二侧板412灵活、快速的滑动，以便于云台3灵活、快速的安装或者拆卸。作为本发明实施例的一种实施方式，所述第一侧板411和所述第二侧板412上分别设置有一滑槽，以将所述横板413设置在所述滑槽内，使得所述横板413通过所述滑槽相对于所述第一侧板411和所述第二侧板412进行滑动。

同时，所述定位部件42的一端对应的穿过所述第一侧板411、所述第二侧板412，并在所述滑槽内凸起或者收缩，以使所述定位部件42的一端相对于所述滑槽在所述滑槽内凸起时，所述定位部件42的一端阻挡所述横板413在所述滑槽内进行滑动，所述定位部件42的一端相对于所述滑槽在所述滑槽内收缩时，所述定位部件42的一端与所述横板413相分离，以使所述横板413在所述滑槽内进行滑动。

这里需要说明的是，在本发明实施例中，所描述的“凸起”，可以理解为是一个部件滑入某一个部件中，“收缩”可以理解为是一个部件滑出某一个部件。例如，上述所述的所述定位部件42的一端相对于所述滑槽在所述滑槽内凸起时，即指所述定位部件42的一端滑入所述滑槽中，上述所述定位部件42的一端相对于所述滑槽在所述滑槽内收缩时，即指所述定位部件42的一端滑出所述滑槽。以此通过定位部件42来实现云台3相对于机架1的拆卸或者安装。

对于所述定位部件42而言，在本发明实施例中，作为本实施例的一种实现方式，所述定位部件42可以至少包括：第一定位件和所述第二定位件。且所述第一定位件包括第一定位端；所述第二定位件包括第二定位端。

其中，所述第一定位端对应的穿过所述第一侧板，并在所述第一侧板411中的滑槽内凸起或者收缩，以使所述第一定位端在相对于所述第一侧板411中的滑槽内凸起时，所述第一定位端阻挡所述横板413在滑槽内进行滑动，所述第一定位端在相对于所述第一侧板411中的滑槽内收缩时，所述第一定位端与所述横板413相分离，以使所述横板413在滑槽内进行滑动。其中，所述第二定位端对应的穿过所述第二侧板412，并在所述第二侧板412中的滑槽内凸起或者收缩，以使所述第二定位端在相对于所述第二侧板412中的滑槽内凸起时，所述第二定位端阻挡所述横板413在滑槽内进行滑动，所述第二定位端在相对于所述第二侧板412中的滑槽内收缩时，所述第二定位端与所述横板相分离，以使所述横板413在滑槽内进行滑动。

在这里，可以如图5或者图6所示，可以理解为第一侧板411和第二侧板412对称的分布在所述横板413的两侧，这样就使得所述横板413的两侧对应的同时插入所述第一侧板411和所述第二侧板412所开设的滑槽中，以此来实现固定有云台3的横板413相对于第一侧板411和第二侧板412进行滑动。同时，为了更好地对滑动过程中的横板413进行定位。本发明实施例通过第一定位件和第二定位件，对称的设置的在横板413的两侧，也即第一定位件与第一侧板411相对应，第二定位件与第二侧板412相对应。需要说明的是，在本发明实施例中，第一侧板411和第二侧板412的结构可以完全相同也可以不同，第一定位件和第二定位件可以完全相同也可以不同。而在本发明实施例中，为描述方便，所选用的第一侧板411和第二侧板412结构完全相同，第一定位件和第二定位件的结构完全相同。

当然，本领域技术人员可以理解，第一侧板411和第二侧板412、第一定位件和第二定位件也可以是互不相同的多种结构，如第一侧板411可以是正方形结构，第二侧板412可以是长方形结构，或者第一侧板411可以是梯形结构，第二侧板412可以是正方形或者长方形或者菱形等多边形结构。换句话说，只要是能够实现第一侧板411和第二侧板412与机架1相对固定，且横板413能够与第一侧板411和第二侧板412相对滑动的第一侧板411和第二侧板412结构，均在本发明的保护范围之内。同样的，第一定位件和第二定位件也可以是多种不同的结构，只要能够满足第一定位件能够对应的穿过第一侧板411，第二定位件能够对应的穿过第二侧板412，并各自在其对应的滑槽内进行凸起或者伸缩，以对横板413进行限位尽可。置于第一定位件和第二定位件的结构形状是否完全相同，本发明实施例不做进一步限定。

请继续参阅图7-10，正如上述所述，作为本发明实施例的一种实施方式，假定在本发明实施例中所选用的第一定位件和第二定位件是结构完全相同的，以图7-10所示的第一定位件421为例，来对定位件的内部结构作进一步详细说明。

如图7-10，所述第一定位件421包括：第一定位栓4211、第一定位螺套4212、第一定位弹簧4213。

其中，所述第一定位栓4211设置有所述第一定位端4211a；所述第一定位螺套4212套设在所述第一定位栓4211上，且所述第一定位螺套4212和所述第一定位栓4211之间设置有一第一压缩空间4214。可以理解为在本发明实施例中所述第一定位螺套4212的内径大于所述第一定位栓4211的外径，这样就使得第一定位螺套4212套设在所述第一定位栓4211上时，二者之间存在空挡区域，这个空挡区域即为上述第一压缩空间4214。所述第一定位弹簧设置于所述第一压缩空间4214内；其中，所述第一定位端4211a依次穿过所述第一定位弹簧4213、所述第一压缩空间4214和所述第一侧板411，以在所述第一侧板411中的滑槽内凸起或者收缩。

