一种飞机弹射起飞装置与航空母舰的制作方法
【专利说明】
[0001] 本申请要求于2015年03月31日提交中国专利局、申请号为201510149658. 3、发 明名称为"一种飞机弹射起飞装置与航空母舰"的中国专利申请的优先权，其全部内容通过 引用结合在本申请中。
技术领域
[0002] 本发明涉及一种飞机起飞的辅助装置，具体涉及一种飞机弹射起飞装置。本发明 同时涉及一种使用该飞机弹射起飞装置的航空母舰。
【背景技术】
[0003] 航空母舰（Aircraft Carrier)简称"航母"、"空母"，是一种以舰载机为主要作战 武器的大型水面舰船，通常拥有巨大的甲板和坐落于左、右其中一侧的舰岛。航空母舰通常 为一支航空母舰战斗群的核心舰船。
[0004] 依靠航空母舰，一个国家可以在远离其国土的地方且不依靠当地机场的情况下， 施加军事压力和进行作战。时至今日，航空母舰已是现代海军不可或缺的利器，也成为了一 个国家综合国力的象征。随着辽宁号航空母舰的服役，中国成为世界上第十三个拥有航母 的国家。
[0005] 对于航空母舰而言，舰载机或其他类型的飞机的起飞速度和质量是一项衡量航空 母舰作战能力的重要标准。现有航母飞机的起飞方式分为滑跃起飞和弹射起飞两种。
[0006] 滑跃起飞即飞机在自身发动机的驱动下在甲板上运动，达到起飞速度起飞的方 式。根据其起飞原理可知，滑跃起飞对甲板长度要求较高。为缩短甲板长度和提高起飞的 效率，甲板通常设计成一端上翘的形状，即滑跃式甲板。
[0007] 由于甲板长度的局限性，该起飞方式对飞机的发动机推力要求较高，并且，飞机自 身重量也应尽可能降低，这将导致飞机载弹量和载油量大幅度降低，战斗力大打折扣。
[0008] 弹射起飞即飞机在自身发动机和弹射装置的作用下在甲板上运动，达到起飞速度 起飞的方式。
[0009] 现有技术中弹射起飞的方式包括蒸汽弹射和电磁弹射两种。
[0010] 蒸汽弹射即使用一个平的甲板作为飞机跑道，起飞时由蒸汽驱动的弹射装置带动 飞机在短时间内达到起飞速度的起飞方式。目前只有美国具备生产这种蒸汽弹射器的成熟 技术。在工作原理上，蒸汽弹射所采用的蒸汽弹射器是以高压蒸汽推动活塞带动弹射轨道 上的滑块，把与之相连的飞机弹射出去。
[0011] 电磁弹射则是采用电磁的能量来推动被弹射的飞机沿甲板运动，使得飞机在短时 间内达到起飞速度的起飞方式。与蒸汽弹射器相比，电磁弹射器的优点主要是体积减小了 很多，操纵人数也要少百分之三十左右，而且电磁弹射器的弹射力大小可控。
[0012] 由上述描述可知，弹射起飞较滑跃起飞，由于弹射起飞中飞机还受到弹射装置的 作用，因此，弹射起飞中航母甲板长度可大大缩短，并且对飞机自身发动机的推力要求降 低，对载弹量和载油量的限制也大幅度减少，起飞时间也进一步缩短，因此，是未来航空母 舰发展的趋势。但是现有技术的弹射起飞具有很多局限性。
[0013] 首先，蒸汽弹射所采用的蒸汽弹射器体积庞大，工作时需消耗大量蒸汽，且功率浪 费严重。弹射起飞只有约6%的蒸汽被利用。为制造和输送蒸汽，航母还需备有海水淡化装 置、大型锅炉和无数管线，工作维护量惊人。而且，由于弹射功率太大且无法调节，因此无法 发射无人机等自重较轻的飞行装置。
[0014] 其次，蒸汽弹射器在起始位置有巨大的爆发能量被传递到飞机上，在弹射过程中 加速度变化剧烈。
[0015] 再次，电磁弹射所采用的电磁弹射器虽然克服了蒸汽弹射器体积庞大、弹射功率 固定等问题，但其耗电严重，动力转化率低，而且由于结构复杂，技术含量很高，因此电磁弹 射器的研制难度大，可靠性低。已经在美国新泽西雷克赫斯特基地进行的1967次电磁弹射 中，有201次失败。据此数据计算出来的电磁弹射器上舰后的弹射故障发生率为240分之 1，这样的可靠性指标是不可用的。
【发明内容】
[0016] 本发明提供一种飞机弹射起飞装置，以解决现有飞机弹射起飞装置体积庞大、结 构复杂、效率低和可靠性差的问题。
[0017] 本发明提供一种飞机弹射起飞装置，包括弹性绳索、作功轮和主动力装置；
[0018] 所述弹性绳索为弹性体，用于拖拽飞机使飞机运动，该弹性绳索通过自身弹性变 形把能量传递至飞机；
[0019] 所述作功轮包括齿轮飞轮以及一个或两个作功轮本体，所述作功轮本体和齿轮飞 轮为通过回转轴连接的回转件，所述回转轴通过轴承设置于基座上；所述作功轮本体和齿 轮飞轮在所述主动力装置的驱动下绕所述回转轴的轴线旋转；
[0020] 所述作功轮本体外周开设有连续的、可容置所述弹性绳索的螺旋槽；该螺旋槽中 心线包围形成的几何体称为螺旋线体，所述螺旋线体沿所述作功轮本体的回转轴线依次包 括第一部分和第二部分；所述第一部分为圆柱，所述第二部分为圆锥形，该圆锥形自与所述 第一部分连接处开始，回转直径增大；
[0021] 所述作功轮旋转时，所述弹性绳索缠绕于所述螺旋槽中，并随作功轮旋转而被拉 动。
