專利名稱：級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛機起飛助推裝置，具體為一種級聯(lián)式飛機起飛混合動力 彈射推力車。
技術(shù)背景飛機是當今世界最重要的交通工具之一，其比重遠大于空氣，它是基于伯 努利定律，以動力獲得速度進而換取升力的飛行器。在飛機大家族中，固定翼 飛機是主體，其工作場合在空中而停泊場所是在地上或相當于地面的航空母艦 甲板上。在飛機的運行中，起飛是一切的開始，而起飛也是對飛機動力性的嚴 峻考驗，幾乎所有的固定翼飛機發(fā)動機在起飛時要進入全推力狀態(tài)，當飛機發(fā) 動機處于全推力狀態(tài)時，發(fā)動機磨損加大，油耗驚人， 一次全推力過程的持續(xù)時間一般不能超過5分種，否則發(fā)動機吃不消，就以美國波音公司的747客機 為例，該型客機的起飛平均油耗為5噸航空煤油，短短的幾分鐘的起飛油耗幾 乎與半小時巡航相當，這就陷入了一個怪圈一因為起飛的巨大油耗，飛機要比 正常距離的巡航多加數(shù)噸的燃油，而為這額外的幾噸燃油，又要消耗近一噸的 燃油，這就是所謂的再生油耗。除了飛機的油耗問題，還有一個與飛機起飛相 關(guān)的深層次技術(shù)問題，那就是飛機設(shè)計師為了兼顧飛機的起飛與巡航兩種工作 狀態(tài)，不得不在發(fā)動機的選擇和機翼的設(shè)計上委曲求全，要求飛機在低速和高 速均有良好的表現(xiàn)，這就是"魚和熊掌要得兼"的難題，而現(xiàn)實中卻可能顧此 失彼。早在1913年，法國工程師雷恩々各蘭就提出了沖壓噴氣發(fā)動機(Ramjet)的設(shè)計，并獲得專利。沖壓噴氣發(fā)動機的制造成本、安全系數(shù)、推重比等綜合 指標要明顯優(yōu)于現(xiàn)代航空通用的渦扇噴氣發(fā)動機(Turbofan)，可是它有個先 天不足，那就是在低速狀態(tài)無法啟動，需要一種輔助推進器先把它推進加速到 0.5馬赫以上，于是它暫時無緣于當代通用飛機。在飛機起飛助推裝置演化中，比較有代表性的技術(shù)方案是(1) 1911年美國人西奧多 埃利森研制成功由三條繩索和一塊法碼組成的原始飛機彈射器，這種彈射器幾乎沒起到什么作用。后來，埃利森又對這種 原始的彈射器進行改進，研制成功壓縮空氣式彈射器，于1912年11月12日進 行了人類史上第一次彈射起飛。(2) 二戰(zhàn)中期，德國工程師提出飛機加掛助推火箭包起飛的技術(shù)方案，并 在二戰(zhàn)后期的實戰(zhàn)中成功應用。G)二戰(zhàn)結(jié)束時，航空母艦上所裝備的彈射器都是液壓的，彈射能量極小， 只能彈射采用活塞發(fā)動機的螺旋槳推進飛機，根本無法滿足噴氣式飛機起飛的 需要。(4) 1951年，英國海軍航空兵后備隊司令米切爾率先提出研制蒸汽彈射 器的設(shè)想。他當年就將其研制成功，并裝備在海軍"莫仙座"號航空母艦上。 此后，美國人將此技術(shù)發(fā)揚光大，推廣到所有的現(xiàn)役航母上。比較有代表性的 C一13型蒸汽彈射器，彈射器沖程超過90米，可將36.3噸重的艦載機以185 節(jié)(即每小時339公里)的高速彈射出去。(5) 1960年，美國研制成功了內(nèi)燃彈射器，并將這種彈射器安裝在"企 業(yè)"號核動力航空母艦上。不過，這種內(nèi)燃式彈射器的表現(xiàn)差強人意，所以"企 業(yè)"號上除了裝備內(nèi)燃彈射器之外，還裝備有蒸汽彈射器。(6) 1999年，美國完成了基于直線電機的電磁飛機彈射系統(tǒng)(EMALS) 概念探討和定義階段，進入研制過程的項目定義和減少風險階段，這一階段持 續(xù)到2003年9月，由諾斯羅普 格魯曼公司和通用原子公司分別承擔，研制出 長度方向縮尺的樣機。2003年9月之后在上述兩公司研究的基礎(chǔ)上進行方案選 擇，進入工程和制造研制階段(EMD)，迄今為止，實用化的電磁飛機彈射系 統(tǒng)(EMALS)尚未問世。上述幾套飛機起飛助推彈射方案，真正得到普及與推廣的只有蒸汽彈射器 方案，經(jīng)過50多年實踐，事實證明該方案存在以下的缺陷(1) 制造難度大，需要5萬噸以上的水壓機和世界頂級的切削、焊接及密 封技術(shù)，世界上只有美國能制造蒸汽彈射器。(2) 維護成本高，U型密封條更換頻繁而又十分麻煩，對材質(zhì)要求高。(3) 能量利用率低，僅為6%，而且配套設(shè)施多，系統(tǒng)煩瑣，各個環(huán)節(jié)要求高。(4) 需消耗大量淡水及蒸汽，彈射一架飛機就需要消耗1噸淡水，美國曾 為此考慮過蒸汽冷凝回收裝置，終因體積大及效率低而取消，似乎命中注定就 是為核動力航母服務的，因為常規(guī)動力的航母很難配備如此巨大的蒸汽鍋爐， 即使配備上，燃料補給也是個大問題。