助推弹射装置的制作方法

本发明涉及一种助推弹射装置，特别是涉及一种用以推动飞机以辅助其起飞的助推弹射装置。

背景技术：

现有用以辅助飞机起飞的技术主要是应用在航空母舰上，通过蒸气弹射器或电磁弹射器弹射舰载机以使其能顺利地由航空母舰上起飞。然而，蒸气弹射器及电磁弹射器都存在有结构复杂、体积大、能源消耗量大，维修不便且复杂等缺点，导致蒸气弹射器及电磁弹射器在制造及使用上的成本太高，因此，难以应用在一般飞机场上来辅助飞机起飞。

技术实现要素：

因此，本发明的一目的，在于提供一种能够克服背景技术的至少一个缺点的助推弹射装置。

本发明的目的及解决背景技术问题是采用以下技术方案来实现的，依据本发明提出的助推弹射装置，包含助推车，及与所述助推车连接的顶推机构，所述助推车用以推动所述顶推机构移动，所述助推车包括与所述顶推机构连接的底盘、可转动地枢接于所述底盘上的左推进器，及可转动地枢接于所述底盘上的右推进器，所述左推进器与所述右进器沿左右方向相间隔，所述左推进器及所述右推进器各自可在第一喷射位置及第二喷射位置之间转动，在所述第一喷射位置时，所述左推进器及所述右推进器沿垂直于所述左右方向的后喷射方向喷射气流，在所述第二喷射位置时，所述左推进器及所述右推进器沿相反于所述后喷射方向的前喷射方向喷射气流。

本发明的助推弹射装置，所述顶推机构包括两个可运动地连接于所述底盘且沿左右方向相间隔的侧推杆，每一个所述侧推杆具有顶推端，所述侧推杆的所述顶推端沿所述左右方向之间的距离可调整并固定在所需的距离，所述侧推杆的所述顶推端分别用以顶推飞机的两个后起落架并能依据所述后起落架之间的间距而对应地调整顶推的位置。

本发明的助推弹射装置，每一个所述侧推杆还具有相反于所述顶推端且可转动地枢接于所述底盘的枢接部，每一个所述侧推杆能相对于所述助推车调整至所需的摆动角度，所述顶推机构还包括用以固定所述侧推杆于所述摆动角度的锁固单元。

本发明的助推弹射装置，所述侧推杆可在第一助推模式、第二助推模式，及第三助推模式之间变换，在所述第一助推模式时，所述侧推杆相互平行且所述顶推端沿所述左右方向相间隔第一距离，在所述第二助推模式时，所述侧推杆向外偏摆，所述侧推杆的所述顶推端相互远离且沿所述左右方向相间隔第二距离，所述第二距离大于所述第一距离，在所述第三助推模式时，所述侧推杆向内偏摆，所述侧推杆的所述顶推端相互靠近且沿所述左右方向相间隔第三距离，所述第三距离小于所述第一距离。

本发明的助推弹射装置，还包含可沿垂直于所述左右方向的前后方向滑动的导向滑板，所述顶推机构还包括连接于所述导向滑板与所述底盘之间的前连接杆，所述前连接杆位于所述侧推杆之间并形成有长导槽，所述侧推杆形成有长形槽，所述长导槽的长向及所述长形槽的长向沿所述前后方向延伸，所述锁固单元包含平衡杆、第一锁固件，及两个第二锁固件，所述平衡杆包括抵接于所述侧推杆顶端及所述前连接杆顶端的横杆体、凸设于所述横杆体底端的中立杆体，及两个凸设于所述横杆体底端且位于所述中立杆体左右侧的侧立杆体，所述中立杆体穿设于所述前连接杆的所述长导槽内并能沿其长向移动，所述第一锁固件锁固于所述中立杆体并抵接于所述前连接杆底端，每一个所述侧立杆体穿设于对应的所述侧推杆的所述长形槽内并能沿其长向移动，每一个所述第二锁固件锁固于对应的所述侧立杆体并抵接于对应的所述侧推杆底端。

本发明的助推弹射装置，所述中立杆体及所述侧立杆体各自具有螺纹段，所述第一锁固件为锁固于所述中立杆体的所述螺纹段的螺帽，每一个所述第二锁固件为锁固于对应的所述侧立杆体的所述螺纹段的螺帽。

本发明的助推弹射装置，所述顶推机构还包括连接于所述导向滑板与所述底盘之间的后连接杆，所述侧推杆、所述前连接杆及所述后连接杆各自包含液压缸，所述液压缸包括可沿所述前后方向伸缩的活塞杆。

本发明的助推弹射装置，每一个所述侧推杆还包含设置于所述活塞杆前端的圆柱，及顶推组，所述圆柱的轴向沿垂直于所述前后方向的上下方向延伸，所述顶推组可转动地枢接于所述圆柱并可绕其轴向旋转。

本发明的助推弹射装置，所述顶推组包括套筒、推块、多个顶推滚珠，及多个滑动滚珠，所述套筒可转动地枢接于所述圆柱并可绕其轴向旋转，所述推块呈弧形状且形成于所述套筒一侧并具有弧形前端面，及弧形底面，每一个所述顶推滚珠可转动地嵌设于所述推块且部分凸伸出所述弧形前端面，所述顶推滚珠界定出所述顶推端且用以顶推所述后起落架的后轮，所述滑动滚珠可转动地嵌设于所述推块且部分凸伸出所述弧形底面。

本发明的助推弹射装置，还包含可沿垂直于所述左右方向的前后方向滑动的导向滑板，所述顶推机构还包括连接于所述导向滑板与所述底盘之间的前连接杆，每一个所述侧推杆可转动地枢接于所述底盘并能调整至所需的摆动角度，所述顶推机构还包括锁固单元，所述锁固单元用以将所述前连接杆及所述侧推杆固定地连接在一起，以使所述侧推杆固定于所述摆动角度。