值得一提的是，图7-8所示的是第一定位端4211a在所述第一侧板411中的滑槽内收缩状态时的示意图。图9-10所示的是第一定位端4211a在所述第一侧板411中的滑槽内凸起状态时的示意图。且为了能够更好地将第一定位弹簧4213完全现在在第一压缩空间4214内，本发明实施例中所述第一定位栓4211的所述第一定位端4211a上，设置有一第一卡凸4215，以将所述第一定位弹簧4213完全限定在所述第一压缩空间4214内，并使得所述第一定位端4211a在相对于所述第一侧板411中的滑槽内收缩时，通过所述第一卡凸4215压缩所述第一定位弹簧4213。

详细而言，本发明实施例在实际作业过程中，第一定位弹簧4213在第一压缩空间4214中，全程处于压缩或者预压缩状态，这样就使得在自然状态下，第一定位弹簧4213在第一压缩空间4214内通过自身的弹性张力推动所述第一定位端4211a由第一侧板411进入所述第一侧板411的滑槽内，进而对处于滑槽内中的横板413进行定位。而当需要横板413从滑槽中滑出时，也即需要将云台3从机架1上拆卸时，此时只需要手动拨动第一定位栓4211，使得第一定位端4211a通过第一卡凸4215压缩第一定位弹簧4213，继而使得第一定位端4211a从第一侧板411的滑槽内滑出，进而实现横板413的相对于第一侧板411滑出。而当无外力作用于第一定位栓4211后，在第一定位弹簧4213的弹性张力作用下，继续推动第一定位端4211a进行回位，也即图9或者图10所示的第一定位件421的工作状态。有效的实现了云台的安装和拆卸无需借助任何外界器具如扳手等，操作方便，具有快速、便捷的特点。

在本发明实施例中，所述第二定位件包括：第二定位栓，所述第二定位栓设置有所述第二定位端；第二定位螺套，所述第二定位螺套套设在所述第二定位栓上，且所述第二定位螺套和所述第二定位栓之间设置有一第二压缩空间；第二定位弹簧，所述第二定位弹簧设置于所述第二压缩空间内；其中，所述第二定位端依次穿过所述第二定位弹簧、所述第二压缩空间和所述第二侧板，以在所述第二侧板中的滑槽内凸起或者收缩。所述第二定位栓的所述第二定位端上，设置有一第二卡凸，以将所述第二定位弹簧限定在所述第二压缩空间内，并使得所述第二定位端在相对于所述第二侧板中的滑槽内收缩时，通过所述第二卡凸压缩所述第二定位弹簧。

如上所述，本发明实施例中的第二定位件与图7-10所示的第一定位件421的结构完全相同，此处不再对第二定位件的内部结构进行赘述，对于第二定位件的内部结构未详述部分，可参阅本发明实施例中第一定位件421的详述部分。

其次，对于本发明实施例提供的机架1而言，

可参阅图1-2和11-12，本发明实施例提供的机架1具有可拆式的特点。这样就使得再向机架1的内部安装器件时，方便、快捷。具体来说，所述机架1至少可以包括：第二本体12、第一本体11和第一可拆部件13。

其中，所述第二本体12的内部呈空心结构，具有一个容置空间；所述第二本体12上设置有至少一个安装口121；所述第一可拆部件13将所述第一本体11可拆卸式的连接于所述第二本体12上。同时，所述第二可拆部件4固定于所述第二本体的底部，且所述位置确定装置5固定于所述第二本体12上；以使在所述第二本体12中待安装的部件通过所述安装口相对于所述第二本体12被放入容置空间内。作为优选，本发明实施例中的所述第一可拆部件13的数量至少是2个，且2个所述二可拆部件对称地分布在所述第一本体11的两侧，以便第一本体11和第二本体12之间的连接更加牢固。

进一步的，可参阅图12，所述第一可拆部件13包括：卡持座131和第三定位件132。其中，所述卡持座131固定于所述第二本体12上；所述第三定位件132固定于所述第一本体11上，且所述第三定位件132包括第三定位端。这样就使得所述第三定位端对应的插入所述卡持座131中，以将所述第一本体11和所述第二本体12卡接。

在这里需要说明的是，所述第一可拆部件13中卡持座131是用于对插入的部件进行卡位的作用，类似于门栓原理。所述第一可拆部件13中第三定位件132是用于插入卡持座131中，进而对第一本体11和第二本体12起到桥梁连接的作用。当然，本发明实施例中第三定位件132的结构可以是多种多样的。

例如，可如图12所示，所述第三定位件132可以包括：定位柱1321和第三限位螺栓1322，所述定位柱1321固定于所述第一本体11上，且所述第三限位螺栓1322固定于所述定位柱1321上；所述第三限位螺栓1322设置有所述第三定位端。进而通过第三定位端插入卡持座131中对第一本体11与第二本体12进行可拆卸连接。正如上述第一可拆部件13的数量至少是2个，且2个所述二可拆部件对称地分布在所述第一本体11的两侧。具体实施过程中，可以先匹配插入一侧的第三限位螺栓1322和卡持座131，然后在对应的匹配另一侧的第三限位螺栓1322和卡持座131。当然，在此种实施方式中，第一本体11也可以是由柔性的橡胶材质制作而成，使得第一本体11呈现柔性特征，这样通过外界作用力如手捏第一本体11的两侧，即可使得第一本体11的两侧延其中心部位进行向内柔性弯曲，弯曲后的第一本体11对应放置第二本体12固定有两个卡持座131的位置上，松动已被捏住的第一本体11，这样第一本体11在自身的弹性张力作用下自动恢复到原有状态，恢复过程中的第一本体11由于恰好是被放置在两个第三限位螺栓1322和两个卡持座131对应的位置处，这样就使得恢复后的第一本体11即对应的通过两个第三限位螺栓1322各自插入两个卡持座131中，完成与第二本体12的快速连接。具有方便、快捷的特点。

