航母飞机助推弹射起飞方法技术

本发明专利技术涉及一种航母飞机助推弹射起飞方法，该方法采用如下构件：助推器(12)、凹槽(3)、拦阻索(24)、导焰板(2)。该方法具有以下优点：不消耗电力；结构简单，制造和维护容易，使用方便；可弹射质量较大的飞机(10)；准备弹射飞机(10)的时间短暂，弹射飞机(10)快速；助推器(12)即使损坏，可用备份立即更换，航母战斗力不受影响；不弹射时不消耗能源，弹射效率高；弹射质量小的无人机时无人机不会损坏；前后机轮轮距不同的飞机(10)都能弹射。

【技术实现步骤摘要】
航母飞机助推弹射起飞方法
本专利技术涉及一种航母飞机助推弹射起飞方法，尤其是可节省航母大量空间或不需强大电力且能让质量大的飞机能够起飞的航母飞机助推弹射起飞方法。
技术介绍
当前航母上飞机起飞的方式有三种，这三种起飞方式不是存在严重缺点，就是须投入大量资金、人力和经过长的时间进行高新技术开发。其一为滑跃起飞，虽然占用空间小，但飞机装载的燃油和武器受到限制，航程短，战斗力不强，飞机的性能不能充分发挥；滑跃甲板一旦遭到战损，整个航母就半瘫痪了；需要将航母的船头转向逆风飞机才能起飞，容易贻误战机；飞机起飞受海况的影响大。其二为蒸汽弹射，锅炉、贮气罐体积庞大，管道密集；设备复杂，安装调试要求高；未弹射飞机时锅炉不能熄火，能源消耗巨大，效率低下；航母上宝贵空间被蒸汽弹射装置占据，其它装备被迫减少，不得不另备供应船与之伴随；不能弹射无人机。其三为现在正在开发电磁弹射，其需要强大电力驱动；需要解决稀土强磁、高温超导和新型电能存储等高新技术，而开发这些高新技术需要大量资金、人力和经过长的时间。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是提供一种航母飞机弹射起飞新的方法，该方法具有以下优点：体积小，不消耗电力；结构简单，制造和维护容易，使用方便；可弹射质量较大的飞机；准备弹射飞机的时间短暂，弹射飞机快速；助推器万一损坏，用备份立即更换，航母的战斗力不受影响；不弹射时不消耗能源，弹射效率高；弹射质量小的无人机时无人机不会损坏；前后机轮轮距不同的飞机都能弹射。为解决上述技术问题，本专利技术的技术方案为：航母飞机助推弹射起飞方法采用如下构件：助推器、凹槽、拦阻索、导焰板。助推器由底板、助推器的发动机、油箱、前轮架、后轮架、轨道轮和尾钩组成，底板的顶面和底面为相同矩形，要弹射的飞机位于其顶面上，薄长方体形感应器沿纵向嵌入该底板顶面的横向中央，其接近该底板的前端，其面积较大的顶面与该底板的顶面齐平，长方体形挡板横向嵌入该底板的顶面上，其与该底板通过公知公用固定配合装置活动连接，其位于该感应器的正后方，其面积较大的顶面与该底板的顶面齐平，等待弹射的飞机位于该底板上正中时其前轮刚好压在该感应器上，该挡板绕该固定配合装置向前转出90°并用挡板撑杆支撑后，该挡板与该飞机的后轮接触，从而该助推器可推着该飞机一同向前加速运动，油箱固紧连接在该底板的前底面上，助推器的发动机为公知公用大推力涡扇喷气发动机，多个助推器的发动机固紧连接在该底板的后底面上，其进气口朝向前方，其喷口朝向后方但不超出该底板的后端面，该油箱内贮存的航空燃油供多个助推器的发动机共用，两个前轮架的上端分别固紧连接在靠近该底板两侧之一又接近其前端的该底板的底面上，两个后轮架的上端分别固紧连接在靠近该底板两侧之一又接近其后端的该底板的底面上，轨道轮为公知公用阶梯状轮，由小轮、大轮和轮轴孔同轴构成，该助推器上的前轮轴分别穿过左右两侧两个该前轮架之一下端的轴孔和两个该轨道轮之一的轮轴孔，两个该轨道轮分别靠近这两个前轮架之一，该前轮轴以固定配合方式安装在该前轮架的轴孔上或与该前轮架的轴孔固紧连接，该轨道轮以固定配合方式安装在该前轮轴上或与该前轮轴固紧连接，后轮轴分别穿过左右两侧两个该后轮架之一下端的轴孔和两个该轨道轮之一的轮轴孔，两个该轨道轮分别靠近这两个后轮架之一，该后轮轴以固定配合方式安装在该后轮架的轴孔上或与该后轮架的轴孔固紧连接，该轨道轮以固定配合方式安装在该后轮轴上或与该后轮轴固紧连接，公知公用尾钩的上端通过固定配合装置活动连接在该底板底面的横向中央，其下端通过固定配合装置活动连接有滑轮。