本发明的助推弹射装置，所述侧推杆形成有长形槽，所述前连接杆形成有长导槽，所述长形槽的长向及所述长导槽的长向沿所述前后方向延伸，所述锁固单元包含平衡杆、第一锁固件，及两个第二锁固件，所述平衡杆包括抵接于所述侧推杆顶端及所述前连接杆顶端的横杆体、凸设于所述横杆体底端的中立杆体，及两个凸设于所述横杆体底端且位于所述中立杆体左右侧的侧立杆体，所述中立杆体穿设于所述前连接杆的所述长导槽内并能沿其长向移动，所述第一锁固件锁固于所述中立杆体并抵接于所述前连接杆底端，每一个所述侧立杆体穿设于对应的所述侧推杆的所述长形槽内并能沿其长向移动，每一个所述第二锁固件锁固于对应的所述侧立杆体并抵接于对应的所述侧推杆底端。

本发明的助推弹射装置，所述助推车还包括两个设置于所述底盘的挡止器，所述左推进器及所述右推进器各自包含第一杆件，及相反于所述第一杆件的第二杆件，所述挡止器分别用以挡止所述左、右推进器的所述第一杆件，以使所述左、右推进器定位在所述第一喷射位置，所述挡止器分别还用以挡止所述左、右推进器的所述第二杆件，以使所述左、右推进器定位在所述第二喷射位置。

本发明的助推弹射装置，所述底盘具有顶面，所述底盘形成有两个由所述顶面向下凹陷的容置槽，所述挡止器分别设置于所述容置槽内，每一个所述挡止器为电磁阀并具有伸缩挡杆，所述伸缩挡杆可沿垂直于所述左右方向的上下方向在挡止位置及非挡止位置之间移动，在所述挡止位置时，所述伸缩挡杆凸伸出所述顶面并且阻挡在所述第一杆件及所述第二杆件的转动路径上，用以挡止所述所述第一杆件或所述第二杆件，在所述非挡止位置时，所述伸缩挡杆未凸伸出所述顶面且未阻挡在所述第一杆件及所述第二杆件的转动路径上。

本发明的助推弹射装置，所述左推进器及所述右推进器各自还包含枢接于所述底盘的圆柱形壳体，所述第一杆件及所述第二杆件凸设于所述圆柱形壳体，所述圆柱形壳体界定出沿所述上下方向延伸的中心轴线，所述左推进器的所述圆柱形壳体形成有左容室，所述左推进器包含多个不对称地排列于所述左容室内的左发动机，所述左发动机运转时产生第一转矩，使得所述左推进器可沿与所述第一转矩同向的第一旋转方向转动，所述右推进器的所述圆柱形壳体形成有右容室，所述右推进器包含多个不对称地排列于所述右容室内的右发动机，所述右发动机运转时产生与所述第一转矩反向的第二转矩，使得所述右推进器可沿相反于所述第一旋转方向而与所述第二转矩同向的第二旋转方向转动。

本发明的助推弹射装置，所述左推进器及所述右推进器各自还包含枢接于所述底盘的圆柱形壳体，所述第一杆件及所述第二杆件凸设于所述圆柱形壳体，所述助推车还包括设置于所述顶面并与所述圆柱形壳体连接的驱动机构，所述驱动机构用以驱动所述左推进器及所述右推进器分别沿第一旋转方向转动，及相反于所述第一旋转方向的第二旋转方向转动。

本发明的助推弹射装置，所述圆柱形壳体包括齿轮，所述驱动机构包含马达，及两个与所述马达连接并可被其驱动而运转的传动单元，每一个所述传动单元与所述齿轮连接用以带动其旋转。

本发明的目的及解决背景技术问题是采用以下技术方案来实现的，依据本发明提出的助推弹射装置，包含导向滑板、助推车、两个侧推杆、前连接杆，及锁固单元，所述导向滑板可沿前后方向滑动，所述侧推杆可运动地连接于所述助推车且沿垂直于所述前后方向的左右方向相间隔，每一个所述侧推杆具有顶推端，所述侧推杆的所述顶推端沿所述左右方向之间的距离可调整，所述前连接杆连接于所述导向滑板与所述助推车之间，所述锁固单元用以将所述前连接杆及所述侧推杆固定地连接在一起以将所述顶推端固定在所需的距离，所述助推车用以推动所述侧推杆及所述前连接杆，以使所述前连接杆顶推所述导向滑板移动，所述助推车可沿后喷射方向喷射气流，及沿相反于所述后喷射方向的前喷射方向喷射气流。

本发明的目的及解决背景技术问题是采用以下技术方案来实现的，依据本发明提出的助推弹射装置，包含导向滑板、助推车、两个侧推杆、前连接杆，及锁固单元，所述导向滑板可沿前后方向滑动，所述侧推杆可运动地连接于所述助推车且沿垂直于所述前后方向的左右方向相间隔，所述侧推杆分别用以顶推飞机的两个后起落架并能依据所述后起落架之间的间距而对应地调整顶推的位置，所述前连接杆连接于所述导向滑板与所述助推车之间，所述锁固单元用以将所述前连接杆及所述侧推杆固定地连接在一起，所述助推车用以推动所述侧推杆及所述前连接杆以使其分别顶推所述后起落架及所述导向滑板移动，所述助推车可沿后喷射方向喷射气流，及沿相反于所述后喷射方向的前喷射方向喷射气流。

本发明的目的及解决背景技术问题是采用以下技术方案来实现的，依据本发明提出的助推弹射装置，包含导向滑板、助推车，两个侧推杆、前连接杆，及锁固单元，所述导向滑板可沿前后方向滑动，所述侧推杆分别用以顶推飞机的两个后起落架并能依据所述后起落架之间的间距而对应地调整顶推的位置，所述前连接杆连接于所述导向滑板与所述助推车之间，所述锁固单元用以将所述前连接杆及所述侧推杆固定地连接在一起，所述助推车用以推动所述侧推杆及所述前连接杆以使其分别顶推所述后起落架及所述导向滑板移动，所述助推车可沿后喷射方向喷射气流，及沿相反于所述后喷射方向的前喷射方向喷射气流。

