CN201784808U

CN201784808U - 一种舰载机起飞弹射器

Info

Publication number: CN201784808U
Application number: CN2010202315111U
Authority: CN
Inventors: 吕铁燕
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2010-06-22
Filing date: 2010-06-22
Publication date: 2011-04-06
Anticipated expiration: 2020-06-22

Abstract

本实用新型涉及一种航空母舰上的舰载机起飞弹射装置。其结构是在前曳引轮与后曳引轮之间套接有牵引绳索，在牵引绳索上设有牵引滑块，所述前曳引轮与前驱动机构相接，所述后曳引轮与后驱动机构相接；在所述前驱动机构和所述后驱动机构中分别设有旋转动能存储器；在所述牵引绳索的下回转段的下方设有张紧轮，在所述张紧轮的下部设有控制所述张紧轮上下移动的张紧轮驱动机构。本实用新型比蒸汽弹射器的效率提高一倍以上，在不加大输入能量的情况下，弹射周期可缩短一倍。本实用新型构造简单，造价远小于蒸汽弹射器，且功率任意调整，能弹射小型飞机，满足了使用需要。

Description

一种舰载机起飞弹射器

技术领域

本实用新型涉及一种航空母舰上的甲板设施，具体地说是一种舰载机起飞弹射装置。

背景技术

现在航空母舰上舰载机的起飞方式是用蒸汽弹射器弹射起飞，蒸汽弹射器存在有很多缺点，一是结构复杂，造价高；二是其本身对材料、工艺要求很高；三是耗费大、效率低(一般只有4-6％)；四是系统复杂，操作人员多，维修工作量大；五是由于弹射功率大，所以需消耗大量的淡水；六是弹射周期长；七是功率不易调整，不便弹射小型飞机(如无人机)。

发明内容

本实用新型的目的就是提供一种舰载机起飞弹射装置，以克服现有弹射装置存在的不足，提高弹射功率，满足使用需要。

本实用新型是这样实现的：一种舰载机起飞弹射装置，在前曳引轮与后曳引轮之间套接有牵引绳索，在牵引绳索上设有牵引滑块，所述前曳引轮与前驱动机构相接，所述后曳引轮与后驱动机构相接；在所述前驱动机构和所述后驱动机构中分别设有旋转动能存储器；在所述牵引绳索的下回转段的下方设有张紧轮，在所述张紧轮的下部设有控制所述张紧轮上下移动的张紧轮驱动机构。

所述前驱动机构是在主驱动轴的一端接有前驱动机，另一端通过摩擦离合器接前曳引轮；在所述摩擦离合器上接有离合器操纵器；所述旋转动能存储器安装在所述主驱动轴上。

在所述摩擦离合器的外围设有离合器冷却装置。

所述旋转动能存储器为配重轮。

在所述牵引绳索的上回转段的底面设有牵引滑块滑动导轨，在所述牵引绳索的下回转段上设有牵引滑块回位驱动装置。

在所述牵引绳索的上回转段和/或所述牵引绳索的下回转段设有牵引绳索刹车制动器。

本实用新型结构简单，技术成熟，对材料、工艺要求不高，且维修简单；效率可达12％以上，与蒸汽弹射器相比，效率提高一倍以上；在不加大输入能量的情况下，弹射周期可缩短一倍以上。本弹射器总重量不超过300吨，其制造简单，造价远小于蒸汽弹射器。本实用新型的输出功率能任意调整，故能弹射小型飞机(如无人机)，由此满足了使用需要。

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图。

具体实施方式

如图1所示，在前曳引轮6与后曳引轮2之间套接有牵引绳索5，在牵引绳索5上设有牵引滑块4。在牵引绳索5的上回转段的底面设有牵引滑块滑动导轨14，在引绳索5的下回转段上设有牵引滑块回位驱动装置15。张紧轮13设在牵引绳索5的下回转段的下方，在张紧轮13的下部设有张紧轮驱动机构12，通过控制张紧轮13的上下移动位置，达到控制牵引绳索5的张紧度的作用。在牵引绳索5的上回转段和牵引绳索5的下回转段上分别设有牵引绳索刹车制动器3。

图1中，本实用新型设置有两套结构相同或不同的驱动机构，其中，前曳引轮6与前驱动机构相接，后曳引轮2与后驱动机构相接。在前驱动机构和后驱动机构中分别设有旋转动能存储器10；旋转动能存储器10可选制为常规的配重轮形式。