(5) 輸出功率可調(diào)節(jié)性差，不能彈射更重和航速更快的飛機自不比說，類 似無人機小而輕的飛行器也不能彈射。至于呼之欲出的電磁飛機彈射系統(tǒng)(EMALS)，雖未面世，但從其采用的 直線電機核心技術(shù)，以及上海浦東磁懸浮機車運行獲得的經(jīng)驗與教訓分析，必 然存在以下缺陷(1) 直線電機本身所具有的磁路開斷所引起的邊端效應問題。(2) 直線電機固有的較大安裝氣隙，導致的其效率無法與旋轉(zhuǎn)電機相比， 這一弊端在功率小時尚可忽略，但在20MW以上應用場合就令人難以容忍。(3) 電磁飛機彈射系統(tǒng)和相鄰的系統(tǒng)之間的電磁干擾以及電磁兼容性 (EMC)問題。申請?zhí)枮?00810054437.8中國發(fā)明專利，公開了一種"汽車電能存儲及快 速補充裝置"，在該申請中，介紹了一種安裝在地面上的導電極板和安裝在汽 車上的快速電能儲存器，以及與快速電能儲存器連接的充電觸腳，汽車在行使 過程中通過充電觸腳接觸安裝在地面上的導電極板，從而使汽車在行駛中得到 電能補充，很大程度地提高了電能在車輛能源體系中的使用比例。發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的飛機起飛輔助彈射裝置結(jié)構(gòu)復雜，制造 困難，成本高，可調(diào)節(jié)性差等問題而提供了一種級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射 推力車。本發(fā)明是由以下技術(shù)方案實現(xiàn)的， 一種級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力 車，其特征是由一個承載飛機的主推車和若干個與其高度、寬度均相同的助推 車級聯(lián)構(gòu)成，主推車和助推車采用電力驅(qū)動方式，主推車和助推車平臺下方沿 中線設(shè)有彈射分離開口氣缸，該彈射分離開口氣缸的前端通過電磁閥和位于車 架內(nèi)的儲氣鋼瓶聯(lián)接，助推車車體前端聯(lián)接有活塞挺桿，與主推車聯(lián)接的第一 級助推車的活塞挺桿以及活塞浮套在主推車的彈射分離開口氣缸缸筒內(nèi)，次級 助推車的活塞挺桿以及活塞浮套在前一級助推車的彈射分離開口氣缸缸筒內(nèi)， 主推車上部的平臺上設(shè)置有飛機輪擋。主推車上還設(shè)有電子控制單元(ECU),主推車及助推車上均安裝有成熟 應用于轎車的驅(qū)動輪防滑轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)系統(tǒng)(Anti-SlipRegulation, ASR) ， ASR是專 門用來防止驅(qū)動輪在起步、加速和在濕滑路面行駛時出現(xiàn)滑轉(zhuǎn)的電子控制驅(qū)動 力調(diào)節(jié)系統(tǒng)。它可以在驅(qū)動狀態(tài)下，通過計算機實現(xiàn)對車輪運動方式的控制， 以便使車輛在驅(qū)動輪上獲得盡可能大的驅(qū)動力，同時保持運行方向。ASR的傳 感器和執(zhí)行器均通過CAN (Controller Aera Network)總線與推力車ECU聯(lián)接， 主推車車體前端延伸為流線型下斜面。在主推車和助推車上設(shè)有油箱，彈射分離開口氣缸的缸筒與電磁閥聯(lián)接處 設(shè)與油箱連接的燃油噴嘴和電子點火器，開口氣缸開口端設(shè)加強環(huán)，該加強環(huán) 外側(cè)為圓柱形，內(nèi)側(cè)末端為發(fā)散錐形噴管結(jié)構(gòu)，當完成彈射分離后，開口氣缸 缸筒內(nèi)的活塞被排出，電磁閥、燃油噴嘴和電子點火器受脈沖電平控制間歇性 工作，該開口氣缸為脈沖爆震發(fā)動機(Pulse Detonation Engine, PDE)。在主 推車和助推車設(shè)置輔助推進裝置，輔助推進裝置為電機驅(qū)動螺旋槳(Propeller)、 渦輪風扇發(fā)動機(Turbofan)、渦輪噴氣發(fā)動機(Turbojet)、火箭/沖壓復合 發(fā)動機(Rocket/Ramjet)、雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機(Ramjet/Scramjet)。主推車和助推車，以及相鄰兩級助推車連接處為規(guī)格一致左右對稱互補梯 形接口 ，接口處設(shè)置非壓力接觸的聯(lián)接電磁鐵和與車體絕緣的壓力接觸良導體 觸點，該觸點與貫穿推力車的電源母線和CAN總線相對應。