专利名称：超轻型飞机短距起落装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞机的起落装置。
超轻型飞机是七十年代新兴的机种，其特点是小巧玲珑，通常，机身长5～8米，翼展10米(一种特别的超轻型飞机-“伞翼机”的翼展更小)，起飞重量M为160～300公斤，可载1～3人;动力功率小，为30～60马力，起飞速度约为50公里/小时，巡航速度约为60～100公里/小时，失速速度约为40公里/小时，甚至30多公里/小时。它灵活、方便、稳定性能好，噪声小，造价、维修费低，耗油省，广泛用于农林业、旅游、交通等部门。但与所有固定翼飞机一样，需要足够长的跑道用于起飞、着陆，这使它的使用受到很大的限制。
改进起飞和着陆性能的装置有起飞弹射装置，起飞加速器或加速车，斜台发射装置、阻力伞或板和拦网等。
常用舰载飞机的短距起飞着陆装置分别是蒸汽式弹射装置和液压作动筒，(史超礼著《航空概论》第242～243页，国防工业出版社出版，1978年)。蒸汽式弹射装置的主要构件是作动筒，它靠船用蒸汽发动机产生的高压蒸汽推动作动筒中的活塞运动。活塞上连有牵引钩，钩牢一个圆环，圆环靠钢索连接在飞机上。作动筒上开有狭槽，在甲板上还开有狭缝，以便牵引钩沿着狭缝拉着飞机向前助力滑跑。而着陆装置是在甲板上横拉着的几根10～15cm高的着陆钢索，它的两端绕过定滑轮连接在受力的液压作动筒上。飞机着陆时，放下尾钩，并钩住其中一根钢索，拉着它向前滑跑一段，这时钢索使拉着活塞在作动筒中运动，消耗飞机动能，使飞机的速度很快降低，并停止前进。
上述装置需弹射和着陆两套装置，结构较复杂。
本发明的目的是提供一种主要用于超轻型飞机短距起落的装置，尤其可使超轻型飞机在屋(楼)顶阳台短距起落的装置，其结构简单，费用极低，起飞与着陆共用一套装置。
本发明包括动力装置、滑轮、牵引机构、抽气设备、固定器和控制系统等部分。动力装置采用真空作动筒助力器，作动筒中有活塞，活塞上带牵引钩或环，前端设小孔即作动筒筒口与大气相通，作动筒还设入气口和抽气口，抽气口与抽气设备相连，入气口和抽气口均设有密封机构。通常采用一对对称放置的作动筒，形状以圆柱形为宜。牵引机构设牵引索、拉索和滑轮组，与活塞连接。
滑轮位于作动筒口的前端，可设两组定滑轮。第一组分别固定在作动筒口的正前方，连接活塞牵引钩的牵引索绕过这对定滑轮;另一组定滑轮可垂直升降，位于第一组定滑轮之间。
抽气设备可采用通用型抽气机，例如真空泵。
固定器包括飞机固定器和作动筒活塞固定器。可采用控制机构控制锥形固定杆配合安装于飞机轮和牵引索上的圆环来完成。控制机构可用继电器。当飞机固定杆伸出时，插入安装于飞机前轮后部的圆环，将飞机固定;当飞机固定杆缩入时，飞机固定杆退出此圆环，飞机可自由运动。同理，当作动筒活塞固定杆伸出时，插入牵引索上的圆环，将活塞固定于某一位置，并封闭住作动筒口;当作动筒活塞固定杆缩入时，解除对活塞的固定作用。飞机固定器的控制机构可以设在跑道下，以便不影响飞机的着陆滑跑。
飞机着陆前，控制系统使跑道上的可垂直升降滑轮组下降到跑道面以下，开启信号灯。例如利用无线电遥控通信机或由地面人员指挥、控制。
拉索用于牵引索与飞机之间的连接，其一端连在牵引索的中间，另一端系一圆环，以便牵引飞机的弹射钩。
本装置还可附设绊绳，绊绳与作动筒轴线垂直。
以下分析飞机的弹射起飞过程。
起飞前，打开作动筒1的入气口4，如
