專利名稱：飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型涉及一種飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置。
背景技術(shù)：
目前，飛機(jī)在航空母艦上起飛方式主要是滑跳式和彈射式兩種。滑跳式起飛方式不對飛機(jī)施加外力，對飛機(jī)發(fā)動機(jī)的要求高，限制了載重量，不能滿負(fù)荷起飛，且采用此種方式起飛時消耗飛機(jī)本身攜帶的燃料過多，減小了飛行半徑，縮短了留空時間，特別是預(yù)警機(jī)利用滑跳式起飛方式是無法完成起飛的。彈射式起飛方式通過給飛機(jī)施加了一個外力， 降低了對飛機(jī)發(fā)動機(jī)的要求，起飛時消耗機(jī)體自身的燃料少，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，操作難度高。CN201089521Y公開了一種航空母艦艦載機(jī)蒸汽彈射器，它包括甲板、程序控制系統(tǒng)、發(fā)射系統(tǒng)和潤滑系統(tǒng)。發(fā)射系統(tǒng)包括甲板尾部開設(shè)的導(dǎo)槽、沿導(dǎo)槽移動的彈射緩沖器， 彈射緩沖器一端與一環(huán)形鋼纜連接，環(huán)形鋼纜環(huán)繞在前、后兩固定支承輪上，氣缸設(shè)置于所述環(huán)形鋼纜下方，環(huán)形鋼纜和氣缸內(nèi)的活塞兩端固定連接，高壓密閉式氣缸一端設(shè)有潤滑系統(tǒng)、通過高壓蒸汽管與氣動閥門相連接，另一端設(shè)排氣孔和活塞制動緩沖器。其發(fā)射系統(tǒng)中采用高壓密閉式氣缸，彈射力小，難以達(dá)到助推力度，蒸汽持續(xù)推力不夠。
發(fā)明內(nèi)容本實用新型要解決的技術(shù)問題是提供一種結(jié)構(gòu)簡單、彈射推力大、持續(xù)推力充足、 重復(fù)彈射間隔時間短、操作簡便、適用范圍廣、便于運輸安裝、戰(zhàn)損搶修快速的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置。本實用新型的技術(shù)解決方案是一種飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，包括飛行甲板、在飛行甲板下方固定有滑行管道，在滑行管道內(nèi)部設(shè)有蒸汽彈射助推器，在蒸汽彈射助推器上表面設(shè)有飛機(jī)連接器，在飛行甲板和滑行管道上對應(yīng)飛機(jī)連接器位置設(shè)有縫隙，所述的飛機(jī)連接器由所述縫隙引出并可沿縫隙滑動，其特殊之處是在滑行管道前部設(shè)有減速復(fù)位裝置，在所述的滑行管道后部對應(yīng)蒸汽彈射助推器起始位置設(shè)有加熱裝置；所述的蒸汽彈射助推器是由后部敞口的彈頭狀殼體，設(shè)在殼體內(nèi)并使殼體前部形成高溫承壓水罐、殼體后部形成高溫蒸汽發(fā)生室的隔板，沿軸向布滿在高溫蒸汽發(fā)生室內(nèi)的多個過熱汽化器，設(shè)在殼體尾部并穿過高溫蒸汽發(fā)生室與高溫承壓水罐相通的帶有止回閥的進(jìn)水管和設(shè)在高溫承壓水罐上帶有彈射控制閥的噴水管構(gòu)成；所述的噴水管的噴水口位于高溫蒸汽發(fā)生室前部，在滑行管道下方設(shè)有與滑行管道平行且相通的廢水回收管道。上述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，所述的過熱汽化器由前至后空隙逐漸增大， 以滿足水汽變量通過時體積逐漸膨大的要求。上述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，所述的減速復(fù)位裝置是由活塞、固定在活塞上與蒸汽彈射助推器相對一側(cè)的緩沖復(fù)位彈簧構(gòu)成，在滑行管道壁上對應(yīng)緩沖復(fù)位彈簧位置設(shè)有排氣孔。[0009]上述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，所述的滑行管道為多段，各段之間通過法蘭連接，且滑行管道通過所述法蘭與飛行甲板焊接。上述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，所述的過熱汽化器為條狀或網(wǎng)狀。上述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，所述的加熱裝置為電磁加熱線圈，所述的電磁加熱線圈纏繞在滑行管道內(nèi)壁上。上述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，在所述的高溫承壓水罐上設(shè)有安全閥。