推力車上表面蓋板 為尾部一邊帶小圓弧角的矩形高強度金屬板，呈鱗片狀排列，下敷散熱金屬管網(wǎng)，根部與車體鉸接，尾部可受驅(qū)動部件驅(qū)動而旋轉(zhuǎn)，不同部位的蓋板，可分 別作為支撐飛機輪胎的輪擋、調(diào)整推力車輪胎地面附著力的上翼、調(diào)整車輛運 動路線的側(cè)翼、遮擋飛機熾熱噴焰的擋焰板及空氣剎車器等，驅(qū)動部件可以是 液壓(缸)或氣壓(缸)或電磁銜鐵或電機絲杠結(jié)構(gòu)。在主推車和助推車上安裝有申請?zhí)枮?00810054437.8的中國發(fā)明專利中述及的汽車電能存儲及快速補 充裝置。推力車推進動力來源為主要是電能，加上壓縮氣體的彈性勢能、燃油混合 氣體爆炸沖擊波和輔助推進裝置提供的附加動力，構(gòu)成一個功率強大的混合動力系統(tǒng)。上述混合動力系統(tǒng)中，體現(xiàn)"電能優(yōu)先"的綠色節(jié)能原則，電能通過 旋轉(zhuǎn)電機驅(qū)動推力車的車輪和輔助推進裝置的螺旋槳旋轉(zhuǎn)，借助路面和空氣的 反作用力，使推力車獲得前進的動力，實踐經(jīng)驗告訴我們，時速在0.5馬赫以 下時，車輪和螺旋槳的效率要比任何類型的噴氣發(fā)動機為高，此外，承載飛機 的主推車通過將級聯(lián)其后的助推車逐個彈射分離，又可獲得由彈射后座力產(chǎn)生 的前進動力，這一點與火箭的運行方式十分相似。推力車采用復合制導系統(tǒng)，其基本制導系統(tǒng)是通過ASR系統(tǒng)中的車輪轉(zhuǎn)速 傳感器發(fā)出的每個車輪的轉(zhuǎn)速信號，ECU綜合分析得出推力車的實際運行軌跡 與理想軌跡(應當為直線)之間的誤差，第二制導系統(tǒng)是根據(jù)主推車斜面前端 裝設(shè)的，與電噴汽車發(fā)動機曲軸位置傳感器相同的電磁感應傳感器陣列，檢測 推力車與安裝于地面的導電極板(申請?zhí)枮?00810054437.8中國發(fā)明專利)之 間的相對位置，并向電子控制單元(ECU)發(fā)出的信號，ECU便得出當前推力 車的實際運行軌跡與地面方向標志之間的誤差，參考兩套制導系統(tǒng)信號，通過 調(diào)整左右驅(qū)動電機的工作轉(zhuǎn)速和側(cè)翼的開度加以修正。在推進中，推力車上層鱗狀蓋板被驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動下向上翻起，在空氣阻力 的作用下，提高推力車輪胎對地面的附著力，另外，向上翻起的鱗狀蓋板還可 以作為輪擋、擋焰板和空氣剎車器使用，輪擋設(shè)置于主推車承載飛機的機輪后 側(cè)，防止飛機因慣性和空氣阻力而向后移動，輪擋一般與楔型壓力傳感器配合 使用，該傳感器作用是監(jiān)測機輪與輪擋的結(jié)合狀態(tài)，擋焰板的作用是遮擋飛機 噴氣發(fā)動機噴出的灼熱尾焰，當處于高速運行狀態(tài)的推力車要進行剎車時，向 上翻起的鱗狀蓋板可作為空氣剎車器使用。在推力車隊列中，力量是以推力方式出現(xiàn)的，始終是處于最后的助推車貢 獻最大的推力，而統(tǒng)一標準的左右對稱互補梯形接口，可使主推車與助推車， 以及各級助推車之間的結(jié)合更加規(guī)范、緊密，分離又方便，聯(lián)接電磁鐵用于強 化這種聯(lián)接，在彈射分離時，聯(lián)接電磁鐵被切斷輸入電源而停止工作。本發(fā)明推力車通過彈射分離實現(xiàn)加速推進的工作原理與火箭的推進原理十 分相似，敘述如下火箭是飛機以外重要的飛行運載工具，目前通用的以化學燃料作為能源的 火箭，是靠高速噴射經(jīng)劇烈燃燒而產(chǎn)生的大量尾氣來獲得推進力的，燃料的重 量占火箭起飛重量的絕大部分。對于同一枚火箭，其所用的燃料、燃燒室容積 以及噴管規(guī)格已確定，火箭高溫尾氣的噴射速度(Vr) —般為常量，其質(zhì)量(M) 在運動過程中有顯著的變化，在質(zhì)量(M)減少的同時，速度(V)逐漸增大， 設(shè)火箭的初始速度為VQ，火箭初始質(zhì)量為Mo，其真空水平運動方程式表述為v=v0+vrln (M0/M)由上式不難看出，火箭速度(v)的變化規(guī)律和其質(zhì)量(M)隨時間而變的規(guī)律 無關(guān)，而只決定于火箭初始質(zhì)量(MQ)與當前質(zhì)量(M)比值和高溫尾氣噴出 時的相對速度(v》。如果以Ms代表燃料耗盡時火箭的質(zhì)量(包括火箭殼體等固定設(shè)備和有效載荷)，則火箭在真空水平飛行中所能達到的最大速度Vs是vs=v0+vrln (M0/Ms) =v0+vrlnN 這里N-Mo/Ms稱為火箭的有效質(zhì)量比。