图1所示，让空气进入作动筒，将作动筒活塞3拉到作动筒筒口2处，然后关闭入气口，这时活塞封住作动筒筒口。用活塞固定圆环7套入活塞固定杆8将活塞固定(见图2)。启动连接于抽气口5的抽气设备，这时，活塞受到向后的吸力，但因被固定而不能向后移动。将飞机推向跑道D处，升起可升降的滑轮组10，将拉索11扣住飞机12前轮上的弹射钩13，如图3和4所示。用飞机固定器固定飞机，飞机固定圆环14套入飞机固定杆15中，飞机固定控制器16埋设在跑道以下。启动飞机发动机，当动力达最大时，由控制器9和16控制活塞固定杆和飞机固定杆动作，这时，活塞由d-b-a运动，同时牵引飞机由D向C助力滑跑，在DC段短距加速后离地起飞，脱离拉索。
飞机弹射起飞后，牵引索6恢复了弹射飞机前的状态。
为了使飞机弹射过程中沿跑道中线方向滑跑，跑道中线上最好设有定向索17，见图5，并在跑道中线上的后端设一根短杆18，定向索可固定在短杆顶部。还可在可垂直升降定滑轮基板19上设另一短杆20，此短杆的上部直径小，下部直径大，上、下部同轴心。定向索圆环21可套住短杆20的上部，但不能套入其下部。这样定向索被拉成一条平行于跑道面并与跑道中线同向的直线，它离跑道有一定的高度，但比牵引索和拉索都低，不影响安全起飞。
显然，飞机着陆前，控制可升降定滑轮下降时，定向索前端的圆环受到跑道面的向上阻力而脱离基板上的短杆，从而使定向索松驰，不影响飞机着陆。
以下以具体数据分析用真空作动筒助力器可以大大缩短超轻型飞机的起飞与着陆滑跑距离的原理。
飞机着陆滑跑时，受到牵引索的阻力为f＝2FCoSθ，其中θ是飞机在牵引索阻碍下滑跑时，牵引索与作动筒筒身的夹角(θ≤90°)。因为θ是变量，所以f也是变量。当θ＝θmin时，f达最大值。可以证明，变力2FCosθ在着陆滑跑位移1时对飞机所做的功(阻力功)为WO=2F(12+(r2)2-r2)]]>，式中r是两作动筒间的距离。
设超轻型飞机的起飞重量M＝300公斤，起飞速度Vt＝50公里/小时，着陆速度Vo＝40公里/小时，经“飘落触地”后的滑跑速度Vo′＝35公里/小时。
为什么Vo会减小到Vo′呢？因为飞机在“飘落触地”过程中飞机动力被逐步减小，又受到空气阻力。
飞机着陆滑跑是在助力器阻力作用下进行的，这个过程飞机速度由Vo′减小到零(即飞机停下)。这个过程应符合动能定理 1/2 MV′2o＝Wo，即12MV′ 2O=2F(12+(r2)2-r2)]]>..(1)设作动筒内半径，即活塞半径R＝8cm，那么，活塞面积S′＝πR2。由于在飞机着陆滑跑过程中，活塞前后面气压约差1atm，所以活塞受作动筒吸力F＝S′P＝S′×1atm＝S′×1千克/厘米2＝2009.6(牛频)。设两作动筒相距r＝10米，将这些数据及M＝300千克，Vo′＝35公里/小时代入(1)式中，求得1＝7米，所以飞机在助力器阻力作用下的着陆滑跑距离1为7米。
再来计算超轻型飞机的助力起飞滑跑距离S。由上面可知，活塞面积S′＝πR2，R＝8厘米，所以S′＝π×82。又因作动筒内空气被抽光后，活塞前后面气压差P≈1atm，所以活塞受到吸力F＝π×82×1atm＝π×82×1千克/厘米2＝2009.6(牛顿)。又因两个可垂直升降的定滑轮相距很近(如2厘米)，牵引索绕过它后呈图3所示形状，所以牵引索作用在飞机上的力约为每个作动筒对活塞吸力的两倍(2F)。
