一种多电机驱动尾旋翼直升机的制作方法

本实用新型涉及直升机技术领域，具体为一种多电机驱动尾旋翼直升机。

背景技术：

大部分直升机采用一个主旋翼和一个尾旋翼的结构形式，主旋翼用来产生升力，尾旋翼用来抵消主旋翼产生的反扭力。为了减小尾旋翼的尺寸，同时避开主旋翼的下洗气流，尾旋翼需要安装在长长的尾梁上，因此需要长长的传动轴和多个减速器将动力从发动机传递到尾旋翼上，既增加了结构重量，又降低传动效率，同时降低可靠性。尾旋翼采用变距的方式进行控制，结构复制，操作机构距离远，设计难度大。正是由于上述原因，导致直升机尾旋翼故障率非常高，严重影响直升机的安全性。

于此，目前部分小型直升机采用一个电机驱动尾旋翼的结构，取消了传统直升机复杂的尾传动装置和操纵机构，大大简化了结构，降低重量，提供可靠性。然而随着直升机尺寸的增加，采用一个电机驱动尾旋翼面临一个问题，就是尾旋翼尺寸变大，转动惯量也越来越大，导致控制变得非常困难，直升机不能稳定飞行。目前采用一个电机驱动尾旋翼的直升机只在微型遥控模型直升机上有应用，极大的限制了电机驱动尾旋翼的应用。

技术实现要素：

1.需要解决的技术问题

本实用新型提出一种多电机驱动尾旋翼直升机，解决传统尾旋翼存在的结构复杂、故障率高的问题，以及一个电机驱动尾旋翼只能在微型直升机上使用。

2.技术方案

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种多电机驱动尾旋翼直升机，包括机身、起落架、主旋翼、尾梁和尾旋翼；所述主旋翼安装在所述机身顶部，一对所述起落架安装在所述机身底部，所述尾梁一端与所述机身尾部连接，另一端安装有不少于两个所述尾旋翼；每个所述尾旋翼包括电机和螺旋桨，所述电机固定在尾梁上，且每个所述电机驱动一个所述螺旋桨转动。

上述的多电机驱动尾旋翼直升机，其中，所述电机直接驱动所述螺旋桨转动。

上述的多电机驱动尾旋翼直升机，其中，所述电机通过减速器驱动所述螺旋桨转动。

上述的多电机驱动尾旋翼直升机，其中，所述尾旋翼数量为两个。

上述的多电机驱动尾旋翼直升机，其中，所述尾旋翼数量大于两个。

上述的多电机驱动尾旋翼直升机，其中，所述所述螺旋桨为定桨距螺旋桨。

上述的多电机驱动尾旋翼直升机，其中，所述电机优先采用永磁无刷电机。

上述的多电机驱动尾旋翼直升机，其中，所述主旋翼的旋转方向为顺时针或逆时针中的一种。

3.有益效果

(1)本实用新型的尾旋翼直升机采用多个尾旋翼，每个尾旋翼所需的尺寸都较小，从而降低每个尾旋翼的转动惯量，提高电机的响应速度，提高稳定性；消除尾旋翼传动结构和操纵结构，大大减少活动部件和重量，增加航程和增加直升机的可靠性；

(2)本实用新型的尾旋翼直升机所有尾旋翼产生的推力方向可以全部一致，用来抵消主旋翼产生的反扭力，这种结构适于大多数对机动性要求不太高的直升机；也可以至少有一个尾旋翼产生的推力方向与主旋翼产生的反扭力一致，用来增加自旋方向的操纵力，增加自旋方向的机动性，其余尾旋翼产生的推力用来抵消主旋翼的反扭力，比较适合运动型直升机。

附图说明

图1为本发明的一种多电机驱动尾旋翼直升机系统示意图；

图2为本发明的一种尾旋翼布置示意图；

图3为尾旋翼推力同向受力示意图；

图4为尾旋翼推力反向受力示意图。

图中：1-机身；2-起落架；3-主旋翼；4-尾梁；5-尾旋翼；6-电机；7-螺旋桨。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

请参阅附图1至附图4，本实用新型提供一种技术方案：参照附图1所述，一种多电机驱动尾旋翼直升机主要包括机身1、起落架2、主旋翼3、尾梁4、电机5和尾旋翼6。该发明具体实施过程如下，主旋翼3提供飞行所需的升力，尾旋翼5抵消主旋翼3产生的反扭力。尾旋翼5连接到电机6上，电机6固定在尾梁4上。电机4驱动螺旋桨7旋转，产生推力，推力通过电机6传递到尾梁4上，形成一个扭矩，抵消由于主旋翼3转动而产生的反扭力。如果采用多个电机6多个螺旋桨7，可以降低每个螺旋桨7的转动惯量和减小电机6尺寸，并获得较好的控制特性。

请参见附图2所述，另一种尾旋翼在尾梁上的布置方式，尾旋翼5在尾梁4上一字排开。

请参见附图3尾旋翼推力同向受力示意图。当主旋翼3顺时针旋转时，直升机会产生一个逆时针的反扭力，尾梁4上的两个所述电机6产生方向相同，抵消反扭力。

当需要直升机顺时针自旋时，所述电机6提高转速，所述尾旋翼5推力增高，尾旋翼5推力大于主旋翼3反扭力，从而推动直升机顺时针自旋。当直升机需要逆时针自旋时，所述电机6降低转速，尾旋翼5推力减少，尾旋翼5推力小于主旋翼3反扭力，反扭力推动直升机顺时针自旋。直升机尾旋翼5要考虑直升机各种飞行状态，尾旋翼5推力具有较大余量，尾旋翼5最大推力要远大于主旋翼3反扭力，这样顺时针旋转时可以获得较高的转速，而逆时针旋转时转速较慢。一般直升机不需要较高的自旋速度，影响不大，但对于运动型直升机，会有较大影响。为了解决这个问题，可以采用附图4的方案。即至少有一个尾旋翼5产生的推力方向与主旋翼3产生的反扭力一致，用来增加自旋方向的操纵力矩，增加自旋方向的机动性，其余尾旋翼5产生的推力用来抵消反扭力。

请参见附图4尾旋翼推力反向受力示意图。当主旋翼顺时3针旋转时，直升机会产生一个逆时针的反扭力，两个所述电机6产生方向相反，两个所述电机6产生的推力用来抵消反扭力，用来增加直升机自旋逆时针旋转的推力。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由所附权利要求及其等同物限定。

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