火箭由靜止開始(V()=0)所能達到的 最大速度值V稱為火箭的特征速度，由上式令V(tO，立即導出著名的齊奧爾可 夫斯基公式V= v化N或N=e VM當級聯(lián)在最后的助推車電能耗盡，或驅(qū)動電機超過額定轉(zhuǎn)速無法提供前進 的動力時，與其聯(lián)結(jié)的主推車(或前級助推車)儲氣鋼瓶電磁閥瞬時打開，釋 放出壓縮空氣推動活塞在缸筒中作直線運動，活塞與缸筒最終分離，在分離后 的一定距離內(nèi)，在壓縮氣體繼續(xù)推動下，仍然是加速分離過程，所能達到的最 大相對速度k即相當與火箭高溫尾氣的噴射速度、，設(shè)承載飛機質(zhì)量為Mp，主推車質(zhì)量為Mt，助推車質(zhì)量為Mi， M2，...， Mn，其有效質(zhì)量比為N氣Mp+Mt+Mi+M2+,. .+Mn)/ (Mp+Mt)推力車及承載飛機從靜止開始，當M" M2， ...， Mn均以Vr相對速度彈射 分離時，主推車及其承載飛機僅從彈射分離方面就可獲得的特征速度為 V= vrlnN = Vrln[(Mp+Mt+M!+M2+, .+Mn)/ (Mp+Mt)]為了獲得盡可能高的特征速度為V，應從兩個方面入手，其一是提高彈射 分離速度k，其二是提高有效質(zhì)量比N。飛機自重隨機型不同有很大差別，加滿燃油后波音737飛機重量約為70噸， 而空客A380則有600噸，由此不難看出，同樣一組推力車，由于所承載飛機 機型的差異而導值致Mp值不同，其所能達到的特征速度V是不同的，由于彈 射分離速度^是定值，要獲得需要的特征速度V，只有通過改變助推車的數(shù)量， 從而調(diào)節(jié)有效質(zhì)量比N，進而獲得需要的特征速度V。本發(fā)明所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，使用了多種技術(shù)手段 提高速度，在不同的速度區(qū)間，推進力的主體是不同的，從靜止起步到0.5馬 赫速度區(qū)間內(nèi)，推進力的主體是電能，電能通過旋轉(zhuǎn)電機驅(qū)動推力車的車輪和輔助推進裝置的螺旋槳(Propeller)旋轉(zhuǎn)，借助路面和空氣的反作用力，使推 力車獲得前進的動力，在0.5馬赫到0.9馬赫速度區(qū)間內(nèi)，推進力的主體是輔助 推進裝置的渦輪風扇發(fā)動機(Turbofan)、渦輪噴氣發(fā)動機(Turbojet)和末級 助推車開口氣缸脈沖爆震發(fā)動機(PDE)、在0.9馬赫以上的速度區(qū)間內(nèi)，推 進力的主體是輔助推進裝置的火箭/沖壓復合發(fā)動機(Rocket/Ramjet)、雙模 態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機(Ramjet/Scramjet)和末級助推車開口氣缸脈沖爆震發(fā)動機(PDE)，在所有速度區(qū)間內(nèi)，均可通過末級助推車的彈射分離產(chǎn)生的反作用 力使主推車速度進一步提高，彈射分離開口氣缸實際上又是一臺火箭發(fā)動機(Rocket)。


圖1為本發(fā)明的內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意2為本發(fā)明裝載飛機狀態(tài)下的結(jié)構(gòu)示意3為本發(fā)明中所述的主推車側(cè)視4為主推車的俯視5為平臺蓋板排列結(jié)構(gòu)示意6為飛機輪與車體接觸狀態(tài)結(jié)構(gòu)示意7為平臺蓋板下散熱金屬管網(wǎng)分布形狀示意8為連接各個推力車之間電路的壓力接觸良導體觸點結(jié)構(gòu)示意中l(wèi)-主推車，2-助推車，3、 4-彈射分離開口氣缸，5-電瓶，6-油箱，8-聯(lián)接電磁鐵，9-壓力接觸良導體觸點，10、 11-電磁閥，7、 12-儲氣鋼瓶，13-活塞挺桿，14-電磁感應導向部件，15-輪擋，16-散熱金屬管網(wǎng)，17-輔助推進裝置，18-壓力傳感器，19-飛機，20-導電極板，21-可旋轉(zhuǎn)伸縮充電觸腳，22-驅(qū)動部件，23-飛機輪，24-金屬板25-驅(qū)動部件具體實施方式
