螺旋线体母线为直线或者光滑的曲线。
[0083] 所述第二部分2-22-2满足以下关系式：
[0085] 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 1-2缠绕位置与弹性绳索1-2起始位置之间的距离，nx为弹性绳索1-2缠绕至X位置处所 述作功轮1-7的转速，s为所述螺旋槽中心线螺距，e X位置处所述螺旋线体径宽比，所 述径宽比^ x= Ad/Δχ ;其中X方向增加 ΔΧ时，作功轮1-7本体直径方向增加 Ad。
[0086] 为便于描述，将所述第一作功轮本体1-8-1在图1中最靠近齿轮飞轮1-12 -端的 位置称为起始端，最远离齿轮飞轮1-12端称为结束端，所述螺旋线体中第一部分2-1和第 二部分2-2的连接处称为拟合处。
[0087] 如图3所示，为将所述弹性绳索1-2准确导入所述螺旋槽，所述第一部分2-1螺旋 槽起始位置处设置导入结构3-1。该导入结构3-1自第一部分2-1外周沿径向向外延伸，然 后沿轴向弯曲，形成钩状结构。所述第一部分2-1设置有一个导入结构3-1。当然，可根据 实际情况确定该导入结构3-1设置的位置和数量。
[0088] 所述作功轮1-7在弹射准备的前期即处于旋转状态，因此所述弹性绳索1-2与所 述作功轮本体不能始终相连，而是需在特定时间点与所述作功轮本体相连接。鉴于此，所述 第一部分2-1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。
[0089] 所述同步装置可以是一同步器，所述同步器与所述弹性绳索1-2远离拖曳部位的 端部相连。与所述第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体1-8-2相对应，分别设置第一 同步器1-6-1和第二同步器1-6-2。以图1中左侧部分进行说明，弹射开始后，所述第一同 步器1-6-1与所述第一作功轮本体1-8-1结合，所述第一同步器1-6-1随第一作功轮本体 1-8-1 -起旋转，所述弹性绳索1-2缠绕于所述第一作功轮本体1-8-1的螺旋槽中。复位 后，所述第一同步器1-6-1与所述第一作功轮本体1-8-1分离，所述弹性绳索1-2不受所述 第一作功轮本体1-8-1的作用。
[0090] 本实施例中，所述第一同步器1-6-1和第二同步器1-6-2为电磁接触器或摩擦结 合器，由于电磁接触器响应时间短，且容易适合电气控制的场合，因此选用电磁接触器作为 所述同步器较为合适。
[0091] 所述弹性绳索1-2的未与同步器连接的一端可缠绕在复位电机的输出轴上，所述 弹性绳索1-2与复位电机的连接关系将在下述介绍复位电机时有具体的描述，在此不做详 细介绍。在所述弹性绳索1-2的中部设置一封闭圆环绳索结构，该圆环可套在飞机1-14的 起落架挂钩上，飞机1-14将随圆环位置变化而移动。弹射时卷入弹性绳索1-2受力方向与 作功轮1-7自身重力方向相反，作功轮1-7受力合力减小，可以大大改善轴承的工作环境。
[0092] 另外，所述作功轮1-7在工作过程中转动惯量较大，需要通过合适的固定方式将 其固定在基座上，常用的方式是采用轴承。
[0093] 具体是，所述作功轮1-7通过轴承与基座连接，所述第一作功轮本体1-8-1和第二 作功轮本体1-8-2靠近齿轮飞轮1-12的端面均有一小段圆柱体，所述齿轮飞轮1-12两侧 的小段圆柱体位置分别设置固定轴承，所述固定轴承固定在所述基座上，完成所述作功轮 1-7与所述基座的连接固定。
[0094] 另外，为了增加作功轮1-7在旋转时的稳定性，在所述第一作功轮本体1-8-1、第 二作功轮本体1-8-2结束端位置分别设置有可以轴向移动的第一支撑轴1-11-1和第二 支撑轴1-11-2,所述第一支撑轴1-11-1与所述第一作功轮本体1-8-1之间、第二支撑轴 1-11-2与第二作功轮本体1-8-2之间均为轴承连接。
[0095] 所述第一作功轮本体1-8-1处于弹射工位时，第一支撑轴1-11-1与第一作功轮本 体1-8-1接合，相应的，所述第一作功轮本体1-8-1处于回收绳索工位，第一支撑轴1-11-1 与第一作功轮本体1-8-1脱离，此时第二支撑轴1-11-2及两个固定轴承在支撑作功轮1-7 ; 第一支撑轴1-11-1与第一作功轮本体1-8-1脱离后，轴向位置空出一定的空间以保证弹性 绳索1-2的回收。
[0096] 所述第一作功轮本体1-8-1、第二作功轮本体1-8-2可以分别单独工作，完成飞机 1-14的弹射和弹性绳索1-2的回收；另外所述第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体 1-8-2也可以同时工作，完成飞机1-14的弹射作业。两者同时工作的状态一般是针对重型 飞机而言，如弹射预警机时可以采用两者同时弹射的方式，此时，两根弹性绳索1-2中部的 圆环绳索结构均套在预警机的起落架挂钩上，拖拽预警机移动。
