本发明涉及直升机尾桨驱动技术领域，特别涉及一种直升机电动尾桨驱动装置。
背景技术：
直升机在军事、救援、农业等领域具有不可替代的作用。随着科技的发展，直升机智能化、长航时等特点，直升机电动化成了必然的发展趋势。直升机电动尾桨技术的发展可以为直升机全电驱动打下基础，成为电动飞机的技术积累。
直升机飞行过程中，尾部桨叶的功率在不同飞行姿态下变化很大，如图1所示为某型号直升机在某一飞行剖面下的尾桨载荷谱，直升机水平直飞的过程中，尾桨功率一般比较低，仅仅为峰值功率的五分之一，而在急转弯和急速侧风的情况下，尾桨往往能够达到峰值功率，需要尾桨有短时高功率的输出才能保持直升机的稳定飞行。在设计尾桨电机的过程中，如果按照峰值功率设计，虽然能满足电机尾桨功率需求，但是直升机绝大部分的飞行状态在平飞，电机长时间工作在额定工作点以下，效率偏低，如果按照正常平飞所需功率来设计，虽然能保证电机大部分时间在额定工作点工作，但无法满足峰值功率的需求，在长时间的急转弯或者侧风环境下可能会烧毁电机，酿成事故。
因此，我们需要一种直升机电动尾桨驱动方案，满足直升机在特定飞行剖面下的各姿态尾桨功率需求。
技术实现要素：
为了克服上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种直升机电动尾桨驱动装置，通过三个驱动电机实现桨叶的旋转推动，从而保证各个电机都在高效的范围内工作，节省用电的需求，提高系统的效率，满足直升机在特定飞行剖面下的各姿态尾桨功率需求。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
一种直升机电动尾桨驱动装置，包括直升机机身尾梁10，直升机机身尾梁10上设置有驱动电机，驱动电机包括驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33，驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33串联安装在直升机机身尾梁10末端的一个轴上，且在轴的两端设置有第一支撑轴承21和第二支撑轴承22，驱动电机的输出端与尾桨轴34直接相连，尾桨轴34顶部设置有尾桨51，所述的尾桨轴34上安装变桨距机构41，变桨距机构41通过拉杆42与尾桨51相连。
所述的驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33设置在尾桨轴34上且为相互独立的动力结构。
所述的驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33外侧设置有外壳，外壳为沿着尾桨轴34轴向有通风道的结构形式。
所述的直升机机架尾梁10的直升机机架尾梁末端11采用轮辐式结构。
本发明的有益效果：
本发明的支撑轴承一方面可以减少摩擦，另一方面，尾桨在旋转过程中所产生的径向力、轴向力、径向不平衡力和弯矩通过轴承传递到直升机尾梁上，避免电机承受轴向力和弯矩，提高电机的工作稳定性，通过三个驱动电机实现桨叶的旋转推动，从而保证各个电机都在高效的范围内工作，节省用电的需求，提高系统的效率，满足直升机在特定飞行剖面下的各姿态尾桨功率需求。
附图说明
图1是某型号直升机飞行剖面尾桨载荷谱。
图2是直升机电动尾桨驱动方案示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
如图2所示：驱动方案由驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33产生驱动力，经过尾桨轴34带动尾桨35完成旋转。
驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33串联安装在直升机机身尾梁10末端。
驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33在动力上是并联方式。驱动电机一31按照常规飞行功率进行设计，正常平飞的情况下，利用驱动电机一31就满足了驱动的要求；驱动电机二32按照5分钟的短时工作模式(扭矩满足要求，工作平稳工作时间为5分钟)进行设计，在起降过程中，驱动电机二32投入工作，保证起降过程中的尾桨载荷增加的需求；驱动电机三33是为了满足临时的峰值功率而进行设计，其工作时间为1分钟以下，以满足直升机瞬时峰值功率很高的要求。
驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33与直升机机身尾梁10末端之间通过第一支撑轴承21和第二支撑轴承22连接。第一支撑轴承21和第二支撑轴承22一方面可以减少摩擦，另一方面，尾桨在旋转过程中所产生的径向力、轴向力、径向不平衡力和弯矩通过轴承传递到直升机尾梁上，避免电机承受轴向力和弯矩，提高电机的工作稳定性。
变桨距机构41安装在尾桨轴上，可以完成轴向运动，通过拉杆42完成对尾桨35攻角的改变。
直升机机身尾梁末端部分11为轮辐式机构，保证螺旋桨产生的气流能够顺利流过，减少气流对直升机尾部的影响。
驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33外壳设计为沿着轴向有通风通道的结构形式，利用尾部桨叶产生的轴向气体的流通，进行强制风冷。
通风道处通过增加电机表面积的方式增加机体与气流的接触面积，有效增加散热效率，提高电机的散热性能，合理控制电机温升。
该变桨距机构41采用传统的变桨距机构设计，所以并没有在本专利中详细的进行叙述。
本发明工作原理：
该直升机电动尾桨驱动方案，由直升机机身尾梁10、驱动电机、尾桨轴34、支撑轴承、变桨距机构41、尾桨51等结构组成。使用图2作为一个设计实例，直升机电动尾桨相比传统的机械尾桨，省掉了尾桨传动轴和尾减速器，驱动电机一31，驱动电机二32和驱动电机三33结构上采用串联安装，通过第一支撑轴承21和第二支撑轴承22固定在直升机机身尾梁10上，这样安装布置一方面可以减少摩擦，另一方面，尾桨在旋转过程中所产生的径向力、轴向力、径向不平衡力和弯矩通过轴承传递到直升机尾梁10上，避免电机承受轴向力和弯矩，提高电机的工作稳定性。驱动电机输出轴与尾桨轴34直接相连，尾桨轴34上安装变桨距机构41，变桨距机构41通过轴向移动带动拉杆42的移动，进而改变尾桨51攻角，调整尾桨作用力，改变直升机飞行状态。
根据图1所示的飞行剖面下的尾桨载荷谱可以看到，尾桨的输出功率变化范围很大，但在稳定飞行状态下大部分时间功率并不高。因此，我们设计了三个电机来驱动尾部桨叶，驱动电机一31按照常规飞行功率进行设计，正常平飞的情况下，利用驱动电机一31就满足了驱动的要求；驱动电机二32按照5分钟的短时工作模式(扭矩满足要求，工作平稳工作时间为5分钟)进行设计，在起降过程中，驱动电机二32投入工作，保证起降过程中的尾桨载荷增加的需求；驱动电机三33是为了满足临时的峰值功率而进行设计，其工作时间为1分钟以下，以满足直升机瞬时峰值功率很高的要求。
三个驱动电机，从结构上看，是串联安装在一个轴上，从力的角度看，是并联的方式，实现桨叶的旋转推动，从而保证各个电机都在高效的范围内工作。节省用电的需求，提高系统的效率。