图1中，前驱动机构是在主驱动轴8的一端接有前驱动机11，另一端通过摩擦离合器7接前曳引轮6；在摩擦离合器7上接有离合器操纵器9；旋转动能存储器10安装在主驱动轴8的中部。为使摩擦离合器7的工作保持正常，在摩擦离合器7的外围设有离合器冷却装置1。

本实用新型的工作原理是：

第一步：准备阶段

1、将在初始位置(A处)的牵引滑块4和将要弹射的飞机联结好；

2、同时启动前驱动机构和后驱动机构中的驱动机(电动机或汽轮机)，使主驱动轴8及旋转动能存储器10达到预定转速；

3、张紧轮13在低位，与牵引绳索5相脱离，牵引绳索5呈无张力松驰状态；

4、牵引绳索刹车制动器3呈松开状态；

5、前、后驱动机构中的摩擦离合器均呈分离状态；

6、前、后两个离合器冷却装置1在本弹射器工作期间始终保持工作。

第二步：弹射加速阶段

1、在张紧轮驱动装置12的作用下，张紧轮13向上运动，压紧牵引绳索5并使牵引绳索5产生预定的张力；

2、启动离合器操纵器9，使摩擦离合器7闭合，前曳引轮6与后曳引轮2加速转动，从而带动牵引绳索5和牵引滑块4以及弹射架上的飞机呈加速状态快速前行；

3、此时，驱动机11和旋转动能存储器10均已从其预定的工作转速开始做匀减速运动。

第三步：弹射减加速(加速度减小)阶段

1、当牵引滑块4到达B点时，离合器操纵器9控制摩擦离合器7开始进入分离状态，由于牵引绳索5的弹性释放，使牵引滑块4进入减加速阶段(时间很短)，此时驱动机11达到工作的预定最小转速；

2、同时，张紧轮13在张紧轮驱动装置12的驱动下，快速向下移动，使牵引绳索5的张力迅速减小到零；

3、当牵引滑块4到达C点时，飞机到达预定的起飞速度，此时，牵引滑块4对飞机的牵引作用力降为零，飞机脱离牵引滑块4在自身发动机的推动下起飞。

第四步：弹射器制动阶段

1、当牵引滑块4到达C点时，由于惯性力的作用，牵引绳索5和牵引滑块4继续运动，此时，同时启动牵引绳索刹车制动器3，使牵引绳索5减速制动；当牵引滑块4达到终点(D点)时，牵引绳索5停止运动；

2、此时驱动机11和其驱动的旋转动能存储器10已从其最小工作转速开始加速。

第五步：弹射器进入准备阶段

1、前曳引轮6和后曳引轮2停转后，松开两个牵引绳索刹车制动器3；

2、启动牵引滑块回位驱动装置15，使牵引滑块4退回起始位置(A点)，准备进入下一弹射工作循环；

3、使驱动机11和其驱动的旋转动能存储器10达到预定的启动工作转速，进入下一弹射循环。

本实用新型的数据计算实例如下：

世界上最大的C-13-1型蒸汽弹射器可将36.3吨的舰载机在94.6米的行程内以95米/秒的高速弹射出去。蒸汽弹射器总重量接近500吨，每次弹射最大输出能量可达到95兆焦耳，所需能量≥95÷0.06＝1583兆焦耳，最短工作周期为45秒，以此概算如下：

一、设置条件如下：

1、配备预力系留系统——飞机受力达到最大推力方可起动，飞机做均加速运动；

2、被弹飞机自重36.3吨，选用AL-31F飞机发动机(两台)，推力＝12500公斤力×2＝25吨力；

3、将弹射距离设为95米；

4、牵引绳索选用线接触钢丝绳，直径Φ56，长210米，共重2.4吨；

5、牵引滑块0.4吨，两曳引轮的直径Φ3000mm，牵引绳系(包括牵引绳、牵引滑块、曳引轮和张紧轮)的阻力5吨；

6、旋转动能储能器的转子直径Φ2800mm，长约1000mm，采用钢质配重轮结构，与驱动机一起转动，其转动惯量之和为J＝47530公斤·米·米；

7、选用圆锥式摩擦离合器，摩擦材料为电木和硬钢(摩擦系数0.35，圆锥工作表面的平均直经Φ2800，锥顶半角＝20℃，两台离合器操纵器的有效推力＝4.11曳引力。

