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申请/专利权人：深圳市道通智能航空技术股份有限公司

摘要：本发明提供了一种飞行器、倾转驱动机构及其控制方法。所述倾转驱动机构安装在飞行器上以控制所述飞行器的动力装置倾转，该倾转驱动机构包括固定安装在飞行器上的外壳、安装在所述外壳中的驱动机构，以及活动安装在所述外壳上的安装在，所述安装座上固定安装有动力装置，驱动机构与安装座固定连接，以驱动安装座相对外壳旋转，进而通过在飞行器上设置倾转驱动机构，高精度的控制倾转驱动机构的旋转角，以对动力装置的方向进行改变，使其在提供上升力以及推动力的位置之间来回切换；同时将驱动机构设置在倾转驱动机构中，大大减小了驱动机构的力矩，便于了倾转驱动机构的小型化设计，提高了倾转驱动机构稳定性和安全性。

主权项：1.一种倾转驱动机构，安装在飞行器（200）上以控制所述飞行器（200）的动力装置（300）倾转，其特征在于，所述倾转驱动机构（100）包括：外壳（1），固定安装在所述飞行器（200）上，所述外壳（1）包括可拆卸配合的第一壳（11）和第二壳（12），所述第一壳（11）和所述第二壳（12）之间围绕形成收容腔（13）；驱动机构，安装在所述外壳（1）中；安装座（3），活动安装在所述外壳（1）上，所述安装座（3）上固定安装有所述动力装置（300），所述驱动机构与所述安装座（3）固定连接；所述驱动机构包括动力源（21）、第一旋转机构（22）和第二旋转机构（23），其中，所述动力源（21）的输出轴（211）与所述第一旋转机构（22）相连，并且所述第二旋转机构（23）上的转轴（231）与所述安装座（3）固定连接，当所述动力源（21）的所述输出轴（211）带动所述第一旋转机构（22）转动时，所述第二旋转机构（23）与所述第一旋转机构（22）传动配合；通过动力源（21）、第一旋转机构（22）与第二旋转机构（23）的依次传动，使得与第二旋转机构（23）固定连接的安装座（3）相对所述外壳（1）旋转；所述收容腔（13）的侧壁上开设有两个卡槽（131），所述卡槽内插设有挡板（14），所述挡板（14）将所述收容腔（13）分隔成第一腔（132）和第二腔（133），所述动力源（21）设置在所述第一腔（132）中，所述第一旋转机构（22）与所述第二旋转机构（23）设置在所述第二腔（133）中；所述挡板（14）上设置有通孔（141），所述动力源（21）固定安装在所述挡板（14）上，并且所述动力源（21）的所述输出轴（211）穿过所述通孔（141）伸向所述第二腔（133）中；所述第一旋转机构（22）为蜗杆，所述第二旋转机构（23）为蜗轮；所述蜗杆的蜗杆轴（221）的两端分别设置有蜗杆轴承（222），所述蜗轮的蜗轮轴为所述转轴（231），所述蜗轮轴的两端分别设置有蜗轮轴承（232）；所述第二腔（133）的内壁上设置有两个第一轴承腔（1331）和两个第二轴承腔（1332），所述蜗杆轴承内（222）置于所述第一轴承腔（1331）中，所述蜗轮轴承（232）内置于所述第二轴承腔（1332）中；所述蜗杆的导程角小于所述蜗轮和所述蜗杆啮合齿之间的当量摩擦角；所述飞行器（200）内安装有控制器；所述动力源（21）包括驱动电机（212），所述驱动电机（212）的电机轴的两端分别连接有减速机构（213）和编码器（214），所述减速机构（213）的转动轴为所述输出轴（211），所述编码器（214）与所述控制器电性连接。