下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步說明，但本發(fā)明的實施方式不限 于此。如圖1所示意， 一種級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，包括一個承載 飛機19的主推車1和若干個與其高度、寬度均相同的助推車2級聯(lián)構(gòu)成，主推 車1和助推車2均為電力驅(qū)動方式，在主推車l的中部設(shè)有彈射分離開口氣缸 3，彈射分離開口氣缸3的頭端通過電磁閥10和位于主推車1車體框架內(nèi)的儲 氣鋼瓶7連接，助推車2的中部設(shè)有彈射分離開口氣缸4，彈射分離開口氣缸4 的頭端通過電磁閥11和位于助推車2車體框架內(nèi)的儲氣鋼瓶12連接，助推車 2車體前端連接有活塞挺桿13，第一級助推車2的活塞挺桿13以及活塞浮套在 主推車1的彈射分離開口氣缸3內(nèi)，次級的助推車的活塞挺桿以及活塞浮套在 前一級助推車的彈射分離開口氣缸內(nèi)，主推車1上部的平臺上設(shè)置有輪擋15， 主推車1前端設(shè)有電磁感應導向部件14。輪擋15由驅(qū)動部件22驅(qū)動。如圖3所示意，主推車1車體前端延伸為流線型下斜面，下斜面前端設(shè)有電磁感應導向部件14，該電磁感應導向部件14通過線纜與設(shè)在主推車1上的 電子控制單元(ECU)聯(lián)接，主推車1及助推車2上均安裝有驅(qū)動輪防滑轉(zhuǎn)調(diào) 節(jié)系統(tǒng)，主推車和助推車以及相鄰兩級助推車連接處為規(guī)格一致左右對稱互補 梯形接口 ，接口處設(shè)置非壓力接觸的聯(lián)接電磁鐵8和與車體絕緣的壓力接觸良 導體觸點9，該觸點與貫穿推力車的電源母線和CAN總線相對應。如圖2所示意，在主推車1或助推車2上設(shè)置輔助推進裝置17，輔助推進 裝置為電機驅(qū)動螺旋槳、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、火箭/沖壓復合發(fā) 動機、雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機。圖5所示意，主推車1或助推車2上表面蓋板為若干個尾部一邊帶小圓弧 角的矩形高強度金屬板24，呈鱗片狀排列，如圖7所示意，下敷散熱金屬管網(wǎng) 16，根部與車體鉸接，尾部可受驅(qū)動部件25驅(qū)動而旋轉(zhuǎn)，驅(qū)動部件可以是液壓 缸或氣壓缸或電磁銜鐵或電機絲杠結(jié)構(gòu)。在主推車1和助推車2上設(shè)有油箱6，彈射分離開口氣缸3、 4的缸筒與 電磁闊IO、 ll聯(lián)接處設(shè)與油箱連接的燃油噴嘴和電子點火器，開口氣缸開口端 設(shè)加強環(huán)，該加強環(huán)外側(cè)為圓柱形，內(nèi)側(cè)末端為發(fā)散錐形噴管結(jié)構(gòu)。在主推車1和助推車2上安裝有電能存儲及快速補充裝置。其具體結(jié)構(gòu)參 見申請?zhí)枮?00810054437.8的中國發(fā)明專利中述及的汽車電能存儲及快速補充 裝置。儲氣鋼瓶7、 12設(shè)安全閥，鋼瓶7、 12和油箱6外壁纏繞熱交換金屬管， 該金屬管與散熱金屬管網(wǎng)16聯(lián)接。如圖6所示意，主推車輪擋15上設(shè)有與飛機輪胎接觸的壓力傳感器18。 主推車體平臺為與地面平行的高強度金屬矩形平面，是飛機的承載平臺， 平臺寬度大于飛機起落架寬度并保留適當安全冗余，車體呈左右對稱結(jié)構(gòu)，由 至少兩根通長縱梁，和至少兩根橫梁垂直聯(lián)接提供支撐，縱梁下方對稱安裝至 少一對可旋轉(zhuǎn)伸縮充電觸腳，平臺前端延伸為流線型斜面，斜面前端設(shè)電磁感 應導向部件，斜面下為推力車電子控制單元(ECU)，車身兩側(cè)對稱設(shè)置至少 一對驅(qū)動輪和一對從動輪，上述驅(qū)動輪和從動輪規(guī)格相同，采用類似汽車的相 同獨立懸掛結(jié)構(gòu)和帶有磁電測速器的剎車機構(gòu)， 一個驅(qū)動輪與一臺驅(qū)動電機轉(zhuǎn) 子聯(lián)接，驅(qū)動電機定子與車架固定聯(lián)接，在兩側(cè)輪胎頂端及兩側(cè)無干涉處設(shè)輪 罩，輪罩內(nèi)側(cè)與車體平臺垂直相交，輪罩上側(cè)平面較車體平臺為高，兩側(cè)輪罩 外側(cè)分別對稱設(shè)置至少一對規(guī)格相同側(cè)翼，輪罩上側(cè)平面對稱設(shè)置輔助推進裝 置，該輔助推進裝置幾何尺寸以與飛機機身(含機翼、發(fā)動機罩、及起落架等 部件)無干涉并保留適當安全冗余為宜，沿車體中心線設(shè)置彈射分離開口氣缸， 氣缸缸筒平行設(shè)置于車體平臺之下，其外壁與車架固定聯(lián)接，前端通過電磁閥 與兩側(cè)對稱平行設(shè)置的儲氣鋼瓶閥門聯(lián)接，與聯(lián)接其后的助推車架固定聯(lián)接的氣缸活塞置于該氣缸缸筒內(nèi)，在平臺下方的剩余空間內(nèi)，對稱裝設(shè)蓄電池組，該蓄電池組與n」旋轉(zhuǎn)伸縮充電觸腳和驅(qū)動電機通過電纜聯(lián)接。