本发明的有益效果在于：借由导向机构、助推车及顶推机构设计，使得整体结构简单、维修方便，且制造及使用上的成本较低。借此，使得助推弹射装置能应用在一般飞机场的跑道上以辅助飞机起飞。此外，借由顶推机构的两侧推杆能依据飞机的两个起落架的后轮之间的间距而对应地调整顶推的位置，能增加助推弹射装置使用上的弹性使其能用于助推不同机型的飞机。

附图说明

图1是本发明助推弹射装置的第一实施例设置于一跑道的一不完整俯视图，说明一导向机构、一助推车，及一顶推机构之间的配置关系，以及一左推进器及一右推进器各自在一第一喷射位置；

图2是所述第一实施例的所述导向机构的一不完整侧视图；

图3是沿图2中的iii－iii线所截取的一剖视图，说明一导向滑板嵌设于一导槽内；

图4是所述第一实施例的所述助推车的一后视图，说明两挡止器的伸缩挡杆位在一挡止位置；

图5是所述第一实施例的所述助推车的一底盘的一俯视图；

图6是所述第一实施例的所述助推车的一不完整剖视图，说明所述底盘、所述左推进器及所述右推进器之间的连接关系；

图7是所述第一实施例的所述左推进器的一前视图；

图8是沿图7中的viii－viii线所截取的一剖视图；

图9是所述第一实施例的所述左推进器的一仰视图；

图10是沿图4中的x－x线所截取的一剖视图，说明多个左发动机不对称排列于一左容室内；

图11是所述第一实施例的所述右推进器的一前视图；

图12是沿图11中的xii－xii线所截取的一剖视图；

图13是所述第一实施例的所述右推进器的一仰视图；

图14是沿图4中的xiv－xiv线所截取的一剖视图，说明多个右发动机不对称排列于一右容室内；

图15是所述第一实施例的一前连接杆的一侧视图，说明所述前连接杆连接于所述导向滑板的一前扣环以及所述底盘的一前扣环之间，以及所述前连接杆与一平衡杆的连接关系；

图16是所述第一实施例的一后连接杆的一侧视图，说明所述后连接杆连接于所述导向滑板的一后扣环以及所述助推车的一后扣环之间；

图17是所述第一实施例的一侧推杆的一侧视图，说明所述侧推杆连接于所述助推车的一侧扣环，以及所述侧推杆与所述平衡杆的连接关系；

图18是所述第一实施例的所述侧推杆的一不完整立体分解图，说明一圆柱与一顶推组之间的连接关系；

图19是所述第一实施例的所述顶推组的一前视图，说明多个顶推滚珠及多个滑动滚珠设置于一推块上的位置；

图20是所述第一实施例的所述顶推机构的一局部剖视图，说明所述前连接杆、所述侧推杆及所述平衡杆之间的连接关系；

图21是所述第一实施例设置于所述跑道的一不完整俯视图，说明所述侧推杆在一第一助推模式；

图22是所述第一实施例设置于所述跑道的一不完整俯视图，说明所述侧推杆在一第二助推模式；

图23是所述第一实施例设置于所述跑道的一不完整俯视图，说明所述侧推杆在一第三助推模式；

图24是所述第一实施例的所述助推车的一后视图，说明所述挡止器的伸缩挡杆位在一非挡止位置；

图25是所述第一实施例设置于所述跑道的一不完整俯视图，说明所述左推进器及所述右推进器各自在一第二喷射位置；

图26是本发明助推弹射装置的第二实施例的所述助推车的一后视图，说明所述左推进器、所述右推进器及一驱动机构之间的连接关系；及

图27是所述第二实施例的一俯视示意图，说明所述驱动机构驱动所述左推进器及所述右推进器反向旋转。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明进行详细说明。

在本发明被详细描述之前，应当注意在以下的说明内容中，类似的元件是以相同的编号来表示。

参阅图1，是本发明助推弹射装置200的第一实施例，助推弹射装置200应用于一般飞机场的一跑道11上，用以推动一具有前三点式起落架的飞机(图未示)以辅助其加速起飞。助推弹射装置200包含一导向机构2、一助推车3，及一顶推机构4。

参阅图1、图2及图3，导向机构2包括一导轨21、一导向滑板22，及一牵引器23。导轨21通过多个螺栓24锁固于跑道11上，导轨21呈长形且其长向沿一前后方向x延伸。导轨21形成有一呈长形的导槽211，导槽211的长向沿前后方向x延伸。导向滑板22具有一呈长形且其长向沿前后方向x延伸的板体221、一前扣环222，及一后扣环223。板体221嵌设于导槽211内并能被导槽211导引而沿前后方向x滑动。板体221具有一前端224，及一后端225。前扣环222设置于板体221顶面且位于前端224与后端225之间。后扣环223设置于板体221顶面且邻近于后端225并位于前扣环222后方。牵引器23设置于板体221顶面且邻近于前端224并位于前扣环222前方，用以牵引并拉动飞机的一前起落架12的一架体121。

参阅图4、图5及图6，助推车3包括一底盘31、一控制单元33、一左推进器34、一右推进器36，及两个挡止器38。底盘31包含一盘体311、多个车轮312、多个滚珠313、一前扣环314、一后扣环315，及两个侧扣环316。盘体311呈长形且其长向沿一垂直于前后方向x的左右方向y延伸。盘体311具有一顶面317。盘体311形成有两个由顶面317向下凹陷的外环形凹槽318、两个由顶面317向下凹陷的环形滚珠槽319、两个由顶面317向下凹陷的内环形凹槽320、两个由顶面317向下凹陷的内穿孔321，及两个由顶面317向下凹陷的容置槽322。两个外环形凹槽318沿左右方向y相间隔。各环形滚珠槽319外径小于各外环形凹槽318内径并且位于对应的外环形凹槽318内侧。各内环形凹槽320外径小于各环形滚珠槽319内径并且位于对应的环形滚珠槽319内侧。各内穿孔321呈圆形，各内穿孔321外径小于各内环形凹槽320内径且位于对应的内环形凹槽320内侧。两个容置槽322位于两个外环形凹槽318之间，各容置槽322为一阶级槽并具有一大孔径段323，及一连通于大孔径段323底端的小孔径段324。盘体311的一肩面325界定于大孔径段323与小孔径段324之间。