[0022] 可选的，所述作功轮本体起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同 步装置，所述弹性绳索一端与该同步装置相连，在该同步装置与所述作功轮本体结合并共 同旋转时，实现所述弹性绳索缠绕于所述螺旋槽中；在所述同步装置与所述作功轮本体分 离后，该弹性绳索从所述螺旋槽中脱离。
[0023] 优选的，所述第二部分满足以下关系式
[0024] 其中，a为飞机弹射过程中要求的目标加速度，X为在回转轴线方向上，弹性绳索 缠绕位置与弹性绳索起始位置之间的距离，nx为弹性绳索缠绕至X位置处所述作功轮的转 速，S为所述螺旋槽中心线螺距，e xSx位置处所述螺旋线体径宽比，所述径宽比e x = Λ d/Δχ，Δχ为X方向增加量，Ad为作功轮本体直径方向的增加量。
[0025] 可选的，所述螺旋线体还包括第三部分，所述第三部分为自与所述第二部分结束 处开始的圆柱，所述圆柱的直径小于或等于所述第二部分结束处的回转直径。
[0026] 优选的，所述作功轮为两个作功轮本体的情况时，分别称两个作功轮本体为第一 作功轮本体和第二作功轮本体；所述齿轮飞轮位于两个作功轮本体之间，且所述第一作功 轮本体和所述第二作功轮本体在所述齿轮飞轮两侧对称设置。
[0027] 优选的，还包括结构相同的两套复位装置，第一复位装置和第二复位装置；所述第 一复位装置与所述第一作功轮本体对应，所述第二复位装置与所述第二作功轮本体对应；
[0028] 所述第一复位装置包括第一剥离电机、第一径向进位组件和第一复位电机；
[0029] 所述第二复位装置包括第二剥离电机、第二径向进位组件和第二复位电机；
[0030] 所述第一剥离电机和第二剥离电机分别设置于所述第一作功轮本体和第二作功 轮本体的结束端，该第一剥离电机包括轴线与所述作功轮回转轴线重合的第一内转子和第 一外转子；该第二剥离电机包括轴线与所述作功轮回转轴线重合的第二内转子和第二外转 子；所述第一内转子和第二内转子分别固定设置于所述第一作功轮本体和第二作功轮本体 的结束端；所述第一外转子和第二外转子的外端开口为开口槽且开口槽开口方向与所述作 功轮旋转方向相同；
[0031] 所述第一径向进位杆组件和第二径向进位杆组件分别设置于所述第一剥离电机 和第二剥离电机的上方位置；该第一径向进位杆组件包括第一径向进位杆和第一径向进位 气缸；该第二径向进位杆组件包括第二径向进位杆和第二径向进位气缸；所述第一径向进 位杆和第二径向进位杆的其中一端为开口槽，另一端分别于所述第一径向进位气缸和第二 径向进位气缸连接；
[0032] 所述第一复位电机和第二复位电机分别连接一根弹性绳索；
[0033] 回收弹性绳索时，所述第一径向进位杆开口槽卡住弹性绳索，且径向移动至所述 第一剥离电机的轴线位置，使所述第一外转子外端的开口槽卡住弹性绳索，然后，所述弹性 绳索绕所述第一外转子的轴线旋转，且转速大于所述第一作功轮本体最大转速，所述弹性 绳索从该第一作功轮本体的螺旋槽中剥离，被剥离的弹性绳索在所述第一复位电机带动下 回复至原始位置；所述第二径向进位杆、第二剥离电机以及第二复位电机的工作过程与上 述相同。
[0034] 可选的，所述作功轮本体起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同 步装置是，所述第一作功轮本体起始端设置第一同步装置，所述第二作功轮本体起始端设 置第二同步装置；
[0035] 所述弹性绳索一端与该同步装置相连是，所述第一同步装置和第二同步装置分别 连接一根弹性绳索。
[0036] 可选的，所述齿轮飞轮和两个作功轮本体为铸造为一体的结构。
[0037] 可选的，所述第一作功轮本体和第二作功轮本体的结束端分别设置可通过轴向移 动与第一作功轮和第二作功轮接合或分离的第一支撑轴和第二支撑轴；所述第一支撑轴和 第二支撑轴通过轴承固定在所述基座上。
[0038] 可选的，所述同步装置为电磁接触器。
[0039] 可选的，所述主动力装置包括主动力齿轮，所述主动力齿轮通过传动装置接收来 自外部的驱动力而旋转。
[0040] 可选的，还包括用于调整弹性绳索张紧力的涨紧装置，所述涨紧装置设置于所述 弹性绳索的中部。
[0041] 可选的，还包括用于调整待缠绕入螺旋槽中的弹性绳索与螺旋槽位置对应的横向 进位杆组件，该横向进位杆组件置于所述作功轮本体上方。
[0042] 可选的，所述弹性绳索未与所述同步装置相连的另外一端拖曳飞机。
[0043] 可选的，所述弹性绳索上设置有拖拽飞机运动的挂钩结构。
[0044] 可选的，所述弹性绳索包括芯部；或者所述弹性绳索包括芯部和外包层。
[0045] 可选的，所述弹性绳索采用具有抗拉能力强、耐磨、无塑性变形或变形量小、抗紫 外线辐射的迪力玛或凯夫拉。
[0046] 本发明