飞机在助力器作用下，滑跑起飞时应符合动能定理 1/2 MVt2＝2FS，将M＝300公斤，F＝2009.6牛顿，Vt＝50公里/小时，代入上式得S＝6.3(米)。由于牵引索被拉成图3形状，所以所需作动筒的长度即飞机起飞距离S＝6.3米。飞机在起飞滑跑时，本身发动机动力除用于克服空气阻力外还有一部分用于加速飞机，以上计算忽略了这个力，故实际上所需作动筒尺寸可比上述的小些。
飞机着陆滑跑时还有一种方法，即以跑道后端向前端滑跑方向与图所示相反，但本质上与图6相同。
飞机着陆滑跑距离1总受到作动筒长S的限制，但可以证明超轻型飞机的着陆滑跑距离总不超过这个限制。
上述飞机着陆滑跑距离的计算是假设了飞机前轮起落架直梁正好顶到牵引索中点，可以证明若是顶在旁边，那么飞机的着陆滑跑距离将是更短的。
若上述超轻型飞机不用助力器，它的起飞，着陆滑跑距离都是80米。可见利用助力器可大大缩短它的起飞着陆滑跑距离。以上实例具有代表性，因超轻型飞机的Vt、Vo′值都差不多。根据 1/2 MVt2＝2FS和12MV′ 2O=2F(12+(r2)2-r/2)]]>，虽然M越小，那么2FS和2F(12+(r2)2-r/2)]]>也越小，若作动筒内径与上述相同(即F相同)，那么起飞滑跑距离S(即作动筒长)可越短，并且着陆滑跑距离1也越短。一般超轻型飞机M＜300公斤，故其S＜6.3米，1＜7米，若不利用助力器，它的S，1一般为50～70米。
在保证2F不超过该超轻型飞机的超载值的前提下，应使F尽量大，从而使S，1更小(但F太大，R也大，制造困难)。
对于少数M＞300公斤，Vt＞50公里/小时的超轻型飞机(如有一种超轻型飞机M＝500公斤，Vt＝60公里/小时)，可同时采用扩大作动筒R和增长作动筒S两种方法，或用图7所示的多对作动筒重叠法。
综上所述，利用作动筒助力器可大大缩短超轻型飞机的起飞，着陆滑跑距离，尤其可将超轻型飞机的跑道建到屋(楼)顶阳台上。
超轻型飞机要在屋(楼)顶阳台跑道着陆前，应先控制跑道信号灯22亮，沿阳台跑道中线发射出一条信号灯光(如图9所示)，飞机沿着灯光，以离灯光某一高度超低空飞入阳台(一般为2～3米，少数超轻型飞机为4米)。飞机一旦飞入阳台马上开始“飘落触地”，通常从2～3米高度经“飘落触地”落到阳台面，这个过程的水平位移为10多米至20米，这段水平位移区称为阳台的“飘落触地水平位移区”。飞机在阳台着陆后，在助力器的阻力作用下需再滑跑一段才停下，这一段称“着陆滑跑区”。阳台所需的大小由这两个区决定。若在“飘落触地区”筑一斜坡(见图8)，那么可大大缩短该区所需的长度，从而缩短整个阳台所需的长度。显然，坡度越大，这个效果越好。但坡度太大，飞机在坡上着陆时受震动也大，可考虑在起落架装减震装置。若使斜坡最高处H等于或大于飞机超低空飞入的高度h，即H≥h时，飞机可不通过“飘落触地”而平飞到坡上着陆。显然，“飘落触地水平位移区”筑成斜坡后，“着陆滑跑区”应筑成与斜坡最高处H等高的平台mn。以上办法不限于阳台跑道。
在图8中，1为飞机着陆滑跑距离，L′和L″分别为不加斜坡和加斜坡时的“飘落触地水平位移”，f-m-G为飞机“飘落触地”轨迹，m-g为虚设的斜坡，m-n为虚设的增高平台，m为飞机在虚设斜坡的触地点，G为没有斜坡时飞机在阳台上的触地点。显然，斜坡最高处H小于超低空飞行高度h，所以飞机不能平飞到斜坡上着陆，而因采取“飘落触地”方法，使飞机在飘落过程中在斜坡上的m点触地。