车轮312的数量是以四个为例，当然也可为四个以上。车轮312可转动地枢接于盘体311并凸伸出盘体311底面，用以于跑道11(如图1)上转动。所述滚珠313嵌设于两个环形滚珠槽319内，各滚珠313的一半位于环形滚珠槽319内而另一半凸伸出盘体311的顶面317。前扣环314设置于盘体311前端且位于盘体311中间处。后扣环315设置于盘体311后端且位于前扣环314后方。两个侧扣环316设置于盘体311前端且位于前扣环314左右两侧。

参阅图4及图5，控制单元33包含一控制模块331、一电源332，及一传感器333。控制模块331为一设置在例如盘体311左侧的计算机。电源332为一设置在例如盘体311左侧的电瓶，电源332与控制模块331电连接用以供应其运作时所需的电力。传感器333设置于盘体311后端并与控制模块331电连接，用以感测助推车3行驶时的速度及里程。需说明的是，控制模块331、电源332及传感器333设置于盘体311上的位置不以前述位置为限，可依照需求而自行调整。

参阅图6、图7、图8及图9，左推进器34包含一圆柱形壳体341、一第一杆件342、一第二杆件343，及多个左发动机344。圆柱形壳体341是由金属材质所制成且其外表面镀有一层耐高温的陶瓷耐热层。圆柱形壳体341界定出一沿垂直于左右方向y的上下方向z延伸的中心轴线a1，并包括一底壁345、一外凸环346、一内凸环347、一围绕壁348、一顶壁349，及两个分隔壁350。外凸环346凸设于底壁345底面并且可转动地嵌入底盘31的对应外环形凹槽318内。内凸环347凸设于底壁345底面且外径小于外凸环346内径并位于外凸环346内侧，内凸环347可转动地嵌入底盘31的对应内环形凹槽320内。通过外凸环346及内凸环347分别可转动地嵌入对应外环形凹槽318内及对应内环形凹槽320内，限制圆柱形壳体341只能相对于底盘31转动而不会相对于底盘31前后晃动或左右晃动。底壁345形成一介于外凸环346与内凸环347之间且开口朝下的环形滚珠槽351。位于左侧环形滚珠槽319内的滚珠313的一上半部凸伸出盘体311的顶面317并且嵌入环形滚珠槽351内，各滚珠313是以点接触方式与盘体311及底壁345接触并能于前述两者之间滚动，借此，能降低圆柱形壳体341相对于盘体311转动时的摩擦力，使得圆柱形壳体341能顺畅地相对于底盘31转动。

第一杆件342由底壁345右侧横向凸伸而出，而第二杆件343则由底壁345左侧横向凸伸而出且相反于第一杆件342。围绕壁348是由底壁345顶端向上凸伸而出。顶壁349形成于围绕壁348顶端。两个分隔壁350形成于围绕壁348内壁面且上下相间隔。底壁345、下方分隔壁350及围绕壁348共同界定出一供油室352。两个分隔壁350、顶壁349及围绕壁348共同界定出两个上下相间隔的左容室353，两个左容室353用以供所述左发动机344容置。供油室352内用以容置一油箱(图未示)、一泵(图未示)及一输油管(图未示)，油箱的油是通过泵及输油管输送至各左发动机344以提供其运转时所需的燃料。围绕壁348具有两个分别与两左容室353位置相对应并且可开启或关闭的门部(图未示)，借此，便于工作人员通过门部将左发动机344安装于对应的左容室353内，或者是将左容室353内的左发动机344拆离。

参阅图4、图7、图8及图10，多个左发动机344沿上下方向z排列成两排，每一排的多个左发动机344沿左右方向y相间隔排列地设置于对应左容室353内且固定于对应的分隔壁350上。每一排的多个左发动机344是不对称地排列于对应左容室353内且至少大部分是位于中心轴线a1左侧。圆柱形壳体341的围绕壁348形成有多个进气口354，及多个排气口355。进气口354数量、排气口355的数量及左发动机344数量皆相同。所述进气口354沿上下方向z排列成两排，每一排的多个进气口354沿左右方向y相间隔排列，且每一排的多个进气口354至少大部分是位于中心轴线a1左侧。排气口355位在进气口354后方。所述排气口355沿上下方向z排列成两排，每一排的多个排气口355沿左右方向y相间隔排列，且每一排的多个排气口355至少大部分是位于中心轴线a1左侧。每一个左发动机344的前后两端分别对齐于对应的进气口354及对应的排气口355，借此，当左发动机344运转时能通过进气口354吸气并通过排气口355排气。借由每一排的左发动机344、进气口354及排气口355各自是至少大部分位于中心轴线a1左侧，使得所述左发动机344全部运转时会产生顺时针方向的一第一转矩，以带动左推进器34沿一与第一转矩同向的第一旋转方向r1(如图25)转动。

左推进器34可沿第一旋转方向r1在一第一喷射位置(如图1)及一第二喷射位置(如图25)之间转动。在第一喷射位置时，左推进器34的排气口355朝向后方，使得所述左发动机344能沿一平行于前后方向x的后喷射方向i1喷射气流。在第二喷射位置时，左推进器34的排气口355朝向前方，使得所述左发动机344能沿一相反于后喷射方向i1的前喷射方向i2(如图25)喷射气流。

具体而言，在本第一实施例中，左发动机344数量、进气口354数量及排气口355数量各自是以8个为例。每一排的左发动机344数量是以4个为例，其中，一个左发动机344中心是对齐中心轴线a1，另一个左发动机344位在中心轴线a1右侧，而剩余两个左发动机344则是位在中心轴线a1左侧。进气口354及排气口355的排列方式是配合左发动机344的排列方式设计，每一排的进气口354数量为4个，其中，一个进气口354中心是对齐中心轴线a1，另一个进气口354位在中心轴线a1右侧，而剩余两个进气口354则是位在中心轴线a1左侧。每一排的排气口355数量为4个，其中，一个排气口355中心是对齐中心轴线a1，另一个排气口355位在中心轴线a1右侧，而剩余两个排气口355则是位在中心轴线a1左侧。