助推車體平臺為與地面平行并與主推車平臺高度一致的高強度金屬矩形平 面，平臺寬度大于飛機起落架寬度并保留適當安全冗余，車體呈左右對稱結(jié)構(gòu)， 由至少兩根通長縱梁，和至少兩根橫梁垂直聯(lián)接提供支撐，縱梁下方對稱安裝 至少一對可旋轉(zhuǎn)伸縮充電觸腳，平臺前后端設(shè)置左右對稱的互補梯形接口，車 身兩側(cè)對稱設(shè)置至少一對驅(qū)動輪和一對從動輪，上述驅(qū)動輪和從動輪與主推車 規(guī)格相同，采用與主推車相同的獨立懸掛結(jié)構(gòu)和帶有磁電測速器的剎車機構(gòu)， 一個驅(qū)動輪與一臺驅(qū)動電機轉(zhuǎn)子聯(lián)接，驅(qū)動電機定子與車架固定聯(lián)接，在兩側(cè) 輪胎頂端及兩側(cè)無千涉處設(shè)與主推車相同規(guī)格輪罩，輪罩內(nèi)側(cè)與車體平臺垂直 相交，輪罩上側(cè)平面較車體平臺為高，兩側(cè)輪罩外側(cè)分別對稱設(shè)置至少一個與 主推車相同規(guī)格側(cè)翼，輪罩上側(cè)平面對稱設(shè)置輔助推進裝置，該輔助推進裝置 幾何尺寸以與飛機機身(含機翼、發(fā)動機罩、及起落架等部件)無干涉并保留 適當安全冗余為宜，沿車體中心線設(shè)置活塞挺柱及與主推車相同規(guī)格彈射分離 開口氣缸，氣缸缸筒平行設(shè)置于車體平臺之下，其外壁與車架固定聯(lián)接，前端 通過電磁閥與兩側(cè)對稱平行設(shè)置的與主推車相同規(guī)格儲氣鋼瓶閥門聯(lián)接，活塞 挺柱與聯(lián)接在其前方的主(助)推車氣缸缸筒內(nèi)活塞為一體，與聯(lián)接其后的助 推車架固定聯(lián)接的氣缸活塞置于該氣缸缸筒內(nèi)，在平臺下方的剩余空間內(nèi)，對 稱裝設(shè)蓄電池組，該蓄電池組與可旋轉(zhuǎn)伸縮充電觸腳和驅(qū)動電機通過電纜聯(lián)接。推力車整體采用復合制導系統(tǒng)，其基本制導系統(tǒng)是通過監(jiān)測每個驅(qū)動、從 動輪的轉(zhuǎn)速綜合分析得出推力車的實際運行軌跡與理想軌跡(應當為直線)之 間的誤差，第二制導系統(tǒng)是根據(jù)主推車斜面前端裝設(shè)的電磁感應導向部件采集并向ECU (電子控制單元)發(fā)出的信號，ECU便得出當前推力車的實際運行軌 跡與地面方向標志之間的誤差，參考兩套制導系統(tǒng)信號，通過調(diào)整左右驅(qū)動電 機的工作轉(zhuǎn)速和惻翼的開度加以修正。推力車采用成熟應用于轎車的驅(qū)動輪防 滑轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)系統(tǒng)(ASR) ， ASR是專門用來防止驅(qū)動輪在起步、加速和在濕滑路 面行駛時出現(xiàn)滑轉(zhuǎn)的電子控制力調(diào)節(jié)系統(tǒng)。它可以在驅(qū)動狀態(tài)下，通過計算機 實現(xiàn)對車輪運動方式的控制，以便使推力車在驅(qū)動輪上獲得盡可能大的驅(qū)動力， 同時保持運行方向。在推進中，尾翼及平臺上層鱗狀蓋板被驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動下向上翻起，在空氣 阻力的作用下，提高推力車輪胎對地面的附著力，另外，向上翻起的鱗狀排列 的平臺蓋板還可以作為輪擋和擋焰板使用，輪擋設(shè)置于主推車承載飛機的機輪 后側(cè)，防止飛機因空氣阻力而向后移動，輪擋一般與楔型壓力傳感器(如圖6 所示意)配合使用，該傳感器作用是監(jiān)測機輪與輪擋的結(jié)合狀態(tài)，擋焰板的作 用是遮擋飛機噴氣發(fā)動機噴出的灼熱尾焰。在推力車隊列中，力量是以推力方 式出現(xiàn)的，始終是處于最后的助推車貢獻最大的推力，而統(tǒng)一標準的左右對稱設(shè)置互補梯形接口，可使主推車與助推車，以及各級助推車之間的結(jié)合更加規(guī) 范、緊密，分離又方便，.聯(lián)接電磁鐵用于強化這種聯(lián)接，在彈設(shè)分離時，聯(lián)接 電磁鐵被切斷輸入電源而停止工作。