再如，本发明实施例中的第三定位件132还可以是如上述第二可拆部件4中的第一定位件的结构。即：所述第三定位件132可以包括：定位柱1321，所述定位柱1321固定于所述第一本体11上；第三定位栓，所述第三定位栓固定于所述定位柱上，所述第三定位栓设置有所述第三定位端；第三定位螺套，所述第三定位螺套套设在所述第三定位栓上，且所述第三定位螺套和所述第三定位栓之间设置有一第三压缩空间；第三定位弹簧，所述第三定位弹簧设置于所述第三压缩空间内；其中，所述第三定位端依次穿过所述第三定位弹簧、所述第三压缩空间插入所述卡持座内。进一步的，所述第三定位栓的所述第三定位端上，设置有一第三卡凸，以将所述第三定位弹簧限定在所述第三压缩空间内，并使得所述第三定位端与所述卡持座相分离时，通过所述第三卡凸压缩所述第三定位弹簧。

在本发明实施例中，作为优选实施例，所述第三限位螺栓和/或所述第三定位栓与所述定位柱相互垂直。所述定位柱和所述第一本体之间的固定连接是焊接；和/或，所述定位柱和所述第一本体一体成型。所述定位柱与所述第三限位螺栓和/或所述第三定位栓之间的固定连接是焊接；和/或，所述定位柱和所述第三限位螺栓一体成型。

再次，对于所述位置确定装置5而言，

请参阅图13-14，所述位置确定装置5还包括：支撑杆51和密封盘52。

其中，所述支撑杆51包括一固定端511和一支撑端512，所述支撑杆51通过所述固定端511固定于所述第一本体11上。所述密封盘52通过所述支撑端512固定于所述支撑杆51上，且所述密封盘52的内部呈空心结构，使得所述接收机53固定于所述密封盘52内。所述接收机53通过支撑杆51和密封盘52设置在所述机架1上，这样就使得通过密封盘52将接收机53与所述机架1的外界气流相隔离；有效的避免了接收机53直接裸露在机架外部时，航空器飞行过程中外界气流、外界湿气或者外界遮挡物因与接收机53长期接触或者摩擦而导致的接收机53受潮或者损坏，具有安全性能高的特点。

作为优选，所述支撑杆51和所述第一本体11一体成型；和/或，所述支撑杆5151和所述密封盘52一体成型。

当然，对于密封盘52而言，其相当于是接收机53的一个保护罩，用于对接收机53进行防护，在本发明实施例中，所述密封盘52可以至少包括：第一螺盖521，所述第一螺盖521设置有内螺纹；第二螺盖522，所述第二螺盖522设置有外螺纹，所述第一螺盖521和所述第二螺盖522螺纹连接构成所述密封盘52；其中，所述第一螺盖521和所述第二螺盖522可以呈圆形状，也可以是方形状，或者菱形状，本发明实施例不做限制。值得一提的是，所述支撑杆51和所述第一本体11之间的所构成的夹角是一锐角。即，支撑杆51的中心竖轴与第一本体11所在的平面不相互垂直，且支撑杆51的倾斜面与朝向机尾方位，这样也进一步的减小了支撑杆51在航空器飞行过程中与外界气流的接触阻力。

再次，对于螺旋桨传动机构6而言，请参阅图15-16，所述螺旋桨传动机构6至少包括：第一马达61、固定仓63和第一电子调速器64(第一电子调速器64和下述的第二电子调速器均可以理解为散热型电子调速器)。由于旋转为航空器飞行提供动力的第一螺旋桨转动的固定于所述第一马达61上；所述固定仓63固定于所述转轴2上，且所述第一马达61固定于所述固定仓63上。在本发明实施例中，固定仓63的内部呈空心结构，且所述第一电子调速器64固定于所述固定仓63的内部，并分别与所述第一马达61和机架1内部的所述飞控装置连接，以通过所述飞控装置控制所述第一电子调速器64，实现驱动所述第一马达61带动所述第一螺旋桨进行旋转。

需要特别说明的是，所述固定仓63设置有至少一个气流口631，以将所述固定仓63的内部空间与外界空间相通。这样就使得当将第一电子调速器64固定于固定仓63的内部时，实时与固定仓63外围的冷空气形成对流，以对第一电子调速器64进行实时冷却，有效的避免了因第一电子调速器64过热过烫而导致第一电子调速器64无法正常运行的技术缺陷。同时，将第一电子调速器64直接固定于机架1的外围部位，且由于第一螺旋桨安装在固定仓63上，因此第一电子调速器64与第一螺旋桨之间的连接线路非常短，极大地降低了第一电子调速器与第一螺旋桨之间因存在线路过长而导致的功率损耗，具备高效、节能的特点。