凹槽为航母甲板上凹下的且位于矩形槽底板上方的长方体形空腔，其前端与航母的前端之间有足够航母甲板供航母上飞机转移，该槽底板的上表面与该航母甲板的上表面平行，在该槽底板上有两条直形轨道槽，这两条轨道槽与该凹槽的中轴线平行，分居于通过该中轴线的竖直平面的两侧且与该竖直平面等距，其前端朝向航母上飞机起飞方向，其后端固紧连接有阻轮板，该槽底板上的尾钩槽位于这两条轨道槽的正中央，其与该轨道槽平行，其前端与该轨道槽的前端齐平或位于该轨道槽前端的后方，其后端位于该轨道槽后端的后方，助推器位于该凹槽中，该助推器的底板的顶面与该航母甲板的顶面齐平，该底板的两个侧面分别与相应位置的该凹槽的两个侧壁之一彼此对置且活动接触，从而该助推器未弹射飞机时该航母甲板上的飞机可通过该底板从该凹槽的一侧转移至另一侧，该助推器两侧的轨道轮分别安装在这两条轨道槽之一上，该轨道轮的小轮的圆周表面可沿相应位置的位于这两条轨道槽之一同侧的该航母甲板的顶面滚动，该轨道轮的大轮位于该槽底板顶面下方的部分深入该轨道槽的槽中，该大轮外露的环形侧向面中进入该轨道槽中的部分与对置的该轨道槽的侧向面活动接触，该助推器位于该轨道槽的后端时其后的轨道轮受该阻轮板的阻挡使其不能向后移动，该助推器上尾钩下端的滑轮位于该尾钩槽中，该尾钩有足够大的质量以使其在该助推器弹射飞机时其上滑轮始终沿该尾钩槽的槽底面滚动，该尾钩的钩子朝向前方且其弧形钩体的一半露出另一半隐藏在该尾钩槽中。公知公用拦阻索的两端分别穿过凹槽上槽底板的两个拦阻索孔之一伸向航母甲板的下面，这两个拦阻索孔位于助推器上飞机弹射起飞处的前面，又位于该槽底板上的两条轨道槽之间且分别与这两条轨道槽之一接近，其从上至下逐渐向后倾斜，这两个拦阻索孔之间的拦阻索垂直跨越该槽底板上的尾钩槽，且沿横向露出在该槽底板的顶面上，当该助推器通过该拦阻索孔时，其上尾钩的钩子能可靠钩住该拦阻索，该拦阻索可使其减速直到停止运动，当其停止运动时其上在前的轨道轮仍在该轨道槽中且离该轨道槽的前端还有一段安全距离。公知公用导焰板为矩形板，其位于航母甲板上的矩形凹坑中，其与航母甲板下部向前的延伸部分的前端通过公知公用固定配合装置活动连接，该延伸部分的前端与凹槽上的槽底板的后端之间通过倾斜板固紧连接，该导焰板未绕该固定配合装置转出时其顶面与该航母甲板的顶面齐平且其四周与相应位置的该凹坑的侧壁活动接触，其前端刚好与位于该凹槽上轨道槽后端的助推器的底板的后端接触且其顶面与该底板的顶面齐平，飞机既可通过其在该航母甲板上转移，又可通过其进到该底板上，该导焰板绕该固定配合装置转出时其前底面和前端面刚好与该倾斜板的对应面接触，其在公知公用撑杆的支撑下可保持相对位置固定，当该助推器上的发动机和该飞机上的发动机开始工作时其能将喷出的尾气引向航母的后上方，该导焰板的质量须满足以下要求，当该飞机通过其进到该底板上的过程中，其重力相对该固定配合装置的力矩阻止其后端上翘。等待弹射起飞的飞机位于助推器的底板上正中且其前轮压在该助推器的感应器上，该飞机的驾驶员又对该助推器的发动机进行遥控启动时该助推器的发动机才能启动，该助推器的发动机启动后其工作状态受该驾驶员遥控控制，该助推器的发动机启动后当该前轮离开该感应器时该助推器的发动机立即停止工作。助推器上发动机的数量须满足以下两个要求：其一，助推器的发动机和位于助推器上准备弹射的飞机的发动机都加力工作的情况下，该助推器的发动机和该飞机的发动机的总推力使该助推器和该飞机组成的系统产生的加速度a1大于该飞机的发动机的推力使该飞机产生的加速度a2。满足了这个条件，在弹射过程中该飞机的前轮未离开助推器上的感应器时，该飞机不会相对该助推本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航母飞机助推弹射起飞方法采用如下构件：助推器(12)、凹槽(3)、拦阻索(24)、导焰板(2)；所述助推器(12)由底板(16)、发动机(5)、油箱(4)、前轮架(8a)、后轮架(8b)、轨道轮(9)和尾钩(25)组成；所述底板(16)的顶面和底面为相同矩形，要弹射的飞机(10)位于其顶面上；薄长方体形感应器(15)沿纵向嵌入所述底板(16)顶面的横向中央，其接近所述底板(16)的前端，其面积较大的顶面与所述底板(16)的顶面齐平；长