下面，就以起飛速度要求達到0.9馬赫的某型戰(zhàn)略飛機為例，對本發(fā)明的 具體用途和工作過程如下所述，如圖2所示意，牽引車將飛機放置于主推車上 方，地勤人員通過操作將鱗狀蓋板向上掀起，卡在飛機輪胎后面作為輪擋，同 時將楔形壓力傳感器安置妥當，主推車為高速電機增速傳動，即旋轉(zhuǎn)驅(qū)動電機 轉(zhuǎn)子與輪軸通過增速器聯(lián)接，其后級聯(lián)的助推車依次為高速電機直聯(lián)、常速電 機增速、常速電機直聯(lián)和常速電機減速傳動，減速比依據(jù)其級聯(lián)順序逐級增大， 位于隊列末的助推車減速比最大，主推車輪罩上側(cè)平面對稱設(shè)置的輔助推進裝 置為電動螺旋槳、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、火箭/沖壓復合發(fā)動機， 雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機中的一種(可以根據(jù)飛機起飛要求達到的目標速度而調(diào) 整選擇，在此選擇雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機)，助推車輪罩上側(cè)平面對稱設(shè)置輔 助推進裝置，輔助推進裝置從后向前依次為電動螺旋槳、渦輪風扇發(fā)動機、渦 輪噴氣發(fā)動機、火箭/沖壓復合發(fā)動機，雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機中的一種(可以 根據(jù)飛機起飛要求達到的目標速度而調(diào)整選擇)，推力車首先由位于最后的助 推車開始，逐級啟動驅(qū)動電機，和輔助推進裝置(如電動螺旋槳)，最后的助 推車電機為全功率工作狀態(tài)，此時推力車的電能由導電極板和最后的助推車上 的蓄電池組提供，當級聯(lián)在最后的助推車電能耗盡，或驅(qū)動電機超過額定轉(zhuǎn)速 無法提供前進的動力時，與其聯(lián)結(jié)的主推車(或前級助推車)儲氣鋼瓶電磁閥 瞬時打開，釋放出壓縮空氣后又重新關(guān)閉，同時燃油噴嘴將燃油霧化噴出，霧 化油氣和壓縮空氣混合后，電子點火裝置將混合氣體引爆，巨大的能量瞬間釋 放，推動活塞在缸筒中作直線運動，活塞與缸筒最終分離，在分離后的一定距 離內(nèi)，在壓縮氣體和爆炸沖擊波的繼續(xù)推動下，仍然是加速分離過程，達到的 最大相對速度后，推力車便與分離的助推車不發(fā)生相互作用，推力車受到彈射 分離時的后座力而獲得一定的加速后繼續(xù)前進，此時的開口氣缸缸筒內(nèi)的活塞 已被排出，電磁閥、燃油噴嘴和電子點火器受一定頻率脈沖電平控制繼續(xù)工作， 該開口氣缸轉(zhuǎn)變?yōu)橐粋€脈沖爆震發(fā)動機，而己分離的助推車車輪及螺旋槳驅(qū)動 電機在分離的瞬間便轉(zhuǎn)為再生制動發(fā)電狀態(tài)，回收部分能量，然后在車輪驅(qū)動 電機的反向旋轉(zhuǎn)驅(qū)動下，返回出發(fā)地，蓄電池組充電待命。經(jīng)過幾次上述過程， 安裝渦輪風扇發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、火箭/沖壓復合發(fā)動機等輔助推進裝置 的助推車均被分離后，主推車輪罩上側(cè)平面對稱設(shè)置的輔助推進裝置(此時為 雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機)啟動并開全推力，主推車和承載的飛機很快接近0.9 馬赫的戰(zhàn)略飛機的起飛速度，飛機駕駛員將飛機發(fā)動機迅速調(diào)整到全推力狀態(tài)， 飛機在自身發(fā)動機的全推力推動下，其速度逐漸超過了主推車的速度并達到了 起飛速度，于是飛機與主推車之間便有了相對運動，設(shè)于飛機輪擋處的壓力感設(shè)置的輔助推進雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動 機立即熄火，主推車的驅(qū)動電機進入再生制動發(fā)電狀態(tài)，同時上層的鱗狀蓋板 被驅(qū)動機構(gòu)支起，主推車進入空氣剎車狀態(tài)，二者之間的相對速度立即增大， 此時，飛機駕駛員拉起上升操作桿，飛機便起飛了，主推車在車輪驅(qū)動電機的 反向旋轉(zhuǎn)驅(qū)動下，返回出發(fā)地，蓄電池組充電待命。
權(quán)利要求
1、一種級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，其特征是由一個承載飛機的主推車(1)和若干個與其高度、寬度均相同的助推車(2)級聯(lián)構(gòu)成，主推車(1)和助推車(2)均為電力驅(qū)動方式，在主推車(1)的中部設(shè)有彈射分離開口氣缸(3)，彈射分離開口氣缸(3)的頭端通過電磁閥(10)和位于主推車(1)車體框架內(nèi)的儲氣鋼瓶(7)連接，助推車(2)的中部設(shè)有彈射分離開口氣缸(4)，彈射分離開口氣缸(4)的頭端通過電磁閥(11)和位于助推車(2)車體框架內(nèi)的儲氣鋼瓶(12)連接，助推車(2)車體前端連接有活塞挺桿(13)，第一級助推車(2)的活塞挺桿(13)以及活塞浮套在主推車(1)的彈射分離開口氣缸(3)內(nèi)，次級的助推車的活塞挺桿以及活塞浮套在前一級助推車的彈射分離開口氣缸內(nèi)，主推車(1)上部的平臺上設(shè)置有飛機輪擋(15)。