二、计算如下：

1、飞机所需受纯推力 F＝36.3×95×95÷(2×95)＝1725KN＝172.5吨力

2、起飞时间 T＝95×2÷95＝2秒

3、飞机加速度 a＝95÷2＝47.5米/秒×秒，过载47.5÷9.8＝4.85g

4、本弹射器所需有效功：

Q＝(172.5-25+2.4+0.4+5)×9.8×95＝144584KJ＝144.6兆焦

5、单台离合器操纵器的有效推力＝155.3×4.11÷2＝319.14吨力；

6、本射器弹射完成瞬间旋转动能储能器转子转速应不小于(摩擦离合器已接合)V0＝604转/分；此时，两台旋转动能储能器所含动能＝190.15兆焦；

7、在弹射过程旋转动能储能器做匀减速运动，两台圆锥式摩擦离合器弹射过程消耗的能量(摩擦力所作功)+飞机起飞消耗的功(Q)＝两台旋转动能储能器起弹和完成瞬间所含动能的差值，由此得出起弹时旋转动能储能器的转速：Vq＝1045转/分；

两台圆锥式摩擦离合器弹射过程消耗的能量＝233兆焦(摩擦力矩与转角的乘积)；

单次弹射过程弹射器总消耗能量＝144.6+233＝377.6兆焦；

本弹射器的机械效率＝144.6÷377.6＝38％；

两台旋转动能储能器起弹时所含动能＝569.19兆焦；

8、本弹射器弹射的最短工作周期取20秒，则两台主驱动电机的功率＝377.6÷20÷2＝9.44兆瓦＝0.944万KW，故采取两台1万KW的变频调速电机；

9、本弹射器圆锥式摩擦离合器采用海水冷却，进出水温差定为20℃，则单次弹射循环用水量≥233×1000÷84＝2774(kg)＝2.8吨，冷却水流量＝2.8×3＝9立方米/分；

10、本弹射器第一次弹射准备时间＝569.19÷20＝28.5秒；

11、本弹射器如用电动机驱动，又由于蒸汽发电(含汽轮机和发电机)的效率约为35％，固本弹射器的效率＝38％×35％＝13％；

本弹射器如用汽轮机驱动，由于汽轮机的效率约为38％，固本弹射器的效率＝38％×38％＝14％。

本弹射器的驱动机如果使用电动机，则可使用两台(或一台)矢量控制变频调速器进行控制，根据所弹射飞机的性能等参数计算出：

a.牵引绳索张紧系统的驱动力(由张紧力决定)；

b.圆锥式摩擦离合器接合器的操纵力(由牵引力决定)；

c.旋转动能储能器的起弹速度。

在系统进行相应的调整后，本弹射器即可弹射各种类型的飞机，如无人机等。

以上仅是证明本实用新型的可行性的计算，具体实施需进行各部件的详细设计并进行试验修正。

Claims

1.一种舰载机起飞弹射器，在前曳引轮(6)与后曳引轮(2)之间套接有牵引绳索(5)，在牵引绳索(5)上设有牵引滑块(4)，其特征是，所述前曳引轮(6)与前驱动机构相接，所述后曳引轮(2)与后驱动机构相接；在所述前驱动机构和所述后驱动机构中分别设有旋转动能存储器(10)；在所述牵引绳索(5)的下回转段的下方设有张紧轮(13)，在所述张紧轮(13)的下部设有控制所述张紧轮上下移动的张紧轮驱动机构(12)。

2.根据权利要求1所述的舰载机起飞弹射器，其特征是，所述前驱动机构是在主驱动轴(8)的一端接有前驱动机(11)，另一端通过摩擦离合器(7)接前曳引轮(6)；在所述摩擦离合器(7)上接有离合器操纵器(9)；所述旋转动能存储器(10)安装在所述主驱动轴(8)上。

3.根据权利要求2所述的舰载机起飞弹射器，其特征是，在所述摩擦离合器(7)的外围设有离合器冷却装置(1)。

4.根据权利要求2所述的舰载机起飞弹射器，其特征是，所述旋转动能存储器(10)为配重轮。

5.根据权利要求1、2、3或4所述的舰载机起飞弹射器，其特征是，在所述牵引绳索(5)的上回转段的底面设有牵引滑块滑动导轨(14)，在所述牵引绳索(5)的下回转段上设有牵引滑块回位驱动装置(15)。

6.根据权利要求1、2、3或4所述的舰载机起飞弹射器，其特征是，在所述牵引绳索(5)的上回转段和/或所述牵引绳索(5)的下回转段设有牵引绳索刹车制动器(3)。