全文数据：飞行器、倾转驱动机构及其控制方法技术领域本发明涉及无人机技术领域，尤其涉及飞行器及其倾转驱动机构和控制方法。背景技术随着社会的发展以及科技的进步，无人机行业得到了迅猛的发展，无人机主要分为固定翼无人机和旋翼式无人机，对于固定翼飞机而言，由于动力主要集中在机头提供拉力或者机尾提供推力，进而无法垂直起降和空中悬停，需要较长的滑行跑道；对于直升机而言，虽然可以垂直起降和空中悬停，但是其飞行距离短，因此有必要提供一种结合固定翼和直升机优点的倾转旋翼飞行器，以满足客户需求。如图1所示，为现有技术的倾转旋翼飞行器的示意图。现有的倾转旋翼飞行器包括机身1＇以及设置在机身1＇上的机翼2＇和尾翼3＇，机翼2＇的中部位置设置有与机翼2＇长度方向垂直的连杆4＇，连杆4＇与机翼2＇连接处设置有舵机5＇，连杆4＇的两端均设置有一组与舵机5＇连接的倾转机构6＇，倾转机构6＇上安装有可倾转90度的旋翼系统7＇，通过舵机5＇对倾转机构6＇的拉动，以实现旋翼系统7＇的90度倾转。但是，上述倾转旋翼飞行器由于采用舵机5＇以驱动倾转机构6＇旋转，舵机5＇与倾转机构6＇之间采用连杆4＇的方式连接，进而舵机5＇需要承载较大的力矩，对舵机5＇的性能要求高；同时，连杆结构还会造成旋翼飞行器的体积增大，不易于飞行器的小型化设计，在飞行的过程中容易发生卡死的情况，从而使得该倾转旋翼飞行器的稳定性和安全性降低。发明内容为此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术的倾转旋翼飞行器舵机采用连杆结构以控制倾斜机构旋转，进而造成体积变大、安全性和稳定性降低的技术缺陷。为了实现上述目的，本发明提供一种倾转驱动机构，安装在飞行器上以控制所述飞行器的动力装置倾转，所述倾转驱动机构包括外壳、驱动机构和安装座，其中，外壳固定安装在飞行器上；驱动机构安装在外壳中；安装座活动安装在外壳上，安装座上固定安装有动力装置，驱动机构与安装座固定连接，以驱动安装座相对外壳旋转，进而通过将驱动机构设置在倾转驱动机构中，大大减小了驱动机构的力矩，便于了倾转驱动机构的小型化设计，在飞行的过程中不易发生卡死的情况，提高了倾转驱动机构稳定性和安全性。可选地，驱动机构包括动力源、第一旋转机构和第二旋转机构，其中，动力源的输出轴与第一旋转机构相连，并且第二旋转机构与安装座固定连接，当所述动力源的输出轴带动所述第一旋转机构转动时，第二旋转机构与第一旋转机构传动配合，进而通过动力源为驱动机构提供了相应的动力，同时，通过动力源、第一旋转机构与第二旋转机构的依次传动，使得与第二旋转机构固定连接的安装座相应的发生转动，即实现了倾转驱动机构的倾转功能。可选地，外壳包括可拆卸配合的第一壳和第二壳，第一壳和第二壳之间围绕形成收容腔，驱动机构收容在收容腔中。可选地，收容腔的侧壁上开设有两个卡槽，卡槽内插设有挡板，挡板将收容腔分隔成第一腔和第二腔，动力源设置在第一腔中，第一旋转机构与第二旋转机构设置在第二腔中，进而通过第一腔和第二腔的设计，利于动力源、第一旋转机构与第二旋转机构的安装固定。可选地，挡板上设置有通孔，动力源固定安装在挡板上，并且动力源的输出轴穿过通孔伸向第二腔中，通过将动力源固定安装在挡板上，挡板活动插设在卡槽中，进而使得动力源的安装更加方便，同时通过设置通孔，实现了第一腔和第二腔之间的连通，即保证了动力源与第一旋转机构之间相连接。可选地，飞行器内安装有控制器；动力源包括驱动电机，驱动电机的电机轴的两端分别连接有减速机构和编码器，减速机构的转动轴为输出轴，编码器与控制器电性连接，通过设置减速机构，使得动力源的转速降低，扭矩增大，进而便于动力源规格的小型化，即在保证倾转驱动机构倾转稳定的同时，减小了倾转驱动机构的重量，从而提高了飞行器飞行的稳定性；同时通过设置编码器，使得驱动电机的转速信号能够及时反馈。可选地，第一旋转机构为蜗杆，第二旋转机构为蜗轮；蜗杆的蜗杆轴的两端分别设置有蜗杆轴承，蜗轮的蜗轮轴为转轴，涡轮轴的两端分别设置有蜗轮轴承；第二腔的内壁上设置有两个第一轴承腔和两个第二轴承腔，蜗杆轴承内置于第一轴承腔中，涡轮轴承内置于第二轴承腔中，采用蜗轮蜗杆传动的方式，使得驱动机构动力源输出轴与驱动机构的转轴方向不同，进而方便了外壳内各机构之间的位置排布，同时还带来了大速比、低噪音、小振动的优点。可选地，驱动机构还包括连接机构，连接机构设置在输出轴和蜗杆轴之间，以连接输出轴和蜗杆轴，进而保证输出轴和蜗杆轴之间连接的稳定性。可选地，连接机构为联轴器组件或者是金属连接块。