需说明的是，在其他实施方式中，每一排左发动机344的排列方式也可以是在中心轴线a1右侧不配置左发动机344，而使全部左发动机344位在中心轴线a1左侧。或者，每一排左发动机344的数量为两个，其中一个位于中心轴线a1左侧且与中心轴线a1相隔第一距离，另一个位于中心轴线a1右侧且与中心轴线a1相隔第二距离，第一距离远大于第二距离。借由前述方式同样能使左发动机344全部运转时会产生顺时针方向的第一转矩，不以本第一实施例所公开的排列方式为限。

参阅图6、图11、图12及图13，右推进器36的结构类似于左推进器34并包含一圆柱形壳体361、一第一杆件362、一第二杆件363，及多个右发动机364。圆柱形壳体361是由金属材质所制成且其外表面镀有一层耐高温的陶瓷耐热层。圆柱形壳体361界定出一沿上下方向z延伸的中心轴线a2，并包括一底壁365、一外凸环366、一内凸环367、一围绕壁368、一顶壁369，及两个分隔壁370。外凸环366凸设于底壁365底面并且可转动地嵌入底盘31的对应外环形凹槽318内。内凸环367凸设于底壁365底面且外径小于外凸环366内径并位于外凸环366内，内凸环367可转动地嵌入底盘31的对应内环形凹槽320内。通过外凸环366及内凸环367分别可转动地嵌入对应外环形凹槽318内及对应内环形凹槽320内，限制圆柱形壳体361只能相对于底盘31转动而不会相对于底盘31前后晃动或左右晃动。底壁365形成一介于外凸环366与内凸环367之间且开口朝下的环形滚珠槽371。位于右侧环形滚珠槽319内的滚珠313的一上半部凸伸出盘体311的顶面317并且嵌入环形滚珠槽371内，各滚珠313是以点接触方式与盘体311及底壁365接触并能于前述两者之间滚动，借此，能降低圆柱形壳体361相对于盘体311转动时的摩擦力，使得圆柱形壳体361能顺畅地相对于底盘31转动。

第一杆件362由底壁365左侧横向凸伸而出，而第二杆件363则由底壁365右侧横向凸伸而出且相反于第一杆件362。围绕壁368是由底壁365顶端向上凸伸而出。顶壁369形成于围绕壁368顶端。两个分隔壁370形成于围绕壁368内壁面且上下相间隔。底壁365、下方分隔壁370及围绕壁368共同界定出一供油室372。两个分隔壁370、顶壁369及围绕壁368共同界定出两个上下相间隔的右容室373，两个右容室373用以供所述右发动机364容置。供油室372内用以容置一油箱(图未示)、一泵(图未示)及一输油管(图未示)，油箱的油是通过泵及输油管输送至各右发动机364以提供其运转时所需的燃料。围绕壁368具有两个分别与两右容室373位置相对应并且可开启或关闭的门部(图未示)，借此，便于工作人员通过门部将右发动机364安装于对应的右容室373内，或者是将右容室373内的右发动机364拆离。

参阅图4、图11、图12及图14，多个右发动机364沿上下方向z排列成两排，每一排的多个右发动机364沿左右方向y相间隔排列地设置于对应右容室373内且固定于对应的分隔壁370上。每一排的多个右发动机364是不对称地排列于对应右容室373内且至少大部分是位于中心轴线a2右侧。圆柱形壳体361的围绕壁368形成有多个进气口374，及多个排气口375。进气口374数量、排气口375数量及右发动机364数量皆相同。所述进气口374沿上下方向z排列成两排，每一排的多个进气口374沿左右方向y相间隔排列，且每一排的多个进气口374至少大部分是位于中心轴线a2右侧。排气口375位在进气口374后方。所述排气口375沿上下方向z排列成两排，每一排的多个排气口375沿左右方向y相间隔排列，且每一排的多个排气口375至少大部分是位于中心轴线a2右侧。每一个右发动机364的前后两端分别对齐于对应的进气口374及对应的排气口375，借此，当右发动机364运转时能通过进气口374吸气并通过排气口375排气。借由每一排的右发动机364、进气口374及排气口375各自是至少大部分位于中心轴线a2右侧，使得所述右发动机364全部运转时会产生逆时针方向的一第二转矩，以带动右推进器36沿一相反于第一旋转方向r1而与第二转矩同向的第二旋转方向r2(如图25)转动。

右推进器36可沿第二旋转方向r2在第一喷射位置(如图1)及第二喷射位置(如图25)之间转动。在第一喷射位置时，右推进器36的排气口375朝向后方，使得所述右发动机364能沿后喷射方向i1喷射气流。在第二喷射位置时，右推进器36的排气口375朝向前方，使得所述右发动机364能沿前喷射方向i2(如图25)喷射气流。

具体而言，在本第一实施例中，右发动机364数量、进气口374数量及排气口375数量各自是以8个为例。每一排的右发动机364数量是以4个为例，其中，一个右发动机364中心是对齐中心轴线a2，另一个右发动机364位在中心轴线a2左侧，而剩余两个右发动机364则是位在中心轴线a2右侧。进气口374及排气口375的排列方式是配合右发动机364的排列方式设计，每一排的进气口374数量为4个，其中，一个进气口374中心是对齐中心轴线a2，另一个进气口374位在中心轴线a2左侧，而剩余两个进气口374则是位在中心轴线a2右侧。每一排的排气口375数量为4个，其中，一个排气口375中心是对齐中心轴线a2，另一个排气口375位在中心轴线a2左侧，而剩余两个排气口375则是位在中心轴线a2右侧。

需说明的是，在其他实施方式中，每一排右发动机364的排列方式也可以是在中心轴线a2左侧不配置右发动机364，而使大部分右发动机364位在中心轴线a2右侧，不以本第一实施例所公开的排列方式为限。