方体形挡板(13)横向嵌入所述底板(16)的顶面上，其与所述底板(16)通过固定配合装置活动连接，其位于所述感应器(15)的正后方，其面积较大的顶面与所述底板(16)的顶面齐平；等待弹射的飞机(10)位于所述底板(16)上正中时其前轮(11a)刚好压在所述感应器(15)上，所述挡板(13)绕所述固定配合装置向前转出90°并用挡板撑杆(14)支撑后，所述挡板(13)与所述飞机(10)的后轮(11b)接触，从而所述助推器(12)可推着所述飞机(10)一同向前加速运动；所述油箱(4)固紧连接在所述底板(16)的前底面上；所述发动机(5)为大推力涡扇喷气发动机，多个所述发动机(5)固紧连接在所述底板(16)的后底面上，其进气口(7)朝向前方，其喷口(6)朝向后方但不超出所述底板(16)的后端面；所述油箱(4)内贮存的航空燃油供多个所述发动机(5)共用；两个前轮架(8a)的上端分别固紧连接在靠近所述底板(16)两侧之一又接近其前端的所述底板(16)的底面上；两个所述后轮架(8b)的上端分别固紧连接在靠近所述底板(16)两侧之一又接近其后端的所述底板(16)的底面上；所述轨道轮(9)为阶梯状轮，由小轮(9a)、大轮(9b)和轮轴孔(9c)同轴构成；所述助推器(12)上的前轮轴(17a)分别穿过左右两侧两个所述前轮架(8a)之一下端的轴孔和两个所述轨道轮(9)之一的轮轴孔(9c)，两个所述轨道轮(9)分别靠近两个所述前轮架(8a)之一，所述前轮轴(17a)以固定配合方式安装在所述前轮架(8a)的轴孔上或与所述前轮架(8a)的轴孔固紧连接，所述轨道轮(9)以固定配合方式安装在所述前轮轴(17a)上或与所述前轮轴(17a)固紧连接；后轮轴(17b)分别穿过左右两侧两个所述后轮架(8b)之一下端的轴孔和两个所述轨道轮(9)之一的轮轴孔(9c)，两个所述轨道轮(9)分别靠近两个所述后轮架(8b)之一，所述后轮轴(17b)以固定配合方式安装在所述后轮架(8b)的轴孔上或与所述后轮架(8b)的轴孔固紧连接，所述轨道轮(9)以固定配合方式安装在所述后轮轴(17b)上或与所述后轮轴(17b)固紧连接；所述尾钩(25)的上端通过固定配合装置活动连接在所述底板(16)底面的横向中央，其下端通过固定配合装置活动连接有滑轮；所述凹槽(3)为航母甲板(1)上凹下的且位于矩形槽底板(3a)上方的长方体形空腔，其前端与航母的前端之间有足够航母甲板(1)供航母上飞机(10)转移，所述槽底板(3a)的上表面与所述航母甲板(1)的上表面平行；在所述槽底板(3a)上有两条直形轨道槽(20)，两条所述轨道槽(20)与所述凹槽(3)的中轴线平行，分居于通过所述中轴线的竖直平面的两侧且与该竖直平面等距，其前端朝向航母上飞机(10)起飞方向，其后端固紧连接有阻轮板(21)；所述槽底板(3a)上的尾钩槽(18)位于两条所述轨道槽(20)的正中央，其与所述轨道槽(20)平行，其前端与所述轨道槽(20)的前端齐平或位于所述轨道槽(20)前端的后方，其后端位于所述轨道槽(20)后端的后方；助推器(12)位于所述凹槽(3)中，所述助推器(12)的底板(16)的顶面与所述航母甲板(1)的顶面齐平，所述底板(16)的两个侧面分别与相应位置的所述凹槽(3)的两个侧壁之一彼此对置且活动接触，从而所述助推器(12)未弹射飞机(10)时所述航母甲板(1)上的飞机(10)可通过所述底板(16)从所述凹槽(3)的一侧转移至另一侧；所述助推器(12)两侧的轨道轮(9)分别安装在两条所述轨道槽(20)之一上，所述轨道轮(9)的小轮(9a)的圆周表面可沿相应位置的位于两条所述轨道槽(20)之一同侧的所述航母甲板(1)的顶面滚动，所述轨道轮(9)的大轮(9b)位于所述槽底板(3a)顶面下方的部分深入所述轨道槽(20)的槽中，所述大轮(9b)外露的环形侧向面中进入所述轨道槽(20)中的部分与对置的所述轨道槽(20)的侧向面活动接触；所述助推器(12)位于所述轨道槽(20)的后端时其后的轨道轮(9)受所述阻轮板(21)的阻挡使其不能向后移动；所述助推器(12)上尾钩(25)下端的滑轮位于所述尾钩槽(18)中，所述尾钩(25)有足够大的质量以使其在所述助推器(12)弹射飞机(10)时其上滑轮...