本實用新型的優(yōu)點是1、彈射推力大，持續(xù)推力充足，重復(fù)彈射間隔時間短，在短時間內(nèi)能夠獲得飛機(jī)起飛所需最低飛行速度，縮短飛機(jī)在跑道上滑跑的距離，起飛時間短，節(jié)省飛機(jī)上的燃料，增大飛行半徑，延長留空時間；2、對飛機(jī)自重要求低，在滿負(fù)荷裝載、主副油箱燃油全部加滿時仍可起飛，特別是可以幫助預(yù)警機(jī)在航母上起飛，滿足最大設(shè)計權(quán)重；3、材料成本低廉、取材廣泛，結(jié)構(gòu)簡單，容易制造，便于運輸安裝，戰(zhàn)損搶修快速；4、操作簡便，安裝運行成本低，性能穩(wěn)定，實用性強(qiáng)；5、應(yīng)用范圍廣泛，可安裝在航空母艦、大型艦船、機(jī)場、海島、山洞、飛機(jī)洞庫等各種環(huán)境中，滿足作戰(zhàn)要求。

圖1是本實用新型的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2是圖1中蒸汽彈射助推器的結(jié)構(gòu)示意圖；圖3是圖1的A-A剖視圖；圖4是圖2的B-B剖視圖；圖5是圖2的C-C剖視圖；圖6是圖2中過熱汽化器(網(wǎng)狀)結(jié)構(gòu)示意圖；圖7是本實用新型的工作初始狀態(tài)示意圖。圖中1-飛行甲板、2-加熱裝置、3-蒸汽彈射助推器、301-彈射控制閥、302-噴水管、303-殼體、304-進(jìn)水管、305-過熱汽化器、306-高溫蒸汽發(fā)生室、307-止回閥、308-隔板、309-高溫承壓水罐、3010-安全閥、3011-對接管口、4_滑行管道、401-排氣孔、5-減速復(fù)位裝置、501-活塞、502-緩沖復(fù)位彈簧、6-飛機(jī)連接器、7-廢水回收管道、8-法蘭、9-供水管、10-高壓高溫水泵、11-鍋爐、12-發(fā)電站或變電站。
具體實施方式
如圖1 圖5所示，該飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置包括飛行甲板1、在飛行甲板1 下方固定有滑行管道4，所述的滑行管道4為多段，各段之間通過法蘭8連接，且滑行管道4 通過法蘭8與飛行甲板1焊接。在滑行管道4內(nèi)后部放置有蒸汽彈射助推器3，在蒸汽彈射助推器3上表面設(shè)有飛機(jī)連接器6，在飛行甲板1和滑行管道4上對應(yīng)飛機(jī)連接器6位置設(shè)有縫隙，所述的飛機(jī)連接器6由所述縫隙引出并可沿該縫隙滑動，在滑行管道4前部設(shè)有減速復(fù)位裝置5，所述的減速復(fù)位裝置5是由活塞501、固定在活塞501上與蒸汽彈射助推器3相對一側(cè)的緩沖復(fù)位彈簧502構(gòu)成，在滑行管道4上對應(yīng)緩沖復(fù)位彈簧502位置設(shè)有排氣孔401。在所述的滑行管道4內(nèi)對應(yīng)蒸汽彈射助推器3位置設(shè)有加熱裝置2，所述的加熱裝置2可采用電磁加熱、燃?xì)饧訜峄蛱克訜嵫b置，其中電磁加熱由于加熱速度快、用時短、安全可控，為最佳方式，本實施例即采用電磁加熱線圈；所述的電磁加熱線圈纏繞在滑行管道4內(nèi)壁上。所述的蒸汽彈射助推器3包括后部敞口的彈頭狀殼體303，設(shè)在殼體303 內(nèi)并使殼體303前部形成高溫承壓水罐309、殼體303后部形成高溫蒸汽發(fā)生室306的隔板 308，設(shè)在高溫承壓水罐309上的安全閥3010，在高溫蒸汽發(fā)生室306內(nèi)沿軸向布滿多個過熱汽化器305，所述的過熱汽化器305為條狀(也可為網(wǎng)狀，如圖6所示)，且過熱汽化器305 由前至后空隙逐漸增大。在殼體303尾部設(shè)有帶有止回閥307的進(jìn)水管304，進(jìn)水管304的進(jìn)口設(shè)有對接管口 3011，所述的進(jìn)水管304穿過高溫蒸汽發(fā)生室306與高溫承壓水罐309 相通，在高溫承壓水罐309上設(shè)有帶有彈射控制閥301的噴水管302，所述的噴水管302的噴水口位于高溫蒸汽發(fā)生室306前部，在滑行管道4下方設(shè)有與滑行管道4平行且相通的廢水回收管道7。如圖7所示，在工作初始狀態(tài)，蒸汽彈射助推器3通過對接管口 3011與高壓高溫水泵10對接，高壓高溫水泵10通過供水管9與鍋爐11連接。工作過程如下先將鍋爐11加熱升壓，啟動高壓高溫水泵10，將高溫水送入高溫承壓水罐309中， 使高溫承壓水罐309中充滿高溫高壓水，此時彈射控制閥301 —直處于關(guān)閉狀態(tài)。給高溫承壓水罐309加水的同時，將加熱裝置2通電(可由發(fā)電站或變電站12供電)，使蒸汽彈射助推器3的殼體303和過熱汽化器305產(chǎn)生高熱，使蒸汽彈射助推器3進(jìn)入工作狀態(tài)。