螺旋飞轮弹射器及其应用.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局*CN103121509A*(12)发明专利申请(10)申请公布号(10)申请公布号CNCN103121509103121509A(43)申请公布日2013.05.29(21)申请号201210597740.9(22)申请日2012.12.23(71)申请人黄上立地址518055广东省深圳市南山区龙珠大道龙祥苑B座1206(72)发明人黄上立(51)Int.Cl.B64F1/06(2006.01)权权利要求书2页利要求书2页说明书8页说明书8页附图8页附图8页(54)发明名称螺旋飞轮弹射器及其应用(57)摘要本发明——螺旋飞轮弹射器及其应用，涉及舰载机弹射器。传统的舰载机弹射器分为储能和弹射两大部分，技术难点在于：弹射瞬间，巨大的能量从储能器向弹射器爆发式地传输，并要求这种传输过程是稳定、可控的。本发明实现了储能与弹射功能的一体化，直接通过缆索将螺旋飞轮储存的巨大能量稳定地传递给弹射起飞的舰载机；由于避免了巨大能量在储能器与弹射器之间的转化与剧烈传输，使弹射效率比蒸汽弹射器提高10倍以上；既可弹射重型舰载机，也可弹射无人机；弹射器总重比蒸汽弹射器降低2/3以上；并大大简化了控制环节和弹射系统的结构。本发明还可用于前线机场战机的短距起飞以及导弹的冷发射。CN103121509ACN103259ACN103121509A权利要求书1/2页1.螺旋飞轮弹射器由螺旋飞轮、飞轮基座、驱动主机、挂缆装置、牵引缆索、滑车、滑车导轨和缓冲器所构成，其特征在于：螺旋飞轮采用了飞轮与螺旋形缆索绞盘一体化的结构，包括以下两种结构形式：1.一体化螺旋飞轮——飞轮与缆索绞盘完全融为一体，其外形为圆锥体，飞轮的中轴穿过圆锥体的中心；靠近中轴的锥面过渡为锥度较小的颈部；在圆锥面上具有螺旋形的缆索槽，从锥面颈部一直延伸到飞轮的边缘，在螺旋形缆索槽的始端设有挂缆桩，末端设有缆索尾部夹紧装置；螺旋飞轮通过配平，实现动平衡；2.分体式螺旋飞轮——飞轮与螺旋形缆索绞盘各自独立，两者通过中轴和栓锁机构牢固地连接为一体，在螺旋形缆索槽的始端和末端同样设有挂缆桩和缆索尾部夹紧装置；螺旋飞轮弹射器可用于舰载机的弹射起飞，前线机场战机的短距离弹射起飞，导弹的冷发射。2.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：挂缆装置由飞轮颈部上方安装的挂缆引导轮、飞轮主轴的正下方安装的光电检测器，以及挂缆缓冲器所组成；实施弹射时，牵引缆索头(21)预先卡在挂缆引导轮(3)的边缘，光电检测器(19)经由定位标志(18)测出挂缆桩(16)通过飞轮正下方的时间，以及飞轮的转速；挂缆时，由电脑控制挂缆引导轮(3)适时启动，使牵引缆索头(21)准确挂接在飞轮颈部的挂缆桩(16)上。3.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：挂缆装置在弹射启动前，挂缆引导轮(3)保持缆索头(21)到交汇点A的角距离为固定值(0.45π)，当光电检测器(19)检测到定位标志通过时，挂缆引导轮(3)立即启动，启动后的角加速度为0.9ω12/π，从而实现准确挂缆。4.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：实施弹射时，飞轮的预定转速ω由下式所决定：20.5Jω＝E1+E2+WJ为飞轮的惯量矩，ω为飞轮转动的角速度E1：弹射后飞轮的剩余动能E2：舰载机弹射过程中从飞轮所获取的能量W：弹射过程中的能量损耗。5.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：滑车(4)上装有缆索尾部卷盘(44)，牵引缆索尾部(22)卷绕在上面，在弹射过程中，滑车锁缆装置(41)将缆索尾部锁紧，弹射末期锁缆装置(41)将缆索尾部释放，缆索尾部卷盘(44)可减缓缆索尾部释放的冲击力；缆索尾部释放后被卷入飞轮边缘的缆索槽中，并被尾部锁紧装置(17)锁紧。6.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：飞轮的主轴(11)的两端安装于飞轮基座(5)上，挂缆引导轮(3)安装于基座(5)上靠近飞轮(1)颈部的位置；驱动主机(6)也安装于基座(5)上；在新一轮弹射准备期，驱动主机(6)与飞轮之间的离合器(61)闭合；闭合前，主机的转速调整到与飞轮转速一致；闭合后，主机驱动飞轮不断加速，直至所需的弹射速度；在弹射前，离合器分离。7.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：螺旋形缆索槽的曲线形状可采用有限元法准确地设计：将全部弹射时间t分为m段，每段时间为Δt，分别求出每段时间末螺旋曲线的极径和极角，即可准确描绘出整条螺旋曲线：由舰载机的瞬时速度Vt＝At(A为弹射加速度，t为弹射时间)，可得：V1、V2、…Vn…(1≤n≤m，n为整数，以下同；Vn为tn时刻舰载机的瞬时速度)2CN103121509A权利要求书2/2页2由舰载机的动能E＝0.5mVt可得：E1、E2、…En…(En为tn时刻舰