專利名稱：起飛助推器/副油箱組合體的制作方法
起飛助推器/副油箱組合體本發(fā)明涉及到一種飛機用起飛用噴氣助推器設計方案，屬于航空特種裝備。利用可拋棄副油箱增加作戰(zhàn)飛機增加航程的做法相當普遍，各國空海軍為各類作戰(zhàn)飛機都準備了大量的各種容量的可拋棄副油箱。利用可拋棄的火箭噴氣助推器幫助重載飛機起飛的做法由來巳久，當噴氣發(fā)動機發(fā)明后，各航空大國都曾經(jīng)利用噴氣發(fā)動機形成助推裝置幫助重載飛機起飛，這種助推器通常都是在跑道上助推飛機加速，當飛機達到起飛速度后，噴氣助推器會自動降低推力，自動與飛機分離。最后幾年間美國有人提出了可返回式火箭助推器，設計特點是將助推火箭設計成可自行返加機場著陸的無人機，其目的主要是為了降低空間發(fā)射成本。做為一種一次性使用的副油箱，制造成本雖然很低，但只用一次在和平時期仍然嫌浪費，因此作戰(zhàn)飛機只要掛載了副油箱，往往是其中燃料用完后也不會拋棄，有人提出帶帶翼副油箱概念，利用遙控裝置控制其下滑著陸或利用降落傘實現(xiàn)回收以再次利用，但這樣一來又增加成本，在和平時期顯得沒有必要?；鸺破髯鰹橹皇褂靡淮蔚南钠鳎瞥杀颈容^高，存在著后勤及安全等原因，現(xiàn)在已經(jīng)很少被作戰(zhàn)飛機采用，噴氣發(fā)動機則因早期噴氣發(fā)動機推重比低和可靠性不高、助推距離太短效益不突出，會增加地勤壓力等原因也被棄之不用。

從副油箱及噴氣助推器的使用實踐看，副油箱和噴氣助推器確實是一種能有效幫助飛機縮短起飛距離及增加航程的輔助裝置，考慮到副油箱的容量受到到飛機自身起飛重量的限制，再考慮到助推器的效益與助推距離有關，本發(fā)明的目的就是為了向飛機提供一種既能提高飛機起飛重量和增加航程、又能避開現(xiàn)有副油箱容量受限制及一次性使用助推器成本高的飛機起飛助推及增加航程的裝置。本發(fā)明的目的是這樣實現(xiàn)的；把助推器與副油箱結合在一起，并為其加裝火箭發(fā)動機或渦噴/扇發(fā)動機和機翼，再結合自主無人駕駛操控系統(tǒng)形成一種助推/副油箱組合飛行體，讓其具有飛行能力，可自行返回基地利用機輪著陸或利用降落傘定點回收，這樣一來可最大限度地發(fā)揮助推器和副油箱提高作戰(zhàn)飛機性能的潛在優(yōu)勢，進而解決提高起飛性能及增大航程與一次使用成本之間的矛盾。和原有副油箱相比，在不影響起飛性能的情況下，助推器/副油箱組合體產(chǎn)生的推力每千克可多攜載燃料兩千克以上，這意味著副油箱的容量可成倍增加。與地面用的噴氣助推器相比，助推器/副油箱組合體可以大幅度增加幫助飛機起飛的助推時間，不僅在跑道上助推飛機加速，也可以做到在飛機離開地面后繼續(xù)助推，這樣就提高了助推效益。助推器/副油箱組合體還可以在與飛機分離之前，盡可能地將自身多余的燃油注入飛機油箱中，這樣就相當于飛機在起飛完畢后油箱還是滿的，可以大幅度提高飛機的航程。采用助推器/副油箱組合體會增加后勤工作量，但當效益提高后，后勤壓力也就算不了什么。為盡可能提高飛機起飛助推器/副油箱組合體對提高飛機起飛性能及增加航程的意義，還可在其中加裝噴水加力溶液容器及輸送管道，可以在起飛過程中為飛機發(fā)動機提供噴水加力溶液，以增大其起飛推力。附

圖1為可掛載在飛機掛架上的起飛助推器/副油箱組合體結構示意圖。