可选地，外壳上固定设置有具有一开口的固定座，安装座罩设在固定座外，开口与第二腔相连通，蜗轮凸伸出第二腔并伸向固定座中，涡轮轴凸伸出外壳并与安装座固定连接，进而使得蜗轮可以采用先安装在固定座上，然后放置于外壳中的安装方式，使得蜗轮的安装更加方便。可选地，安装座上开设有一收容空间，固定座插入收容空间内，动力装置安装在安装座上位于固定座插入方向的相对外表面，进而通过设置收容空间，减小了固定座与安装座的安装空间，还使得动力装置的相关线材能够合理被收纳和整理，方便了倾转驱动机构的理线和走线。可选地，蜗杆的导程角小于蜗轮和蜗杆啮合齿之间的当量摩擦角，进而使得该倾转驱动机构具备自锁功能，防止逆转的情况发生。为了实现上述目的，本发明进一步提供一种飞行器，包括机身以及设置在机身两侧的两个机翼，两个机翼上分别设置有与机翼长度方向垂直的短翼，短翼的两端分别设置有上述任一项倾转驱动机构，倾转驱动机构的安装座上固定安装有动力装置，通过设置倾转驱动机构，进而具备上述任一项优点；同时，通过控制倾转驱动机构的倾转角度，即可实现对安装座上动力装置的方向进行改变，从而使得动力装置可以在提供上升力以及推动力之间来回切换，达到了降低成本、提高动力装置的利用率以及高效飞行的目的。可选地，机身内设置有控制器，倾转驱动机构的安装座上设置有第一惯性测量单元，外壳上设置有第二惯性测量单元，控制器与第一惯性测量单元和第二惯性测量单元电性连接,控制器根据第一惯性测量单元和第二惯性测量单元采集到的信息，得到倾转驱动机构的安装座的位置，通过设置第一惯性测量单元和第二惯性测量单元，即可以对倾转驱动机构的倾转角度进行实时侦测。可选地，当飞行器处于起降或者空中悬停状态时，倾转驱动机构的安装座处于垂直位置，进而为飞行器的上升提供了足够的上升力；当飞行器处于飞行状态时，倾转驱动机构的安装座处于水平位置，并且短翼上背离飞行方向的动力装置停止工作，进而短翼上演飞行方向的动力装置为飞行器的飞行提供相应的推动力。可选地，动力装置为螺旋桨。为了实现上述目的，本发明还提供一种倾转驱动机构的控制方法，包括步骤：获取第一惯性测量单元数据和第二惯性测量单元数据；根据获取的数据处理得到倾转驱动机构的倾转角度；控制驱动机构驱动，以使转轴带动安装座旋转至设定位置，进而可以通过对倾转驱动机构的倾转角度位置实时测量，高精度的控制倾转驱动机构的旋转角。可选地，在控制驱动机构驱动，以使转轴带动安装座旋转至设定位置的步骤之前，还包括步骤：控制驱动机构的驱动电机旋转一周；根据与驱动电机相连的减速机构的减速比n1，以及驱动机构中第一旋转机构和第二旋转机构之间的传动比n2，计算得到驱动电机旋转一周时，倾斜驱动机构的旋转角度＝360°n1*n2。可选地，在根据获取的数据处理得到倾转驱动机构的倾转角度的步骤之后，还包括步骤：根据获取的倾转角度，计算安装座旋转至设定位置时，倾转驱动机构需要转动的角度差；根据角度差和旋转角度，计算驱动电机的旋转角；控制驱动电机旋转，进而使得倾斜驱动机构驱动转轴旋转，从而带动安装座旋转至设定位置。可选地，该方法中的所述的倾转驱动机构为本发明提供上述的倾转驱动机构。本发明提供的倾转驱动机构及其控制方法和飞行器，通过在飞行器上设置倾转驱动机构，进而可以通过对倾转驱动机构的倾转角度位置实时测量，高精度的控制倾转驱动机构的旋转角，以对安装在倾转驱动机构上的动力装置的方向进行改变，从而使得动力装置可以在提供上升力以及推动力的位置之间来回切换；同时通过将驱动机构设置在倾转驱动机构中，大大减小了驱动机构的力矩，便于了倾转驱动机构的小型化设计，在飞行器飞行的过程中使其不易发生卡死的情况，提高了倾转驱动机构稳定性和安全性，从而使得飞行器达到了降低成本、提高动力装置的利用率以及高效飞行的目的。附图说明为了更清楚地说明本发明具体实施方式的技术方案，下面根据本发明的具体实施例并结合附图，对发明作进一步详细说明。