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，其特征 是主推車(1)車體前端延伸為流線型下斜面，下斜面前端設(shè)有電磁感應導向部 件(14)，該電磁感應導向部件(14)通過線纜與設(shè)在主推車(1)上的推力車 電子控制單元(ECU)聯(lián)接，主推車(1)及助推車(2)上均安裝有驅(qū)動輪防 滑轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)系統(tǒng)(ASR) ， ASR的傳感器和執(zhí)行器均通過CAN總線與推力車電 子控制單元(ECU)聯(lián)接，主推車和助推車以及相鄰兩級助推車連接處為規(guī)格 一致左右對稱互補梯形接口，接口處設(shè)置非壓力接觸的聯(lián)接電磁鐵(8)和與車 體絕緣的壓力接觸良導體觸點(9)，該觸點與貫穿推力車的電源母線和CAN 總線相對應。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，其 特征是在主推車(1)或助推車(2)上設(shè)置輔助推進裝置(17)，輔助推進裝 置為電機驅(qū)動螺旋槳、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、火箭/沖壓復合發(fā)動 機、雙模態(tài)沖壓噴氣發(fā)動機。
4、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，其 特征是主推車(1)或助推車(2)上表面蓋板為若干個尾部一邊帶小圓弧角的 矩形高強度金屬板(24)，呈鱗片狀排列，下敷散熱金屬管網(wǎng)(16)，根部與 車體鉸接，尾部可受驅(qū)動部件驅(qū)動而旋轉(zhuǎn)，驅(qū)動部件可以是液壓缸或氣壓缸或 電磁銜鐵或電機絲杠結(jié)構(gòu)。
5、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，其 特征是，在主推車(1)和助推車(2)上設(shè)有油箱(6)，彈射分離開口氣缸(3、 4)的缸筒與電磁閥(10、 11)聯(lián)接處設(shè)與油箱連接的燃油噴嘴和電子點火器， 開口氣缸開口端設(shè)加強環(huán)，該加強環(huán)外側(cè)為圓柱形，內(nèi)側(cè)末端為發(fā)散錐形噴管 結(jié)構(gòu)。
6、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，其 特征是，在主推車(1)和助推車(2)上安裝有電能存儲及快速補充裝置。
7、 根據(jù)權(quán)利要求5所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，其特征 是，儲氣鋼瓶(7、 12)設(shè)安全閥，儲氣鋼瓶(7、 12)和油箱(6)外壁纏繞熱 交換金屬管，該金屬管與散熱金屬管網(wǎng)(16)聯(lián)接。
8、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車，主推車 (1)的輪擋(15)上設(shè)有與飛機輪胎接觸的壓力傳感器(18)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機起飛助推裝置，具體為一種級聯(lián)式飛機起飛混合動力彈射推力車。解決了現(xiàn)有技術(shù)中存在的飛機起飛輔助彈射裝置結(jié)構(gòu)復雜，制造困難，成本高，可調(diào)節(jié)性差等問題。包括一個承載飛機的主推車和若干個助推車級聯(lián)構(gòu)成，主推車和助推車采用電力驅(qū)動方式，主推車和助推車下方設(shè)有彈射分離開口氣缸，該彈射分離開口氣缸與車架內(nèi)的儲氣鋼瓶聯(lián)接，助推車車體前端聯(lián)接有活塞挺桿，該活塞挺桿以及活塞浮套在主推車的彈射分離開口氣缸缸筒內(nèi)，次級助推車和前一級助推車的連接結(jié)構(gòu)同上，主推車上部的平臺上設(shè)置有飛機輪擋。主推車和助推車上還設(shè)有油箱，輔助推進裝置。使用了多種技術(shù)手段提高主推車的最終速度，以便于將其上搭載的飛機拋射升空。
文檔編號B64F1/04GK101244764SQ20081005461
公開日2008年8月20日 申請日期2008年3月7日 優(yōu)先權(quán)日2008年3月7日
發(fā)明者剛 王 申請人:剛 王