当然，在本发明实施例中，请参阅图19，螺旋桨传动机构6还可以包括第二马达62和第二电子调速器，且所述第二电子调速器分别与所述第二马达62和所述飞控装置连接。此时，可以理解为所述固定仓63包括第一安装面和第二安装面，所述第一马达61固定于所述第一安装面上，所述第二马达62固定于所述第二安装面上，以通过所述第二电子调速器驱动所述第二马达63带动第二螺旋桨进行旋转。与第一电子调速器相同，所述第二电子调速器也固定于所述固定仓63的内部。这样通过图19所示的设置2个马达和2个电子调速器，进而实现共轴双桨的航空器结构。

在本发明实施例中，第一电子调速器和第二电子调速器可以是完全相同的结构，以第一电子调速器64为例，请参阅图17-18，其至少可以包括：第一电容器641、第一电路板642及第一散热片643。其中，所述第一电路板642分别与所述第一电容器641、所述第一马达61和所述飞控装置连接，且所述第一散热片643贴附在所述第一电路板642上。作为优选，所述第一散热片643可以是铝板。这样一方面，在固定仓所开设的气流口631对第一电子调速器64以对流的方式进行冷却，同时也通过第一散热片643进一步对第一电子调速器64进行散热。以达到保证第一电子调速器64安全运行的技术效果。

对于第二电子调速器而言，与第一电子调速器64相同，也可以包括：第二电容器；第二电路板；及第二散热片；其中，所述第二电路板分别与所述第二电容器、所述第二马达和所述飞控装置连接，且所述第二散热片贴附在所述第二电路板上。由于在本发明实施例中，第二电子调速器的内部结构与第一电子调速器的内部结构完全相同，此处不再赘述，第二电子调速器的内部结构未详述部分，请参阅第一电子调速器。

作为优选，所述第一电路板位于所述第一电容器和所述第一散热片之间；和/或，所述第二电路板位于所述第二电容器和所述第二散热片之间。

更进一步的，请继续参见图20-23，对于第一马达61和第一螺旋桨8之间的连接关系、第二马达62和第二螺旋桨9之间的连接关系而言，本发明实施例还提供了一种拆卸组件，用于第一马达61和第一螺旋桨之间、第二马达62和第二螺旋桨9之间的快拆连接。实现在进行第一螺旋桨8、第二螺旋桨9的安装或者拆卸工作时，仅需通过旋转所述第一螺旋桨8或者所述第二螺旋桨9，即可实现第一螺旋桨8和第一马达61之间、第二马达62和第二螺旋桨9之间的紧固或者分离，也即无需借助外界操作工具(如把手)即可完成第一螺旋桨8的安装或者拆卸工作，具有快捷、便携及作业效率高的特点。

具体而言，本实施例中第一马达61包括第一表面611和第二表面612。在实施例中，第一表面611可以理解为是第一马达61的上表面，第二表面612可以理解为是第一马达61的下表面，且所述第一马达61通过所述第一表面611固定于固定仓63的第一安装面上，所述第二马达62通过所述第二表面612固定于固定仓63的第二安装面上。

需要特别注意的是，现有技术中对于共轴双桨的多螺旋桨航空器而言，其共轴的两个螺旋桨往往直径、形状完全相同，并位于转轴的上下两侧，而位于转轴上方的螺旋桨在旋转的时候，需要依赖其下表面的气流对该螺旋桨产生向上的推力，继而实现对航空器整体向上的升力。显然，其下表面的气流流动面积越大，则对该螺旋桨产生向上的推力就越大，继而实现对航空器整体向上的升力也就越大。而恰恰由于共轴的两个螺旋桨大小完全相同，这就使得上方的螺旋桨和下方的螺旋桨在旋转的过程中，下方的螺旋桨由于其自身所占据的空间面积而阻挡了上方螺旋桨下表面的大部分气流流动面积，继而整体降低了航空器向上的升力，导致飞行效率低下。

而在本实施例中，通过以所述转轴为中心横轴，将第一螺旋桨8和第二螺旋桨9对称地分布在转轴2的两侧，并且第一螺旋桨8的直径大于第二螺旋桨9的直径，实现第一螺旋桨8的整体大小大于第二螺旋桨9的整体大小，这就使得第一螺旋桨8和第二螺旋桨9在同时转动的过程中，第二螺旋桨9极大地缩小了由于其自身存在的空间面积，对第一螺旋桨8其下表面的气流流动面积的阻碍，保证了第一螺旋桨8其下表面的气流对该螺旋桨所产生的向上的推力大小，继而也避免了航空器整体向上升力降低而影响其飞行效率的技术缺陷。具有飞行效率高的特点。

对于拆卸组件7而言，可以选择两个拆卸组件7，使得所述第一螺旋桨8通过一个拆卸组件对应转动地固定于所述第一马达上，所述第二螺旋桨9通过另一个拆卸组件对应转动地固定于所述第二马达上。由于第一螺旋桨8通过拆卸组件7与第一马达的连接关系、作用原理，与第二螺旋桨9通过拆卸组件7与第二马达的连接关系、作用原理完全相同，因此，下述本实施例仅通过以第一螺旋桨8通过一个拆卸组件与第一马达61连接为例进行详细阐述，第二螺旋桨9通过一个拆卸组件和第二马达61之间的连接关系作用原理不再赘述，可一并参阅下述第一螺旋桨8和第一马达61之间的连接描述。