图1为现有技术的倾转旋翼飞行器的示意图；图2为本发明飞行器的俯视图；图3为图2所示飞行器的局部放大图，该图示出了飞行器的动力装置安装在短翼上的状态；图4为图2所示飞行器的倾转驱动机构的安装座处于垂直位置时的立体图；图5为图2所示飞行器的倾转驱动机构的安装座处于水平位置时的立体图图6为图4所示倾转驱动机构的第二壳与固定座的立体图；图7为图4所示倾转驱动机构去掉第一壳后的立体图；图8为图4所示倾转驱动机构的动力源的立体图；图9为图4所示倾转驱动机构的第一旋转机构的立体图；图10为图4所示倾转驱动机构的第二旋转机构安装和固定座、安装座的立体图；图11为本发明倾转驱动机构控制方法的流程图。图中各附图标记说明如下。1＇-机身；2＇-机翼；3＇-尾翼；4＇-连杆；5＇-舵机；6＇-倾转机构；7＇-旋翼系统；100-倾转驱动机构；1-外壳；11-第一壳；12-第二壳；13-收容腔；131-卡槽；132-第一腔；133-第二腔；1331-第一轴承腔；1332-第二轴承腔；14-挡板；141-通孔；15-固定座；21-动力源；211-输出轴；212-驱动电机；213-减速机构；214-编码器；22-第一旋转机构；221-蜗杆轴；222-蜗杆轴承；23-第二旋转机构；231-转轴；232-涡轮轴承；24-连接机构；3-安装座；31-收容空间；4-第一惯性测量单元；5-第二惯性测量单元；200-飞行器；201-机身；202-机翼；203-短翼；300-动力装置。具体实施方式下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。在本发明的描述中，需要说明的是，术语“固定连接”可以是两个部件直接连接，也可以是间接连接；术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。实施例1如图2和图3所示的飞行器200，包括机身201以及设置在机身201两侧的两个机翼202，两个机翼202上分别设置有与机翼202长度方向垂直的短翼203，短翼203的两端分别设置有控制动力装置300倾转的倾转驱动机构100，结合图4和图5所示，倾转驱动机构100包括外壳1、驱动机构和安装座3，其中，外壳1固定安装在飞行器200上，例如，外壳1通过螺丝锁接在飞行器200上，或者，以胶粘的方式粘合在飞行器200上。驱动机构安装在外壳1中。安装座3活动安装在外壳1上，例如，安装座3与外壳1通过铰接的方式活动连接。安装座3上固定安装有动力装置300，驱动机构与安装座3固定连接，以驱动安装座3相对外壳1旋转，进而通过将驱动机构设置在倾转驱动机构100中，大大减小了驱动机构的力矩，便于了倾转驱动机构100的小型化设计，在飞行的过程中不易发生卡死的情况，提高了倾转驱动机构100稳定性和安全性。上述飞行器200，通过设置倾转驱动机构100，可以通过对倾转驱动机构100的倾转角度位置实时测量，高精度的控制倾转驱动机构100的旋转角，以对安装在倾转驱动机构100上的动力装置300的方向进行改变，从而使得动力装置300可以在提供上升力以及推动力的位置之间来回切换；同时通过将驱动机构设置在倾转驱动机构100中，大大减小了驱动机构的力矩，便于了倾转驱动机构100的小型化设计，使其不易发生卡死的情况，提高了倾转驱动机构100稳定性和安全性，从而提高动力装置300的利用率以及达到了高效飞行的目的。结合图5和图6所示，外壳1包括可拆卸配合的第一壳11和第二壳12，第一壳11和第二壳12之间围绕形成收容腔13，驱动机构收容在收容腔13中。收容腔13的侧壁上开设有两个卡槽131，结合图7，卡槽131内插设有挡板14，挡板14将收容腔13分隔成第一腔132和第二腔133，挡板14上设置有通孔141；同时，外壳1上固定设置有具有一开口的固定座15，开口与第二腔133相连通。结合图7至图9所示，驱动机构包括动力源21、第一旋转机构22、第二旋转机构23和连接机构24，其中，动力源21设置在第一腔132中；第一旋转机构22与第二旋转机构23设置在第二腔133中，动力源21的输出轴211与第一旋转机构22相连；并且第二旋转机构23与安装座3固定连接，当动力源21的输出轴211带动第一旋转机构22转动时，第二旋转机构23与第一旋转机构22传动配合。