[0097] 上述作功轮1-7与基座之间、作功轮1-7与支撑轴之间、以及支撑轴与基座之间均 是采用轴承连接，通过设置多个轴承，可以减少单个轴承的磨损，增加其使用寿命。
[0098]图1中左侧部分为所述作功轮本体处于弹性绳索回收状态，右侧部分为所述作功 轮本体处于弹射状态。
[0099] 为了具体阐述所述弹性绳索1-2的回收作业，现引入复位装置。由于作功轮本体 为两个，相应于该作功轮本体设置两套结构相同的复位装置，分别是第一复位装置和第二 复位装置。
[0100] 由于左、右复位装置结构及原理相同，下面以第一复位装置为例进行说明。
[0101] 所述第一复位装置包括第一剥离电机1-9-1、第一径向进位杆4-4-1组件1-10-1 和第一复位电机1-1。
[0102] 所述第一剥离电机1-9-1与所述第一作功轮本体1-8-1相对应。所述第一剥离电 机1-9-1用于在飞机弹射起飞完成后，剥离缠绕于所述第一作功轮本体1-8-1上的弹性绳 索1-2。所述第一剥离电机1-9-1包括轴线与所述作功轮1-7回转轴线重合的第一内转子 4-3和第一外转子4-1-1。所述第一内转子4-3固定设置于所述第一作功轮本体1-8-1结 束端，与该作功轮1-7 -起运动。
[0103] 所述第一外转子4-1-1外端开口为开口槽且开口槽开口方向与作功轮1-7旋转方 向相同，保证回收弹性绳索1-2时开口槽可以卡住弹性绳索1-2并带动弹性绳索1-2 -起 旋转；所述第一外转子4-1-1在工作时具有高于所述作功轮1-7转速的转速。
[0104] 所述剥离电机实则为一种变形的电机，工作原理跟普通电机相同。
[0105] 所述第一径向进位杆4-4-1组件1-10-1与所述第一作功轮本体1-8-1相对应，包 括第一径向进位杆4-4-1和第一径向进位气缸4-5-1。所述第一径向进位杆4-4-1前端为 开口槽，另一端与第一径向进位气缸4-5-1连接，弹射时第一径向进位杆4-4-1缩回，回收 弹性绳索1-2时第一径向进位杆4-4-1伸出，其开口槽卡住弹性绳索1-2,且径向移动至作 功轮1-7旋转中心。
[0106] 所述复位电机1-1的输出轴上螺旋缠绕有所述弹性绳索1-2未与同步器连接的一 端。启动所述复位电机1-1，从所述作功轮本体上剥离的所述弹性绳索1-2将在复位电机带 动下回收至原位，为下一次飞机弹射做好准备。所述第一剥离电机1-9-1、第一径向进位杆 组件4-4-1和第一复位电机1-1共同作用，可将弹性绳索1-2从所述作功轮1-7上剥离并 实现回收。
[0107] 与所述第一复位装置结构和原理相同，所述第二复位装置包括第二剥离电机 1-9-2、第二径向进位杆4-4-2组件1-10-2和第二复位电机。
[0108] 所述第二剥离电机1-9-2包括第二外转子和第二内转子，所述第二径向进位杆 4-4-2组件1-10-2包括第二径向进位杆4-4-2和第二径向进位气缸4-5-2。该第二复位装 置配合第二作功轮本体1-8-2完成弹性绳索1-2的回收作业，由于第二复位装置与第一复 位装置结构原理相同，在此不再赘述。
[0109] 所述第一复位电机1-1与所述弹性绳索1-2中部相连，该第一复位电机1-1可在 飞机弹射起飞完成后收回所述弹性绳索1-2,以供下次弹射使用。
[0110] 如图1所示，所述弹射器还设置有挡铁1-3、横向进位杆组件和涨紧装置。
[0111] 所述挡铁1-3设置于所述飞机1-14就位位置，且能随飞机1-14运动，用于检测飞 机1-14起飞加速度。
[0112] 所述涨紧装置用于调整弹性绳索1-2张紧力，该装置设置于所述弹性绳索1-2的 中部。
[0113] 所述涨紧装置为涨紧轮气缸1-4,具体是可以根据弹射器控制系统的指令伸出或 收回作用杆，从而控制弹性绳索1-2的松紧度。
[0114] 所述横向进位杆组件用于调整待缠绕入螺旋槽中的弹性绳索1-2与螺旋槽位置 对应，该横向进位杆组件置于所述作功轮本体上方。
[0115] 所述横向进位杆组件可以是横向进位气缸1-5,具体用于在弹射器控制系统的控 制下伸出或收回作用杆，使所述弹性绳索1-2始终位于该弹性绳索1-2进入所述第一作功 轮本体1-8-1的卷入位置的正上方。
[0116] 所述横向进位杆组件和所述涨紧轮装置的作用杆端部均连接有可自由旋转、与弹 性绳索1-2配合的旋转轮。
[0117] 1、预期运动过程：
[0118] (1)挡铁1-3伸出，飞机1-14就位，通过挡铁1-3挡住飞机1-14向前方移动；弹 性绳索1-2挂起飞机1-14 ;涨紧轮气缸1-4动作，通过控制涨紧轮气缸1-4,可以调节弹性 绳索1-2的松紧程度，以适应不同的弹射要求；
[0119] (2)飞行员启动飞机1-14发动机，飞行员可以把飞机1-14动力调整为任意值，飞 机1-14与挡铁1-3相互作用，挡铁1-3挡住飞机1-14向前移动，测量挡铁1-3上的力，以 确定飞机1-14自身加速度；飞机1-14自身加速度与弹性绳索1-2提供的预紧力共同作用， 使飞机1-14加速度达到4g