具体而言，实际作业过程中，拆卸组件7将第一螺旋桨8和第一马达61二者螺纹连接。使得在实际作业过程中当需要对航空器的第一螺旋桨进行安装或者拆卸时，仅仅只需旋转所述第一螺旋桨8，如顺时针旋转第一螺旋桨8或者逆时针旋转第一螺旋桨8，即可实现所述第一螺旋桨8和所述第一马达61之间的安装或拆卸。相比于传统的直接采用螺栓将第一螺旋桨8固定于第一马达61上，当需要将第一螺旋桨8从第一马达61上拆卸，或者安装时，均需借助外界把手来拧动螺栓，方能完成第一螺旋桨8的拆卸和安装工作。且由于用于连接第一螺旋桨8和第一马达61的固定螺栓为单独存在的个体部件，当通过把手拧动螺栓将其卸下时，往往由于现场操作环境的复杂性，极易造成固定螺栓的遗失，且一旦固定螺栓遗失，则就无法完成第一螺旋桨8和第一马达61的安装工作，即造成飞行设备无法飞行的严重后果。而本实施例，正是通过采用拆卸组件7将第一螺旋桨8和第一马达61二者螺纹连接，使得二者在安装或者拆卸时，无需借助外界操作工具(如把手)，快捷且方便，具有作业效率高的特点。

对于拆卸组件7，请继续参见图21，所述拆卸组件7至少包括：第一螺钉71、第二螺钉72、第一螺钉扣73和第一螺母74。其中，所述第一螺钉扣73的内壁设置有第一内螺纹76，且所述第一螺钉扣73的底部开设有第一螺孔77，使得所述第一螺钉432穿过所述第一螺孔77将所述第一螺钉扣73固定于所述第一马达61的第一表面611上。所述第一螺母74的外壁设置有与所述第一内螺纹76相适配的第一外螺纹78，且所述第一螺母74的顶部开设有第二螺孔79，使得所述第二螺钉72依次穿过所述第一螺旋桨8、所述第二螺孔79将所述第一螺母74固定于所述第一螺旋桨8上。

其中，第一螺钉扣73通过第一螺钉71固定于第一马达61的第一表面611上，第一螺母74通过第二螺钉72固定于第一螺旋桨8上。且第一螺钉扣73的内壁所开设的第一内螺纹76，和第一螺母74的外壁所开设的第一外螺纹78完全匹配，也即第一内螺纹76和第一外螺纹78之间可以实现咬合锁紧。这样就使得，当需要将第一螺旋桨8安装在转轴3上时，由于第一马达61固定于转轴3的端部，也即将第一螺旋桨8安装在第一马达61上。此时，仅需手动旋转第一螺旋桨8，使得第一外螺纹78和第一内螺纹76相咬合，继续旋转，继而实现第一螺母74和第一螺钉扣73的锁紧，由于第一螺母74固定于第一螺旋桨8上，第一螺钉扣73固定于第一马达61上，也即实现了第一螺旋桨8和第一马达61(转轴3)的锁紧安装。而当需要拆卸时，此时仅需反向旋转第一螺旋桨8，实现第一外螺纹78和第一内螺纹76的分离即可。具有操作快捷、方便的特点。

需要说明的是，航空器在实际飞行过程中，第一螺旋桨8的旋转方向为逆时针旋转方向，此时，由于飞行过程中第一螺旋桨8本身是处于不断旋转的状态，而第一螺旋桨8和第一马达61之间在实施例中本身也是采用旋转实现紧固的连接方式。例如，当第一螺旋桨8相对于第一马达61是通过顺时针旋转实现二者之间紧固时，由于飞行过程中第一螺旋桨8的正常旋转为逆时针，此时随着第一螺旋桨8的逆时针正常旋转，也即第一螺旋桨8相当于第一马达61有逆时针旋转的驱动。而由于第一螺旋桨8相对于第一马达61是通过顺时针旋转才能实现二者之间紧固的，那么反之当出现第一螺旋桨8相对于第一马达61是逆时针旋转时，即会造成第一螺旋桨8和第一马达61之间的紧固关系出现松动，甚至导致第一螺旋桨8飞离第一马达61而造成航空器坠毁的现象发生。

因此，为了避免航空器在飞行过程中由于第一螺旋桨8的正常逆时针旋转而造成第一螺旋桨8和第一马达61之间的紧固关系出现松动，本发明实施例将第一螺旋桨8和第一马达61之间旋转拧紧的方向也设置成逆时针旋转的方向。也即，第一螺母74的外壁所设置的第一外螺纹78和第一螺钉扣73的内壁所设置的第一内螺纹76的咬合锁紧方向也是逆时针方向。这样就使得当第一螺旋桨8相对于第一马达61是通过逆时针旋转实现二者之间紧固时，由于飞行过程中第一螺旋桨8的正常旋转为逆时针，此时随着第一螺旋桨8的逆时针正常旋转，也即第一螺旋桨8相当于第一马达61也有逆时针旋转的趋势。

而由于第一螺旋桨8相对于第一马达61恰恰是通过逆时针旋转才能实现二者之间的紧固，这样一方面，有效的防止了当第一螺旋桨8相对于第一马达61是通过顺时针旋转实现咬合锁紧时，由于第一螺旋桨8的正常旋转为逆时针而造成第一螺旋桨8和第一马达61之间的紧固关系出现松动，甚至导致第一螺旋桨8飞离第一马达61而造成航空器坠毁的技术缺陷。另一方面，由于第一螺旋桨8相对于第一马达4本身也是通过逆时针旋转才能实现二者之间的紧固，当随着第一螺旋桨8的逆时针正常旋转，而使得第一螺旋桨8相当于第一马达61也有逆时针旋转的趋势，此时正好也加大了第一螺旋桨8和第一马达61二者之间紧固关系，保证了飞行设备的正常安全飞行，具有安全性能高的特点。

