1.一种航空发动机脱险助力系统，包括：螺旋桨、电动/发电两用机和发动机，所述发动机、电动/发电两用机和所述螺旋桨同轴连接；所述发动机向所述发动机驱动多旋翼的电动脱险助力系统，其特征在于：所述电动/发电两用机用起飞标定电压程序设置标定电压，其中，1/2标定电压为电动助力状态的基准电压，若施加大于1/2标定电压为电动加力状态，若施加小于1/2标定电压为电动减力状态，若施加0电压为发电状态，所述电动/发电两用机的输出功率不大于所述发动机输出功率的5％，所述1/2标定电压使每个螺旋桨产生的升力+每个发动机产生的升力‑多旋翼直升机克服的起飞重力/n个螺旋桨＝0；

所述航空发动机脱险助力系统还包括：转矩传感器、转速测量器、蓄电池和系统控制器，所述转矩传感器和转速测量器分别用于检测所述发动机、电动/发电两用机以及螺旋桨的转矩和转速，所述蓄电池容量不大于所述电动/发电两用机工作30秒的用电量；

所述系统控制器用于保存所述电动机转速/转矩/电压特性曲线表、所述发动机转速/转矩/耗油特性曲线表、所述螺旋桨转速/转矩/升力特性曲线表、A1组最小油动参数表和A0组最大油动参数表；

所述系统控制器用于执行：测量多旋翼直升机动态参数、设置所述多旋翼直升机起飞标定电压以及控制所述多旋翼直升机姿态调整的流程；

所述航空发动机脱险助力系统还包括：同轴油/电混合驱动的脱险装置，所述同轴油/电混合驱动的脱险装置具体包括：止逆器、差速传感器、脱险检测单元，其中，所述止逆器安装在与所述电动/发电两用机与发动机之间同轴连接，所述差速传感器与所述脱险检测单元连接，所述脱险检测单元包含于所述系统控制器之中；

所述脱险检测单元用于：通过所述差速传感器实时监测所述止逆器两端轴的转速，当所述发动机正常旋转时所述止逆器两端轴刚性连接，当所述发动机出现故障停转，或所述电动/发电两用机转速大于所述发动机转速时，所述止逆器两端轴就会断开，从而出现转速差；当所述转速差被所述脱险检测单元监检测到时，则就由系统控制器做出应急处理；

其中，所述测量多旋翼直升机动态参数以及设置所述多旋翼直升机起飞标定电压的流程包括：

启动所述发动机，逐渐加大所述发动机的输出功率，并测量所述多旋翼直升机的离地距离；若所述发动机输出功率大于A0组最大油动功率时离地距离仍然为0，则确定所述多旋翼直升机为超重，停止起飞；当所述发动机输出功率小于A0组最大油动功率，就已经达到了预设的离地距离，便对所述电动机逐渐施加电压，同步降低发动机的输出功率，且保持所述多旋翼直升机在空中悬停，直至所述发动机输出功率等于A1组最小油动参数的功率时，将此时施加在所述电动机上的电压设定为标定电压，之后逐渐加大所述发动机的输出功率，同步降低所述电动机上的电压至所述1/2标定电压为飞行常态工作基准电压。

2.根据权利要求1所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，还包括：飞行控制器，所述飞行控制器与所述系统控制器连接。

3.根据权利要求2所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述系统控制器分别连接所述飞行控制器、所述蓄电池、转矩测量器、所述转速测量器、所述电动/发电两用机和所述发动机。

4.根据权利要求3所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述蓄电池分别连接所述飞行控制器和所述电动/发电两用机。

5.根据权利要求2所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述系统控制器包括功率检测单元、飞控指令处理单元、电动/发电切换单元、电量检测单元、发动机功率调配单元和充放电控制单元。

6.根据权利要求5所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述功率检测单元分别连接转矩测量器和所述转速测量器。

7.根据权利要求5所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述电动/发电切换单元分别连接所述功率检测单元、所述飞行控制器和所述电动/发电两用机。

8.根据权利要求5所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述飞控指令处理单元连接所述飞行控制器；所述电量检测单元分别连接所述电动/发电切换单元和所述蓄电池。

9.根据权利要求5所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述发动机功率调配单元分别连接所述电量检测单元、所述功率检测单元和所述发动机。

10.根据权利要求5所述的航空发动机脱险助力系统，其特征在于，所述充放电控制单元分别连接所述电量检测单元、所述功率检测单元和所述蓄电池。