参阅图8及图12，两个左容室353及供油室352由上而下的排列方式，以及两个右容室373及供油室372由上而下的排列方式，可依照需求而自行变换顺序，本第一实施例将供油室352、372设在最下方是基于安全性的考虑，以避免飞机在起飞时所产生的喷射气流射到供油室352、372。当然，在其他实施方式中，若将左容室353数量及右容室373数量各自缩减为一个以降低左推进器34及右推进器36的高度，并能确保飞机产生的喷射气流不会对左推进器34及右推进器36造成影响的话，则供油室352、372也可分别设在左容室353及右容室373上方，如此，供油室352、372内的油就不需要通过泵抽至上方供应给发动机，而能直接通过输油管输送至发动机。

参阅图10及图14，在本第一实施例中，左推进器34的各左发动机344及右推进器36的各右发动机364是以喷射发动机为例，可以是喷射发动机中的涡轮喷射发动机，或涡轮风扇发动机，或涡轮螺旋桨发动机。当然，在其他实施方式中，各左发动机344及各右发动机364也可以是火箭发动机。

参阅图1、图4及图6，两个挡止器38分别设置于底盘31的两个容置槽322内，两挡止器38分别用以挡止左推进器34的第一杆件342及右推进器36的第一杆件362，以使左推进器34及右推进器36各自定位在第一喷射位置。两挡止器38还分别用以挡止左推进器34的第二杆件343及右推进器36的第一杆件363，以使左推进器34及右推进器36各自定位在第二喷射位置。具体而言，各挡止器38为一电磁阀并具有一抵接于肩面325并与控制模块331电连接的驱动部381，及一穿设于驱动部381的伸缩挡杆382。驱动部381用以驱动伸缩挡杆382沿上下方向z在一挡止位置(如图4)，及一非挡止位置(如图24)之间移动。在挡止位置时，伸缩挡杆382凸伸出盘体311的顶面317并且阻挡在第一杆件342、362及第二杆件343、363的转动路径上，用以挡止第一杆件342、362或第二杆件343、363。在非挡止位置时，伸缩挡杆382未凸伸出顶面317且未阻挡在第一杆件342、362及第二杆件343、363的转动路径上。

参阅图1、图15及图16，顶推机构4包括一前连接杆41、一后连接杆42、两个侧推杆43，及一锁固单元46。前连接杆41连接于导向滑板22的前扣环222与助推车3的前扣环314之间，前连接杆41呈长形且其长向沿前后方向x延伸并包含一杆体411、一后扣环412、一液压缸413、一前端块414、一压缩弹簧415，及一前扣环416。杆体411形成有一长导槽417，长导槽417呈长形且其长向沿前后方向x延伸。后扣环412设置于杆体411后端且可拆卸地卡扣于前扣环314。液压缸413具有一设置于杆体411前端的缸体418，及一活塞杆419。活塞杆419穿设于缸体418并可沿前后方向x伸缩。前端块414设置于活塞杆419前端。压缩弹簧415套设于活塞杆419且前后两端分别抵接于前端块414及缸体418。前扣环416设置于前端块414前端且可拆卸地卡扣于前扣环222。

后连接杆42的结构与前连接杆41结构类似并连接于导向滑板22的后扣环223与助推车3的后扣环315之间。后连接杆42呈长形且其长向沿前后方向x延伸并包含一杆体421、一后扣环422、一液压缸423、一前端块424、一压缩弹簧425，及一前扣环426。后扣环422设置于杆体421后端且可拆卸地卡扣于后扣环223。液压缸423具有一设置于杆体421前端的缸体427，及一活塞杆428。活塞杆428穿设于缸体427并可沿前后方向x伸缩。前端块424设置于活塞杆428前端。压缩弹簧425套设于活塞杆428且前后两端分别抵接于前端块424及缸体427。前扣环426设置于前端块424前端且可拆卸地卡扣于后扣环315。

借由前连接杆41及后连接杆42连接在导向滑板22与助推车3之间，使得助推车3在移动过程中能通过前连接杆41及后连接杆42推动或拉动导向滑板22沿前后方向x移动，以带动设置在导向滑板22上的牵引器23移动。由于导向滑板22受到导轨21的导槽211导引而只能沿前后方向x滑动，因此，导向滑板22能起到导引并稳定助推车3行进方向的功效。

参阅图1、图17、图18及图19，两个侧推杆43可运动地连接于助推车3且沿左右方向y相间隔，前连接杆41位于两个侧推杆43之间。各侧推杆43呈长形且其长向沿前后方向x延伸并包含一杆体431、一后扣环432、一液压缸433、一圆柱434、一压缩弹簧435，及一顶推组436。杆体431形成有一长形槽437，长形槽437呈长形且其长向沿前后方向x延伸。后扣环432设置于杆体431后端且可拆卸地卡扣于助推车3的对应侧扣环316。后扣环432还可转动地枢接于对应侧扣环316，使得后扣环432构成侧推杆43的一可转动地枢接于助推车3的枢接部。液压缸433具有一设置于杆体431前端的缸体438，及一活塞杆439。活塞杆439穿设于缸体438并可沿前后方向x伸缩。圆柱434设置于活塞杆439前端，圆柱434的轴向沿上下方向z延伸。压缩弹簧435套设于活塞杆439且前后两端分别抵接于圆柱434及缸体438。

顶推组436包括一套筒440、一推块441、多个顶推滚珠442，及多个滑动滚珠443。套筒440可转动地枢接于圆柱434并可绕其轴向旋转，套筒440具有一筒体444，及一盖体445。筒体444形成有一上开口446，及一连通于上开口446后端的后开口447。圆柱434经由上开口446穿伸至筒体444内，而活塞杆439则穿设于后开口447。盖体445盖合于筒体444顶端，并可通过例如螺锁或焊接方式固定于筒体444。盖体445用以封闭上开口446，以防止圆柱434经由上开口446脱离筒体444。由于后开口447沿左右方向y延伸的宽度大于活塞杆439的外径，因此，套筒440可相对于圆柱434转动并可绕其轴向旋转。