进一步的，请继续参见图20-21，如上述所述，当通过第二螺钉72依次穿过所述第一螺旋桨8、所述第二螺孔79将所述第一螺母74固定于所述第一螺旋桨8上时，由于航空器在飞行过程中，第一螺旋桨8所受到的外界阻力因素较多，如气流、风向等。这就使得飞行过程中第一螺旋桨8相对于第一马达61和/或转轴3的震动比较大，然而，长时间的震动会使得第二螺钉72、第一螺旋桨8和第一螺母74三者之间的连接关系极不稳定，甚至造成第二螺钉72松动，继而引发安全事故。因此，本实施例通过增设第一减震片75，且在所述第一减震片75上开设第一通孔，以使所述第二螺钉72依次穿过所述第一通孔、所述第一螺旋桨8和第二螺孔79将所述第一螺母437固定于所述第一螺旋桨8上。作为优选，第一减震片75可呈圆片状，以增大第一减震片75与第一螺旋桨8上表面的接触面积，通过第二螺钉72将第一减震片75和第一螺旋桨8上表面相对于紧固，以减少第一螺旋桨8相对于第一马达61的震动，提高飞行过程中的安全稳定性能。

作为优选，所述第一螺钉71的数量是2个；所述第二螺钉72的数量是2个；所述第一螺孔77的数量是2个；所述第二螺孔79的数量是2个。其中，每一个所述第一螺钉71对应一个所述第一螺孔77，使得每一个所述第一螺钉71穿过相应的一个所述第一螺孔77将所述第一螺钉扣73固定于所述第一马达61上；每一个所述第二螺钉72对应一个所述第二螺孔79，使得每一个所述第二螺钉72穿过相应的一个所述第二螺孔79将所述第一螺钉扣73固定于所述第一马达61上。

请继续参见图24，为落伞装置5000的结构示意框图。其中，第一本体11上设置有一个降落伞5001，且第二本体12的内部容置空间内设置有该落伞装置5000。落伞装置5000包括：位移计量器5002、第一控制器5003、第一驱动装置5004、第二驱动装置5005、线控开关5006、电池电量监测器5007。且为了与落伞装置5000的部分功能相匹配，航空器还包括地面站5008、第一传输电台5009、第二传输电台5010、第三传输电台5011。

具体而言，位移计量器5002用于实时测量所述机架1相对于地面在垂直方向上的基础位移数据信息。该基础位移数据信息可以理解是航空器在飞行过程中相对于地面的实际位移数据，是一个变动值。且第一控制器5003与所述位移计量器5002连接，用于接收所述基础位移数据信息，并将所述基础位移数据信息与第一控制器5003中预先设置的标准位移数据信息进行比较，根据比较结果发送开伞指令、切伞指令或者断电指令。该标准位移数据信息可以理解是预先设定的位移阈值，是一个定值。第一驱动装置5004分别与所述第一控制器5003和所述降落伞5001连接，用于接收所述第一控制器5003发送的开伞指令，并根据所述开伞指令驱动所述降落伞5001开伞；第二驱动装置5005分别与所述第一控制器5003和所述降落伞5001连接，用于接收所述第一控制器5003发送的切伞指令，并根据所述切伞指令驱动所述降落伞5001脱离所述第一本体11。线控开关5006分别设置在所述飞控装置和所述第一电子调速器之间、所述飞控装置和所述第二电子调速器之间，用于接收所述第一控制器发送的断电指令并断开线路，使得所述飞控装置和所述第一电子调速器之间、所述飞控装置和所述第二电子调速器之间处于线路断开状态，以使所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨停止旋转。

作为优选，在本发明实施例中标准位移数据信息可以是一个数据范围，如0.5m-10m。即，当位移计量器5002所测量的基础位移数据信息大于0.5m且小于10m时，此时第一控制器5003中通过内置的阈值判断模块判断出标准位移数据信息落入标准位移数据信息的数据范围内，此时第一控制器5003发送开伞指令至第一驱动装置，进而驱动降落伞5001开伞；同时并发送断电指令至线控开关5006，有线控开关5006断开飞控装置与第一电子调速器和第二电子调速器之间的电路连接，即第一螺旋桨和第二螺旋桨停止旋转。此时，航空器即会在降落伞的作用下平稳降落。节省了现有技术中在第三阶段供电源的电能损耗，并解决了现有技术中由于电能消耗巨大而极大地缩短了航空器续航时间的技术缺陷。

进一步的，当航空器降落至距离地面的垂直位移小于0.5m时，即位移计量器5002所测量的基础位移数据信息小于0.5m，此时第一控制器5003中通过内置的阈值判断模块判断出标准位移数据信息小于标准位移数据信息，此时第一控制器5003发送切伞指令至第二驱动装置，进而驱动降落伞5001脱离第一本体11，以防止航空器降落至地面时，降落伞5001下落至第一本体11而导致拖曳，损坏降落伞5001或航空器。

当然，在本发明实施例提供的航空器中，还设置有电池电量监测器5007，用于实时监测航空器内部电池的基础剩余电量信息，该基础剩余电量信息可以理解是航空器在飞行过程中电量消耗情况，是一个变动值。并将所述基础剩余电量信息传输至所述第一控制器5003，使得所述第一控制器5003将所述基础剩余电量信息与预设的标准剩余电量信息进行比较，根据比较结果发送开伞指令至所述第一驱动装置5004。该标准剩余电量信息可以理解是预先设定的剩余电量阈值，是一个定值。