【技术特征摘要】
1.一种航母飞机助推弹射起飞方法，采用如下构件：助推器(12)、凹槽(3)、拦阻索(24)、导焰板(2)；所述助推器(12)由底板(16)、助推器(12)的发动机(5)、油箱(4)、前轮架(8a)、后轮架(8b)、轨道轮(9)和尾钩(25)组成；所述底板(16)的顶面和底面为相同矩形，要弹射的飞机(10)位于其顶面上；薄长方体形感应器(15)沿纵向嵌入所述底板(16)顶面的横向中央，其接近所述底板(16)的前端，其面积较大的顶面与所述底板(16)的顶面齐平；长方体形挡板(13)横向嵌入所述底板(16)的顶面上，其与所述底板(16)通过固定配合装置活动连接，其位于所述感应器(15)的正后方，其面积较大的顶面与所述底板(16)的顶面齐平；等待弹射的飞机(10)位于所述底板(16)上正中时其前轮(11a)刚好压在所述感应器(15)上，所述挡板(13)绕所述固定配合装置向前转出90°并用挡板撑杆(14)支撑后，所述挡板(13)与所述飞机(10)的后轮(11b)接触，从而所述助推器(12)可推着所述飞机(10)一同向前加速运动；所述油箱(4)固紧连接在所述底板(16)的前底面上；所述助推器(12)的发动机(5)为大推力涡扇喷气发动机，多个所述助推器(12)的发动机(5)固紧连接在所述底板(16)的后底面上，其进气口(7)朝向前方，其喷口(6)朝向后方但不超出所述底板(16)的后端面；所述油箱(4)内贮存的航空燃油供多个所述助推器(12)的发动机(5)共用；两个前轮架(8a)的上端分别固紧连接在靠近所述底板(16)两侧之一又接近其前端的所述底板(16)的底面上；两个所述后轮架(8b)的上端分别固紧连接在靠近所述底板(16)两侧之一又接近其后端的所述底板(16)的底面上；所述轨道轮(9)为阶梯状轮，由小轮(9a)、大轮(9b)和轮轴孔(9c)同轴构成；所述助推器(12)上的前轮轴(17a)分别穿过左右两侧两个所述前轮架(8a)之一下端的轴孔和两个所述轨道轮(9)之一的轮轴孔(9c)，两个所述轨道轮(9)分别靠近两个所述前轮架(8a)之一，所述前轮轴(17a)以固定配合方式安装在所述前轮架(8a)的轴孔上或与所述前轮架(8a)的轴孔固紧连接，所述轨道轮(9)以固定配合方式安装在所述前轮轴(17a)上或与所述前轮轴(17a)固紧连接；后轮轴(17b)分别穿过左右两侧两个所述后轮架(8b)之一下端的轴孔和两个所述轨道轮(9)之一的轮轴孔(9c)，两个所述轨道轮(9)分别靠近两个所述后轮架(8b)之一，所述后轮轴(17b)以固定配合方式安装在所述后轮架(8b)的轴孔上或与所述后轮架(8b)的轴孔固紧连接，所述轨道轮(9)以固定配合方式安装在所述后轮轴(17b)上或与所述后轮轴(17b)固紧连接；所述尾钩(25)的上端通过固定配合装置活动连接在所述底板(16)底面的横向中央，其下端通过固定配合装置活动连接有滑轮；所述凹槽(3)为航母甲板(1)上凹下的且位于矩形槽底板(3a)上方的长方体形空腔，其前端与航母的前端之间有足够航母甲板(1)供航母上飞机(10)转移，所述槽底板(3a)的上表面与所述航母甲板(1)的上表面平行；在所述槽底板(3a)上有两条直形轨道槽(20)，两条所述轨道槽(20)与所述凹槽(3)的中轴线平行，分居于通过所述中轴线的竖直平面的两侧且与该竖直平面等距，其前端朝向航母上飞机(10)起飞方向，其后端固紧连接有阻轮