因而，通过第一腔132和第二腔133的设计，利于动力源21、第一旋转机构22与第二旋转机构23的安装固定；同时，通过动力源21、第一旋转机构22与第二旋转机构23的依次传动，使得与第二旋转机构23固定连接的安装座3相应的发生转动，即实现了倾转驱动机构100的倾转功能。其中，动力源21固定安装在挡板14上，并且动力源21的输出轴211穿过通孔141伸向第二腔133中，使得动力源21的安装更加方便，实现了动力源21与第一旋转机构22之间相连接，具体的，动力源21包括驱动电机212，驱动电机212的电机轴的两端分别连接有减速机构213和编码器214，减速机构213的转动轴为输出轴211，使得动力源21的转速降低，扭矩增大，进而便于动力源21规格的小型化，即在保证倾转驱动机构100倾转稳定的同时，减小了倾转驱动机构100的重量，从而提高了飞行器200飞行的稳定性。在一个实施例中，第一旋转机构22为蜗杆，第二旋转机构23为蜗轮，蜗杆的导程角小于蜗轮和蜗杆啮合齿之间的当量摩擦角，进而使得该倾转驱动机构100具备自锁功能，防止逆转的情况发生；具体的，蜗杆的蜗杆轴221的两端分别设置有蜗杆轴承222，蜗轮的蜗轮轴为转轴231，涡轮轴的两端分别设置有蜗轮轴承；第二腔133的内壁上设置有两个第一轴承腔1331和两个第二轴承腔1332，蜗杆轴221承内置于第一轴承腔1331中，涡轮轴承232内置于第二轴承腔1332中，采用蜗轮蜗杆传动的方式，使得驱动机构动力源21输出轴211与驱动机构的转轴231方向不同，进而方便了外壳1内各机构之间的位置排布，同时还带来了大速比、低噪音、小振动的优点。连接机构24设置在输出轴211和蜗杆轴221之间，以连接输出轴211和蜗杆轴221，进而保证输出轴211和蜗杆轴221之间连接的稳定性，在本实施例中，连接机构24为联轴器组件或者是金属连接块。如图6和图10所示，安装座3罩设在固定座15外，安装座3上开设有一收容空间31，固定座15插入收容空间31内，蜗轮凸伸出第二腔133并伸向固定座15中，涡轮轴凸伸出外壳1并与安装座3固定连接，进而使得蜗轮可以采用先安装在固定座15上，然后放置于外壳1中的安装方式，使得蜗轮的安装更加方便；同时，动力装置300动力装置300为螺旋桨，其安装在安装座3上位于固定座15插入方向的相对外表面，进而通过设置收容空间31，减小了固定座15与安装座3的安装空间，还使得动力装置300的相关线材能够合理被收纳和整理，方便了倾转驱动机构100的理线和走线。当飞行器200处于起降或者空中悬停状态时，倾转驱动机构100的安装座3处于垂直位置，进而为飞行器200的上升提供了足够的上升力；当飞行器200处于飞行状态时，倾转驱动机构100的安装座3处于水平位置，并且短翼203上背离飞行方向的动力装置300停止工作，进而短翼203上演飞行方向的动力装置300为飞行器200的飞行提供相应的推动力。除此之外，飞行器200的机身201内安装有控制器，编码器214与控制器电性连接，使得驱动电机212的转速信号能够及时反馈，安装座3上设置有第一惯性测量单元4，外壳1上设置有第二惯性测量单元5，控制器与第一惯性测量单元4和第二惯性测量单元5电性连接,控制器根据第一惯性测量单元4和第二惯性测量单元5采集到的信息，得到倾转驱动机构100的安装座3的位置，通过设置第一惯性测量单元4和第二惯性测量单元5，即可以对倾转驱动机构100的倾转角度进行实时侦测。实施例2如图11所示提供的一种倾转驱动机构100的控制方法的流程图，包括步骤：获取第一惯性测量单元4数据和第二惯性测量单元5数据；根据获取的数据处理得到倾转驱动机构100的倾转角度；控制驱动机构驱动，以使转轴231带动安装座3旋转至设定位置。作为可选的实施方式，在控制驱动机构驱动，以使转轴231带动安装座3旋转至设定位置的步骤之前，还包括步骤：控制驱动机构的驱动电机212旋转一周；根据与驱动电机212相连的减速机构213的减速比n1，以及驱动机构中第一旋转机构22和第二旋转机构23之间的传动比n2，计算得到驱动电机212旋转一周时，倾斜驱动机构的旋转角度＝360°n1*n2，从而计算得到安装座3旋转角度和驱动电机212旋转角度之间的关系。