详细而言，在航空器实际飞行过程中，通过电池电量监测器5007实施监测航空器内部电池的剩余电量，当剩余电量小于所预设的标准剩余电量信息，不足以满足航空器继续飞行时，也即航空器即将因电量不足而发生坠机现象。此时通过第一控制器5003发送开伞指令至所述第一驱动装置5004。实现第一驱动装置5004驱动降落伞开伞动作。有效的避免了因出现突发状况(电池电量不足)而导致航空器发生坠机的技术缺陷。

更进一步的，为了避免航空器在飞行过程中，第一控制器5003和第一驱动装置或者第二驱动装置或者线控开关出现信号传输故障，及第一控制器5003无法传送控制指令至第一驱动装置或者第二驱动装置或者线控开关，而造成造作延时甚至无法操作的技术缺陷。作为优选，本发明实施例还设置有手动控制系统，所述手动控制系统包括：地面站5008；第一传输电台5009，分别与所述第一控制器5003和所述第一驱动装置5004连接，使得所述第一传输电台5009分别与所述第一控制器5003和所述第一驱动装置5004进行信号传递。第二传输电台5010，分别与所述第一控制器5003和所述第二驱动装置5005连接，使得所述第二传输电台5010分别与所述第一控制器5003和所述第二驱动装置5005进行信号传递。第三传输电台5011，分别与所述第一控制器5003和所述线控开关5006连接，使得所述第三传输电台5011分别与所述第一控制器5003和所述线控开关5006进行信号传递。

其中，所述第一控制器通过所述第一传输电台、所述第二传输电台和所述第三传输电台分别与所述地面站进行信号传递，以将所述开伞指令、所述切伞指令或者所述断电指令回传至所述地面站，并通过所述地面站分别对应控制所述第一驱动装置驱动所述降落伞开伞动作、控制所述第二驱动装置驱动所述降落伞脱离动作、或者控制所述线控开关断电动作。需要说明的是，所述第一传输电台、所述第二传输电台和所述第三传输电台与地面站，或者第一控制器，或者第一驱动装置、第二驱动装置、线控开关之间如何进行信号传递，已为现有技术，此处不再追逐。

Claims (9)

1.一种自控降落型航空器，其特征在于，所述自控降落型航空器包括：

机架，所述机架包括：第一本体、第二本体和第一可拆部件，使得所述第一可拆部件将所述第一本体可拆卸式的连接于所述第二本体上，且所述第一本体上设置有一降落伞，所述第二本体内设置有一第一容置空间，用于放置一落伞装置和一飞控装置；

若干个转轴，每一个所述转轴的一端转动地固定于所述第二本体上，使得每一个所述转轴相对于所述第二本体可以转动；

与所述转轴数量相同的螺旋装置，一个所述螺旋装置对应转动地固定在一个所述转轴的另一端上；其中，一个所述螺旋装置包括一个第一螺旋桨和一个第二螺旋桨；且以对应地一个所述转轴为中心横轴，一个所述螺旋装置中的所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨通过一螺旋桨传动机构对称转动地固定在所述转轴的另一端的端部两侧，使得所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨相对于所述转轴可旋转；且所述第一螺旋桨的直径大于所述第二螺旋桨的直径；

以及，

所述螺旋桨传动机构包括：

一固定仓，所述固定仓包括第一安装面和第二安装面，所述第一安装面和所述第二安装面以所述转轴为中心横轴，对称地分布在所述转轴的两侧；

一第一马达，所述第一马达固定于所述第一安装面上，使所述第一螺旋桨转动的固定于所述第一马达上；

一第二马达，所述第二马达固定于所述第二安装面上，使所述第二螺旋桨转动的固定于所述第二马达上；

一第一电子调速器，所述第一电子调速器固定于所述固定仓的内部，并分别与所述第一马达和所述飞控装置连接，以通过所述飞控装置控制所述第一电子调速器，实现所述第一电子调速器驱动所述第一马达带动所述第一螺旋桨进行旋转；

一第二电子调速器，所述第二电子调速器固定于所述固定仓的内部，并分别与所述第二马达和所述飞控装置连接，以通过所述飞控装置控制所述第二电子调速器，实现所述第二电子调速器驱动所述第二马达带动所述第二螺旋桨进行旋转；

其中，所述固定仓设置有至少一个气流口，以将所述固定仓的内部空间与外界空间相通；且所述第一电子调速器和所述第二电子调速器通过固定于所述固定仓的内部，使得所述第一电子调速器和所述第二电子调速器相对于所述机架处于所述机架的外部，并通过所述气流口与外界气流相通；

所述落伞装置包括：

一位移计量器，用于实时测量所述机架相对于地面在垂直方向上的基础位移数据信息；

一第一控制器，与所述位移计量器连接，用于接收所述基础位移数据信息，并将所述基础位移数据信息与预设的标准位移数据信息进行比较，根据比较结果发送开伞指令、切伞指令或者断电指令；

一第一驱动装置，分别与所述第一控制器和所述降落伞连接，用于接收所述第一控制器发送的开伞指令，并根据所述开伞指令驱动所述降落伞开伞；

一第二驱动装置，分别与所述第一控制器和所述降落伞连接，用于接收所述第一控制器发送的切伞指令，并根据所述切伞指令驱动所述降落伞脱离所述第一本体；

一线控开关，分别设置在所述飞控装置和所述第一电子调速器之间、所述飞控装置和所述第二电子调速器之间，用于接收所述第一控制器发送的断电指令并断开线路，使得所述飞控装置和所述第一电子调速器之间、所述飞控装置和所述第二电子调速器之间处于线路断开状态，以使所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨停止旋转。