推块441呈弧形状且形成于套筒440的筒体444前侧，并具有一弧形前端面448，及一弧形底面449。各顶推滚珠442可转动地嵌设于所述推块441且部分凸伸出所述弧形前端面448。所述顶推滚珠442排列成弧形状并且共同界定出一顶推端450，顶推端450用以顶推飞机的一对应后起落架13的一后轮131(如图21)。各滑动滚珠443可转动地嵌设于所述推块441且部分凸伸出所述弧形底面449，各滑动滚珠443以点接触方式接触跑道11并能于跑道11上滚动。

借由各侧推杆43的后扣环432可转动地枢接于助推车3的对应侧扣环316，各侧推杆43能相对于助推车3调整至一所需的摆动角度，使得两个侧推杆43的顶推端450沿左右方向y之间的距离可调整。借此，两个侧推杆43的顶推端450能依据飞机的两个后起落架13的后轮131之间的间距而对应地调整顶推的位置。借由套筒440可相对于圆柱434转动的设计方式，当后轮131于跑道11转动的过程中发生左右晃动时，顶推组436能随着后轮131的晃动而对应地转动，以确保顶推组436能确实地保持在顶推后轮131的位置。借由推块441的弧形前端面448设计，以及所述顶推滚珠442部分凸伸出弧形前端面448并排列呈弧形，借此，使得所述顶推滚珠442能配合后轮131的外形轮廓，以确保所有的顶推滚珠442都能确实地接触到后轮131。此外，借由各顶推滚珠442以点接触方式接触后轮131，能降低两者之间的摩擦力，使得后轮131能顺畅地于跑道11上转动。再者，借由各滑动滚珠443以点接触方式接触跑道11，能降低两者之间的摩擦力，使得顶推组436能通过滑动滚珠443顺畅地于跑道11上滑动。

参阅图1及图20，锁固单元46用以将前连接杆41及两个侧推杆43固定地连接在一起，以使各侧推杆43固定于所需的摆动角度。锁固单元46包含一平衡杆461、一第一锁固件462，及两个第二锁固件463。平衡杆461包括一横杆体464、一中立杆体465，及两个侧立杆体466。横杆体464呈长形且其长向沿左右方向y延伸，横杆体464抵接于前连接杆41的杆体411顶端以及各侧推杆43的杆体431顶端。中立杆体465由横杆体464底端中间处朝下凸伸，中立杆体465穿设于前连接杆41的长导槽417内并能沿其长向滑动。第一锁固件462锁固于中立杆体465并抵接于前连接杆41的杆体411底端。通过横杆体464与第一锁固件462共同夹持住前连接杆41的杆体411，能将平衡杆461与前连接杆41固定地连接在一起。两侧立杆体466由横杆体464底端邻近两侧边处朝下凸伸且位于中立杆体465左右两侧。各侧立杆体466穿设于对应侧推杆43的长形槽437内并能沿其长向滑动。各第二锁固件463锁固于对应侧立杆体466并抵接于侧推杆43的杆体431底端。通过横杆体464与各第二锁固件463共同夹持住侧推杆43的杆体431，能将平衡杆461与侧推杆43固定地连接在一起，借此，能固定两侧推杆43的顶推端450之间的距离。

在本实施例中，中立杆体465具有一螺纹段467，第一锁固件462为一锁固于中立杆体465的螺纹段467的螺帽。各侧立杆体466同样具有一螺纹段468，各第二锁固件463为一锁固于对应侧立杆体466的螺纹段468的螺帽。

参阅图21，当飞机的机型不同时，飞机的两个后起落架13的后轮131之间的间距也会不同，本第一实施例的两个侧推杆43能在下述三种不同的助推模式之间变换，借此，能增加助推弹射装置200使用上的弹性使其能用于助推不同机型的飞机。两个侧推杆43可在第一助推模式、第二助推模式，及第三助推模式之间变换。在图21所示的第一助推模式时，两侧推杆43相互平行，且两侧推杆43的顶推端450沿左右方向y相间隔一第一距离d1。借此，使得两侧推杆43的顶推端450能分别顶推两个相间隔第一距离d1的后轮131。

参阅图20及图22，欲将两侧推杆43由第一助推模式变换至第二助推模式时，先将第一锁固件462及各第二锁固件463旋松，随后将平衡杆461往后推，使中立杆体465沿长导槽417往后移，而各侧立杆体466则沿对应的长形槽437往后移。接着，将两侧推杆43向外摆动使两侧推杆43向外偏摆，此时，两顶推端450相互远离且分别对齐并抵接于两后轮131。最后，将第一锁固件462及各第二锁固件463旋紧，使平衡杆461、前连接杆41及侧推杆43固定在一起，两侧推杆43即变换至第二助推模式。两侧推杆43的顶推端450沿左右方向y相间隔一第二距离d2，第二距离d2大于第一距离d1(如图21)。借此，使得两侧推杆43的顶推端450能分别顶推两个相间隔第二距离d2的后轮131。

参阅图20及图23，欲将两侧推杆43由第一助推模式变换至第三助推模式时，先将第一锁固件462及各第二锁固件463旋松，随后将平衡杆461往后推，使中立杆体465沿长导槽417往后移，而各侧立杆体466则沿对应的长形槽437往后移。接着，将两侧推杆43向内摆动使两侧推杆43向内偏摆，此时，两顶推端450相互靠近且分别对齐并抵接于两后轮131。最后，将第一锁固件462及各第二锁固件463旋紧，使平衡杆461、前连接杆41及侧推杆43固定在一起，两侧推杆43即变换至第三助推模式。两侧推杆43的顶推端450沿左右方向y相间隔一第三距离d3，第三距离d3小于第一距离d1(如图21)。借此，使得两侧推杆43的顶推端450能分别顶推两个相间隔第三距离d3的后轮131。

以下将针对助推弹射装置200的运作方式进行详细说明，以两侧推杆43在第一助推模式下为例：

参阅图2及图21，当助推车3的左推进器34及右推进器36在第一喷射位置且沿后喷射方向i1喷射气流时，由于左推进器34第一杆件342及右推进器36的第一杆件362分别被两个位在挡止位置的伸缩挡杆382所阻挡，因此，左推进器34不会沿第一旋转方向r1(如图25)转动，而右推进器36则不会沿第二旋转方向r2(如图25)转动。借此，使得左推进器34及右推进器36沿后喷射方向i1所喷射的气流能带动助推车3向前移动。