同时，在根据获取的数据处理得到倾转驱动机构100的倾转角度的步骤之后，还包括步骤：根据获取的倾转角度，计算安装座3旋转至设定位置时，倾转驱动机构100需要转动的角度差；根据角度差和旋转角度，计算驱动电机212的旋转角；控制驱动电机212旋转，进而使得倾斜驱动机构驱动转轴231旋转，从而带动安装座3旋转至设定位置。优选地，该控制方法中的倾转驱动机构为本发明实施例1中提供的倾转驱动机构。上述倾转驱动机构100的控制方法，可以通过对倾转驱动机构100的倾转角度位置实时测量，高精度的控制倾转驱动机构100的旋转角，以对安装在倾转驱动机构100上的动力装置300的方向进行改变，从而使得动力装置300可以在提供上升力以及推动力的位置之间来回切换，便于了倾转驱动机构100的小型化设计，提高了倾转驱动机构100稳定性和安全性，从而提高动力装置300的利用率以及达到了高效飞行的目的。显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

权利要求：1.一种倾转驱动机构100，安装在飞行器200上以控制所述飞行器200的动力装置300倾转，其特征在于，所述倾转驱动机构100包括：外壳1，固定安装在所述飞行器200上；驱动机构，安装在所述外壳1中；安装座3，活动安装在所述外壳1上，所述安装座3上固定安装有所述动力装置300，所述驱动机构与所述安装座3固定连接，以驱动所述安装座3相对所述外壳1旋转。2.如权利要求1所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述驱动机构包括动力源21、第一旋转机构22和第二旋转机构23，其中，所述动力源21的输出轴211与所述第一旋转机构22相连，并且所述第二旋转机构23上的转轴231与所述安装座3固定连接，当所述动力源21的所述输出轴211带动所述第一旋转机构22转动时，所述第二旋转机构23与所述第一旋转机构22传动配合。3.如权利要求1或2所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述外壳1包括可拆卸配合的第一壳11和第二壳12，所述第一壳11和所述第二壳12之间围绕形成收容腔13，所述驱动机构收容在所述收容腔13中。4.如权利要求3所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述收容腔13的侧壁上开设有两个卡槽131，所述卡槽内插设有挡板14，所述挡板14将所述收容腔13分隔成第一腔132和第二腔133，所述动力源21设置在所述第一腔132中，所述第一旋转机构22与所述第二旋转机构23设置在所述第二腔133中。5.如权利要求4所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述挡板14上设置有通孔141，所述动力源21固定安装在所述挡板14上，并且所述动力源21的所述输出轴211穿过所述通孔141伸向所述第二腔133中。6.如权利要求1至5中任一项所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述飞行器200内安装有控制器；所述动力源21包括驱动电机212，所述驱动电机212的电机轴的两端分别连接有减速机构213和编码器214，所述减速机构213的转动轴为所述输出轴211，所述编码器214与所述控制器电性连接。7.如权利要求4至6中任一项所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述第一旋转机构22为蜗杆，所述第二旋转机构23为蜗轮；所述蜗杆的蜗杆轴221的两端分别设置有蜗杆轴承222，所述蜗轮的蜗轮轴为所述转轴231，所述涡轮轴的两端分别设置有蜗轮轴承232；所述第二腔133的内壁上设置有两个第一轴承腔1331和两个第二轴承腔1332，所述蜗杆轴承内222置于所述第一轴承腔1331中，所述涡轮轴承232内置于所述第二轴承腔1332中。