2.如权利要求1所述的自控降落型航空器，其特征在于，

在竖直方向上，所述第一螺旋桨位于所述第二螺旋桨的上方。

3.如权利要求1所述的自控降落型航空器，其特征在于，

所述第一电子调速器包括：第一电容器、第一电路板及第一散热片；其中，所述第一电路板分别与所述第一电容器、所述第一马达和所述飞控装置连接，且所述第一散热片贴附在所述第一电路板上；所述第一电路板位于所述第一电容器和所述第一散热片之间；

和，

所述第二电子调速器包括：第二电容器、第二电路板及第二散热片；其中，所述第二电路板分别与所述第二电容器、所述第二马达和所述飞控装置连接，且所述第二散热片贴附在所述第二电路板上；所述第二电路板位于所述第二电容器和所述第二散热片之间。

4.如权利要求1所述的自控降落型航空器，其特征在于，还包括：

与所述螺旋装置数量相同的拆卸装置，每一个所述拆卸装置包括两个拆卸组件；其中，一个所述螺旋装置中的所述第一螺旋桨通过一个拆卸组件对应转动地固定于一个所述第一马达上，一个所述螺旋装置中的所述第二螺旋桨通过另一个拆卸组件对应转动地固定于一个所述第二马达上。

5.如权利要求4所述的自控降落型航空器，其特征在于，所述拆卸组件包括：

第一螺钉；

第二螺钉；

第一螺钉扣，所述第一螺钉扣的内壁设置有第一内螺纹，且所述第一螺钉扣的底部开设有第一螺孔，使得所述第一螺钉穿过所述第一螺孔将所述第一螺钉扣固定于所述第一马达或者所述第二马达上；

第一螺母，所述第一螺母的外壁设置有第一外螺纹，且所述第一螺母的顶部开设有第二螺孔，使得所述第二螺钉依次穿过所述第一螺旋桨、第二螺孔将所述第一螺母固定于所述第一螺旋桨上，或者使得所述第二螺钉依次穿过所述第二螺旋桨、第二螺孔将所述第一螺母固定于所述第二螺旋桨上；

其中，所述第一内螺纹与所述第一外螺纹相适配，且通过所述第一内螺纹和所述第一外螺纹之间的咬合或者分离，对应的实现所述第一螺旋桨和所述第一马达之间、或者所述第二螺旋桨和所述第二马达之间的安装或者拆卸。

6.如权利要求1所述的自控降落型航空器，其特征在于，所述落伞装置还包括：

电池电量监测器，用于实时监测航空器内部电池的基础剩余电量信息，并将所述基础剩余电量信息传输至所述第一控制器，使得所述第一控制器将所述基础剩余电量信息与预设的标准剩余电量信息进行比较，根据比较结果发送开伞指令至所述第一驱动装置。

7.如权利要求6所述的自控降落型航空器，其特征在于，还包括：

地面站；及

第一传输电台，分别与所述第一控制器和所述第一驱动装置连接，使得所述第一传输电台分别与所述第一控制器和所述第一驱动装置进行信号传递；

第二传输电台，分别与所述第一控制器和所述第二驱动装置连接，使得所述第二传输电台分别与所述第一控制器和所述第二驱动装置进行信号传递；

第三传输电台，分别与所述第一控制器和所述线控开关连接，使得所述第三传输电台分别与所述第一控制器和所述线控开关进行信号传递；

其中，所述第一控制器通过所述第一传输电台、所述第二传输电台和所述第三传输电台分别与所述地面站进行信号传递，以将所述开伞指令、所述切伞指令或者所述断电指令回传至所述地面站，并通过所述地面站分别对应控制所述第一驱动装置驱动所述降落伞开伞动作、控制所述第二驱动装置驱动所述降落伞脱离动作、或者控制所述线控开关断电动作。

8.如权利要求1所述的自控降落型航空器，其特征在于，所述第一可拆部件包括：

卡持座；

第三定位件；其中，所述卡持座固定于所述第二本体上；所述第三定位件固定于所述第一本体上，且所述第三定位件包括第三定位端，使得所述第三定位端对应的插入所述卡持座中，以将所述第一本体和所述第二本体卡接。

9.一种落伞装置，应用于权利要求1-8任一项所述的自控降落型航空器，其特征在于，所述落伞装置包括：

一位移计量器，用于实时测量机架相对于地面在垂直方向上的基础位移数据信息；

一第一控制器，与所述位移计量器连接，用于接收所述基础位移数据信息，并将所述基础位移数据信息与预设的标准位移数据信息进行比较，根据比较结果发送开伞指令、切伞指令或者断电指令；

一第一驱动装置，分别与所述第一控制器和降落伞连接，用于接收所述第一控制器发送的开伞指令，并根据所述开伞指令驱动所述降落伞开伞；

一第二驱动装置，分别与所述第一控制器和所述降落伞连接，用于接收所述第一控制器发送的切伞指令，并根据所述切伞指令驱动所述降落伞脱离所述第一本体；

一线控开关，分别设置在飞控装置和第一电子调速器之间、飞控装置和第二电子调速器之间，用于接收所述第一控制器发送的断电指令并断开线路，使得所述飞控装置和所述第一电子调速器之间、所述飞控装置和所述第二电子调速器之间处于线路断开状态，以使所述第一螺旋桨和所述第二螺旋桨停止旋转。