助推车3向前移动的过程中会通过前连接杆41推动导向滑板22以及通过后连接杆42拉动导向滑板22，使导向滑板22向前移动。通过前连接杆41的液压缸413及压缩弹簧415设计，能缓冲助推车3通过前连接杆41施加于导向滑板22的力量。导向滑板22向前移动时会带动牵引器23移动，使牵引器23拉动飞机的前起落架12移动。

同时，助推车3会通过两个侧推杆43分别推动两后轮131向前移动。通过各侧推杆43的液压缸433及压缩弹簧435设计，能缓冲助推车3通过各侧推杆43施加于对应后轮131的力量。由于各后轮131于跑道11上转动的过程中会有将对应顶推滚珠442往上旋起的力量，因此，借由顶推滚珠442将前述力量转换为相对于推块441转动的力量，能避免顶推组436往上翘起。此外，由于平衡杆461是固定地连接于前连接杆41与两侧推杆43之间，而前连接杆41连接在导向滑板22与助推车3之间，因此，借由前连接杆43及平衡杆461两者相配合，能防止各侧推杆43上下摆动而导致顶推组436往上翘起以及杆体431往下倾。再者，通过平衡杆461固定地连接于前连接杆41与两侧推杆43之间，使各侧推杆43能固定于所需的摆动角度而不会任意地左右摆动。借此，能确保各侧推杆43在顶推对应后轮131的过程中保持稳定，以避免对飞机的起飞过程造成影响。

参阅图24及图25，当助推车3推动飞机使其到达一起飞速度时，控制模块331驱动两挡止器38的伸缩挡杆382下移到图24所示的非挡止位置，使得左推进器34所喷射的气流促使其沿第一旋转方向r1转动，而右推进器36所喷射的气流促使其沿第二旋转方向r2转动。当左推进器34的第一杆件342及右推进器36的第一杆件362分别越过两伸缩挡杆382上方后，控制模块331驱动两伸缩挡杆382上移并回复至图4所示的挡止位置。当左推进器34及右推进器36各自旋转180度后，两伸缩挡杆382分别挡止左推进器34的第二杆件343及右推进器36的第二杆件363，使左推进器34及右推进器36无法再转动并定位在图25所示的第二喷射位置。此时，左推进器34及右推进器36沿前喷射方向i2所喷射的气流能带动助推车3向后移动，助推车3向后移动的过程中会通过后连接杆42推动导向滑板22以及通过前连接杆41拉动导向滑板22，使导向滑板22向后移动。通过后连接杆42的液压缸423及压缩弹簧425设计，能缓冲助推车3通过后连接杆42施加于导向滑板22的力量。

当助推车3移动到接近图1所示的一初始位置时，控制模块331驱动两伸缩挡杆382下移到非挡止位置，使得左推进器34所喷射的气流促使其沿第一旋转方向r1转动，而右推进器36所喷射的气流促使其沿第二旋转方向r2转动。当左推进器34的第二杆件343及右推进器36的第二杆件363分别越过两伸缩挡杆382上方后，控制模块331驱动两伸缩挡杆382上移并回复至图4所示的挡止位置。当左推进器34及右推进器36各自旋转180度后，两伸缩挡杆382分别挡止左推进器34的第一杆件342及右推进器36的第一杆件362，使左推进器34及右推进器36无法再转动并定位在图1所示的第一喷射位置。此时，助推车3便能执行下一次的助推作业。

需说明的是，跑道11长度、飞机重量、助推车3重量，以及助推车3带动飞机到达起飞速度所需的速度皆是预先输入至控制模块331内。传感器333感测助推车3行驶的速度及里程后会传输电讯号至控制模块331，控制模块331会依据前述电讯号来判断驱动伸缩挡杆382作动的时机。借此，使得助推车3完成一次助推作业后能自动地回复至初始位置，能有效地提升使用上的方便性。

参阅图26及图27，是本发明助推弹射装置200的第二实施例，其整体结构及运作方式大致与第一实施例相同，不同处在于驱动左推进器34及右推进器36转动的方式。

在本第二实施例中，左推进器34的圆柱形壳体341包括一形成于底壁345(如图7)外周面的齿轮356。右推进器36的圆柱形壳体361包括一形成于底壁365(如图11)外周面的齿轮376。助推车3还包括一设置于底盘31的顶面317的驱动机构39。驱动机构39包含一马达391，及两个传动单元392。两个传动单元392的传动齿轮组(图未示)与马达391连接并可被马达391驱动而运转。两个传动单元392的传动齿轮组分别与两齿轮356、376啮合。马达391能通过两传动单元392分别驱动左推进器34的齿轮356及右推进器36的齿轮376沿第一旋转方向r1及第二旋转方向r2转动，使左推进器34及右推进器36各自能在第一喷射位置及第二喷射位置之间转动。借此，左推进器34的各左容室353内的左发动机344(如图10)以及右推进器36的各右容室373的右发动机364(如图14)的排列方式便不需如第一实施例所示的采不对称排列，而可采用对称排列方式。

归纳上述，各实施例的助推弹射装置200借由导向机构2、助推车3及顶推机构4设计，整体结构简单、维修方便，且制造及使用上的成本较低。借此，使得助推弹射装置200能应用在一般飞机场的跑道11上以辅助飞机起飞。此外，借由顶推机构4的两侧推杆43能在多种不同助推模式之间变换，使得两侧推杆43能依据飞机的两个后起落架13的后轮131之间的间距而对应地调整顶推的位置，能增加助推弹射装置200使用上的弹性使其能用于助推不同机型的飞机。此外，借由助推车3的左推进器34及右推进器36各自能可在第一喷射位置及第二喷射位置之间转动，使得助推车3完成一次助推作业后能自动地回复至初始位置，能有效地提升使用上的方便性，确实能达到本发明所诉求的目的。