8.如权利要求7所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述驱动机构还包括连接机构24，所述连接机构24设置在所述输出轴211和所述蜗杆轴221之间，以连接所述输出轴211和所述蜗杆轴221。9.如权利要求8所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述连接机构为24联轴器组件或者是金属连接块。10.如权利要求7至9所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述外壳1上固定设置有具有一开口151的固定座15，所述安装座3罩设在所述固定座15外，所述开口151与所述第二腔133相连通，所述蜗轮凸伸出所述第二腔133并伸向所述固定座15中，所述涡轮轴凸伸出所述外壳1并与所述安装座3固定连接。11.如权利要求9所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述安装座3上开设有一收容空间31，所述固定座15插入所述收容空间31内，所述动力装置300安装在所述安装座3上位于所述固定座15插入方向的相对外表面。12.如权利要求7-11中任一项所述的倾转驱动机构100，其特征在于，所述蜗杆的导程角小于所述蜗轮和所述蜗杆啮合齿之间的当量摩擦角。13.一种飞行器200，包括机身201以及设置在机身201两侧的两个机翼202，其特征在于，两个所述机翼202上分别设置有与所述机翼202长度方向垂直的短翼203，所述短翼203的两端分别设置有权利要求1-12中任一项所述倾转驱动机构100，所述倾转驱动机构100的安装座3上固定安装有动力装置300。14.如权利要求13所述的飞行器200，其特征在于，所述机身201内设置有控制器，所述倾转驱动机构100的所述安装座3上设置有第一惯性测量单元4，所述外壳1上设置有第二惯性测量单元5，所述控制器与所述第一惯性测量单元4和所述第二惯性测量单元5电性连接,所述控制器根据所述第一惯性测量单元4和所述第二惯性测量单元5采集到的信息，得到所述倾转驱动机构100的所述安装座3的位置。15.如权利要求13或14所述的飞行器200，其特征在于，当所述飞行器200处于起降或者空中悬停状态时，所述倾转驱动机构100的所述安装座3处于垂直位置；当所述飞行器200处于飞行状态时，所述倾转驱动机构100的所述安装座3处于水平位置，并且所述短翼上背离飞行方向的动力装置300停止工作。16.如权利要求13-15中任一项所述的飞行器200，其特征在于，所述动力装置300为螺旋桨。17.一种倾转驱动机构的控制方法，其特征在于，包括步骤：获取第一惯性测量单元数据和第二惯性测量单元数据；根据获取的数据处理得到倾转驱动机构的倾转角度；控制驱动机构驱动，以使转轴带动安装座旋转至设定位置。18.如权利要求17所述的倾转驱动机构的控制方法，其特征在于，在所述控制驱动机构驱动，以使转轴带动安装座旋转至设定位置的步骤之前，还包括步骤：控制所述驱动机构的驱动电机旋转一周；根据与所述驱动电机相连的减速机构的减速比n1，以及所述驱动机构中第一旋转机构和第二旋转机构之间的传动比n2，计算得到所述驱动电机旋转一周时，所述倾斜驱动机构的旋转角度＝360°n1*n2。19.如权利要求18所述的倾转驱动机构的控制方法，其特征在于，在所述根据获取的数据处理得到倾转驱动机构的倾转角度的步骤之后，还包括步骤：根据获取的所述倾转角度，计算所述安装座旋转至所述设定位置时，所述倾转驱动机构需要转动的角度差；根据所述角度差和所述旋转角度，计算驱动电机的旋转角；控制驱动电机旋转。20.如权利要求17至19中任一项所述的控制倾转驱动机构的方法，其特征在于，所述倾转驱动机构为权利要求1至12中任一项所述的倾转驱动机构。

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