本发明依超轻型飞机的特殊性能，如起飞速度及失速度低，涂辗尚行阅芎茫鸱芍亓啃〉龋纳品苫鸱杉白怕叫阅艿淖爸煤隙唬纱蠓人醵坛嵝头苫钠鸱杉白怕交芫嗬耄菇ㄅ艿赖姆延镁缂酰绕淇捎寐ザパ籼孀雠艿馈Ａ硗猓痉⒚魉鲎爸玫慕峁故旨虻ィ旒邸⑹褂梅选⑽薹讯己艿汀＞妥鞫怖此担捎诨钊笥颐嬷徊钜淮笃悖遥浞苫保钊 作动筒中运动时间很短，所以活塞及作动筒内壁加工精度要求很低。再看抽气设备，由于作动筒真空度要求不太高，可采用一般真空泵抽气，又由于所要抽出的气量少、真空泵功率可很小。
综上所述，本发明为超轻型飞机的普及、运用提供了经济、有效的方法。
本发明的助力器还可用于弹射小型旋翼机和轻级滑翔机，弹射滑翔机时，弹射方向应与水平成一适当角度。若将作动筒尺寸扩大，可用于一些轻型飞机的短距起落。
实施例一架超轻型飞机的起飞重量M＝200公斤，Vt＝50公里/小时，Vo＝40公里/小时，Vo′＝36公里/小时，可设计一作动筒，内半径R＝7厘米，活塞半径R＝7厘米，那么活塞面积S′＝πR2＝π×72，F＝S′×1atm＝S′×1千克/厘米2＝1538.6(牛顿)。根据12MV′ 2O=2F(12+(r2)2-r2)]]>(两作动筒平行放置，相距ro)，将M＝200公斤，Vo′＝36公里/小时，F＝1538.6牛顿，r＝8米代入上面公式可求得1＝6米，所以飞机着陆滑跑距离为6米。
再根据 1/2 MVt2＝2FS，将M＝200公斤，Vt＝50公里/小时，F＝1538.6牛顿，代入上面公式求得助力起飞滑跑距离为S＝5.5米。
作动筒用钢管，壁厚3毫米，长5.5米，内径R＝7厘米，四个定滑轮直径都是4厘米，牵引索、拉索、定向索，都用多股尼龙索制成，第一组定滑轮的两滑轮距相应作动筒口2米，拉索长2米，牵引索长5.5×2+2×2+8＝23(米)。牵引索离阳台高10厘米，定向索离阳台4厘米，也由尼龙索制成，绊绳长8米，由一根略带弹性的皮条制成，离阳台高6厘米，比定向索略高。选一宽9米，长30米的阳台作跑道，阳台前20米为“飘落触地水平位移区”，由于足够长，不必筑斜坡，后10米为“着陆滑跑区”(见图9所示)。
权利要求
1.一种主要用于飞机短距起落和轻级滑翔机弹射的装置，包括动力装置、牵引机构、固定器、控制系统，动力装置采用作动筒助力器，作动筒助力器中设有活塞，其特征在于所说的作动筒助力器用真空作动筒，其一端有作动筒筒口与大气相通，设有入气口、抽气口，抽气口与抽气设备相连接，入气口和抽气口均设密封机构，牵引机构与作动筒活塞连接。
2.如权利要求1所述的装置，其特征在于作动筒活塞设牵引钩或环，牵引机构设牵引索、滑轮组和拉索，牵引索与牵引钩或环连接。
3.如权利要求1所述的装置，其特征在于作动筒为圆柱形，选用一对并平行对称放置。
4.如权利要求1所述的装置，其特征在于固定器设飞机固定器和作动筒活塞固定器，均由固定杆、固定圆环和控制机构组成。
5.如权利要求1和2所述的装置，其特征在于滑轮，设两组，其中一组位于作动筒筒口前，另一组固定在可垂直升降的基板上，牵引索绕过滑轮组。
6.如权利要求1所述的装置，其特征在于可设一绊绳，绊绳与作动筒轴线垂直。
全文摘要
本发明涉及飞机的起落装置，它提供一套主要用于超轻型飞机短距起落的装置，尤其可使超轻型飞机在屋(楼)顶阳台短距起落；起飞和着陆共用一套装置，其动力装置采用真空作动筒助力器，还包括滑轮、牵引索、抽气设备、固定器和控制系统等部分。本发明结构简单、造价、使用费和维修费低，为超轻型飞机的普及、运用提供经济、有效的方法，还可用于弹射小型旋翼机和轻级滑翔机。
文档编号B64F1/06GK1032645SQ8810733
公开日1989年5月3日 申请日期1988年10月18日 优先权日1988年10月18日
发明者黄泽荣 申请人:黄泽荣