飛機(jī)滑動帶動蒸汽彈射助推器3前行，并使位于噴水管302上的彈射控制閥301 開啟，使高溫承壓水罐309內(nèi)的高溫高壓水通過噴水管302噴射至高溫蒸汽發(fā)生室306內(nèi)， 噴出的高溫高壓水與高溫的過熱汽化器305碰撞后瞬間產(chǎn)生高壓蒸汽，高壓蒸汽由蒸汽彈射助推器3尾部噴出并產(chǎn)生強(qiáng)大的向前推力，使蒸汽彈射助推器3沿滑行管道4向前高速滑動，位于蒸汽彈射助推器3上的飛機(jī)連接器6牽動飛機(jī)沿飛行甲板1向前滑行，飛機(jī)達(dá)到起飛要求的速度后與飛機(jī)連接器6脫離升空，蒸汽彈射助推器3繼續(xù)沿滑行管道4向前滑行并與緩沖復(fù)位彈簧502碰撞，緩沖復(fù)位彈簧502回縮起到緩沖作用并推動活塞501向前移動，位于活塞501后的氣體被壓縮，壓縮氣體給蒸汽彈射助推器3 —個反向作用力使其緩沖減速直至停止。此時，壓縮氣體對蒸汽彈射助推器3的反向作用力最大，緩沖復(fù)位彈簧 502回縮至最大回縮量并產(chǎn)生反向彈力，兩者的合力對蒸汽彈射助推器3施加反向推力，使其反向滑行至滑行管道4的起點，彈射控制閥301自動關(guān)閉，進(jìn)水管304與供水管9對接， 為下一次彈射做好準(zhǔn)備。
權(quán)利要求1.一種飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，包括飛行甲板、在飛行甲板下方固定有滑行管道， 在滑行管道內(nèi)部設(shè)有蒸汽彈射助推器，在蒸汽彈射助推器上表面設(shè)有飛機(jī)連接器，在飛行甲板和滑行管道上對應(yīng)飛機(jī)連接器位置設(shè)有縫隙，所述的飛機(jī)連接器由所述縫隙引出并可沿縫隙滑動，其特征是在滑行管道前部設(shè)有減速復(fù)位裝置，在所述的滑行管道后部對應(yīng)蒸汽彈射助推器起始位置設(shè)有加熱裝置；所述的蒸汽彈射助推器是由后部敞口的彈頭狀殼體，設(shè)在殼體內(nèi)并使殼體前部形成高溫承壓水罐、殼體后部形成高溫蒸汽發(fā)生室的隔板，沿軸向布滿在高溫蒸汽發(fā)生室內(nèi)的多個過熱汽化器，設(shè)在殼體尾部并穿過高溫蒸汽發(fā)生室與高溫承壓水罐相通的帶有止回閥的進(jìn)水管和設(shè)在高溫承壓水罐上帶有彈射控制閥的噴水管構(gòu)成；所述的噴水管的噴水口位于高溫蒸汽發(fā)生室前部，在滑行管道下方設(shè)有與滑行管道平行且相通的廢水回收管道。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，其特征是所述的過熱汽化器由前至后空隙逐漸增大。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，其特征是所述的減速復(fù)位裝置是由活塞、固定在活塞上與蒸汽彈射助推器相對一側(cè)的緩沖復(fù)位彈簧構(gòu)成，在滑行管道壁上對應(yīng)緩沖復(fù)位彈簧位置設(shè)有排氣孔。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，其特征是所述的滑行管道為多段，各段之間通過法蘭連接，且滑行管道通過所述法蘭與飛行甲板焊接。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，其特征是所述的過熱汽化器為條狀或網(wǎng)狀。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，其特征是所述的加熱裝置為電磁加熱線圈，所述的電磁加熱線圈纏繞在滑行管道內(nèi)壁上。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，其特征是在所述的高溫承壓水罐上設(shè)有安全閥。
專利摘要一種結(jié)構(gòu)簡單、彈射推力大、持續(xù)推力充足、重復(fù)彈射間隔時間短、操作簡便、適用范圍廣、便于運輸安裝、戰(zhàn)損搶修快速的飛機(jī)起飛蒸汽彈射助推裝置，包括飛行甲板、滑行管道、蒸汽彈射助推器、飛機(jī)連接器，在滑行管道前部設(shè)有減速復(fù)位裝置，在滑行管道后部設(shè)有加熱裝置；所述的蒸汽彈射助推器是由后部敞口的彈頭狀殼體，設(shè)在殼體內(nèi)并使殼體前部形成高溫承壓水罐、殼體后部形成高溫蒸汽發(fā)生室的隔板，沿軸向布滿在高溫蒸汽發(fā)生室內(nèi)的過熱汽化器，設(shè)在殼體尾部并穿過高溫蒸汽發(fā)生室與高溫承壓水罐相通的帶有止回閥的進(jìn)水管和設(shè)在高溫承壓水罐上帶有彈射控制閥的噴水管構(gòu)成；噴水管的噴水口位于高溫蒸汽發(fā)生室前部，在滑行管道下方設(shè)有廢水回收管道。
文檔編號B64F1/06GK202124119SQ20112019261
公開日2012年1月25日 申請日期2011年6月9日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月9日
發(fā)明者劉忠德 申請人:劉忠德