板(21)；所述槽底板(3a)上的尾钩槽(18)位于两条所述轨道槽(20)的正中央，其与所述轨道槽(20)平行，其前端与所述轨道槽(20)的前端齐平或位于所述轨道槽(20)前端的后方，其后端位于所述轨道槽(20)后端的后方；助推器(12)位于所述凹槽(3)中，所述助推器(12)的底板(16)的顶面与所述航母甲板(1)的顶面齐平，所述底板(16)的两个侧面分别与相应位置的所述凹槽(3)的两个侧壁之一彼此对置且活动接触，从而所述助推器(12)未弹射飞机(10)时所述航母甲板(1)上的飞机(10)可通过所述底板(16)从所述凹槽(3)的一侧转移至另一侧；所述助推器(12)两侧的轨道轮(9)分别安装在两条所述轨道槽(20)之一上，所述轨道轮(9)的小轮(9a)的圆周表面可沿相应位置的位于两条所述轨道槽(20)之一同侧的所述航母甲板(1)的顶面滚动，所述轨道轮(9)的大轮(9b)位于所述槽底板(3a)顶面下方的部分深入所述轨道槽(20)的槽中，所述大轮(9b)外露的环形侧向面中进入所述轨道槽(20)中的部分与对置的所述轨道槽(20)的侧向面活动接触；所述助推器(12)位于所述轨道槽(20)的后端时其后的轨道轮(9)受所述阻轮板(21)的阻挡使其不能向后移动；所述助推器(12)上尾钩(25)下端的滑轮位于所述尾钩槽(18)中，所述尾钩(25)有足够大的质量以使其在所述助推器(12)弹射飞机(10)时其上滑轮始终沿所述尾钩槽(18)的槽底面滚动，所述尾钩(25)的钩子朝向前方且其弧形钩体的一半露出另一半隐藏在所述尾钩槽(18)中；所述拦阻索(24)的两端分别穿过凹槽(3)上槽底板(3a)的两个拦阻索孔(23)之一伸向所述航母甲板(1)的下面；两个所述拦阻索孔(23)位于助推器(12)上飞机(10)弹射起飞处的前面，又位于所述槽底板(3a)上的两条轨道槽(20)之间且分别与两条所述轨道槽(20)之一接近，其从上至下逐渐向后倾斜；两个所述拦阻索孔(23)之间的所述拦阻索(24)垂直跨越所述槽底板(3a)上的尾钩槽(18)，且沿横向露出在所述槽底板(3a)的顶面上；当所述助推器(12)通过所述拦阻索孔(23)时，其上尾钩的钩子能可靠钩住所述拦阻索(24)，所述拦阻索(24)可使其减速直到停止运动，当其停止运动时其上在前的轨道轮(9)仍在所述轨道槽(20)中且离所述轨道槽(20)的前端还有一段安全距离；所述导焰板(2)为矩形板，其位于航母甲板(1)上的矩形凹坑中，其与航母甲板(1)下部向前的延伸部分(1a)的前端通过固定配合装置活动连接，所述延伸部分(1a)的前端与凹槽(3)上的槽底板(3a)的后端之间通过倾斜板(1b)固紧连接；所述导焰板(2)未绕所述固定配合装置转出时其顶面与所述航母甲板(1)的顶面齐平且其四周与相应位置的所述凹坑的侧壁活动接触，其前端刚好与位于所述凹槽(3)上轨道槽(20)后端的助推器(12)的底板(16)的后端接触且其顶面与所述底板(16)的顶面齐平，飞机(10)既可通过其在所述航母甲板(1)上转移，又可通过其进到所述底板(16)上；所述导焰板(2)绕所述固定配合装置转出时其前底面和前端面刚好与所述倾斜板(1b)的对应面接触，其在撑杆(19)的支撑下可保持相对位置固定，当所述助推器(12)上的发动机(5)和所述飞机...

【专利技术属性】
技术研发人员：李新亚，
申请(专利权)人：李新亚，
类型：发明
国别省市：广东;44