附圖2為可掛載在飛機起落架上的起飛助推器/副油箱組合體結構示意圖。參照附圖1 ;整個起飛助推器/副油箱組合體由機身1、機翼2、噴氣發(fā)動機或火箭發(fā)動機3、起落架4、與機身掛架5聯(lián)接用掛耳部件6等部件組成。機身中除了油箱7外，還設置有噴水加力溶液箱8及與輸送壓力泵9，還安裝有與飛機聯(lián)接的燃料輸送管道/操縱電纜10。助推發(fā)動機3可以是煤油/液氧火箭發(fā)動機，也可以是渦扇噴氣發(fā)動機，根據(jù)需要也可以是組合形式動力，既一臺大推力液體火箭發(fā)動機和一臺小推力渦扇/渦噴發(fā)動機，后者用來返航。在具體設計時可根據(jù)需要采用小型渦噴/扇發(fā)動機結合火箭發(fā)動機方案，也可以只安裝小型渦噴/扇發(fā)動機，輸送到飛機發(fā)動機中的噴水加力溶液可以大幅度增加其推力，因此在安裝小型發(fā)動機的情況下飛機發(fā)動機推力的增加完全可以滿足副油箱增重需要。為控制成本計，也可以不安裝發(fā)動機，整個組合體中只要設置了噴水加力溶液，也可以達到增加起飛重量的目的。簡易的裝置則可以通過頭部前伸的單頭或分叉噴管11向飛機發(fā)動機的進氣口直接噴出加力溶液。在有GPS —類導航系統(tǒng)存在的情況下，簡易型的起飛助推器/副油箱組合體完全可以依靠機翼滑行到回收區(qū)，利用回收傘12安全回收，由于飛機發(fā)動機可采用噴水加力，無動力簡化版的飛機起飛助推器/副油箱組合體仍然具有助推器的味道，這種助推器更多起到的是飛行副油箱作用。參照附圖2:可掛接在飛機起落架上的起飛助推器/副油箱組合體現(xiàn)鴨式飛機布局，由機身1、機翼2、噴氣發(fā)動機或火箭發(fā)動機3、起落架4等部件組成。機頭設置有與戰(zhàn)斗機前起落架支柱13或與機身下掛架5聯(lián)接用的聯(lián)接臂14，主機翼兩側垂直尾翼15的前面設置有與主起落架聯(lián)接用的機械手16。以上與飛機聯(lián)接用的掛耳結構視具體飛機的結構而定。助推發(fā)動機3可以是煤油/液氧火箭發(fā)動機，也可以是渦扇噴氣發(fā)動機，根據(jù)需要也可以是組合形式動力，既一臺大推力液體火箭發(fā)動機和一臺小推力渦扇/渦噴發(fā)動機，后者用來返航。為減少飛行阻力，還可以為助推器配套飛機主機輪整流罩17，這個整流罩的頭錐部18可與機輪整流罩主體分離，當助推器總體從機身下主機輪之間向前推進并被固定到飛機上后，這個頭部罩再從前面安裝到飛機主機輪整流罩上，這樣可以將戰(zhàn)斗機的機輪呈半埋狀包裹起來，為便于助推器 與戰(zhàn)斗機的分離，整流罩主體的上部開有U型缺口 19，內部則有通暢滑道20以便在助推器與飛機分離時能讓主機輪順利脫出。為適應地面自行移動及與戰(zhàn)斗機一起移動和滑行起飛的需要，助推器的前輪21在飛機起飛和地面移動時呈自由轉向的萬向輪狀態(tài)，也可以處于懸空狀態(tài)。兩側的負重輪22則根據(jù)需要設置在飛機主機輪整流罩中或機翼上，并且盡量處在飛機主機輪的橫向輪距線上。如有必要，還可以在主機輪艙對應飛機輪胎的上下開口位置上設置可打開的輪艙口蓋，上面的開口采用向上外擺打開的結構23，下部口蓋則采用向內擺動的的結構24，在機輪滑脫后可向外打開，蓋上下面的開口。前輪也可以用同樣的頭罩結構25。為確保燃料供應，飛行體本身應該設置一套返航用燃料箱。在具體設計時考慮到附加的推力會對飛機的操縱產(chǎn)生影響，助推器的發(fā)動機噴口采用能夠擺動的火箭發(fā)動機噴管或噴氣發(fā)動機的矢量推力噴管，可在起飛時為戰(zhàn)斗機提供一定的斜向升力也可以考慮在飛機的飛行控制系統(tǒng)中加入助推器的推力因素，這樣能剛好能利用助推器的推力為飛機提供一個抬頭力矩，以減少飛機操縱面的負荷。為充分發(fā)揮助推器的助推作用，可以考慮在噴氣助推器上安裝了噴水加力燃料箱，可在起飛時為戰(zhàn)斗機提供加力燃料以使戰(zhàn)斗機的發(fā)動機也能產(chǎn)生較大推力，為此特設置與戰(zhàn)斗機聯(lián)接的加力燃料輸送管，在設計助推器時可以根據(jù)助推飛機機身下形狀的不同采用不同的結構布局和動力，例如采用雙機身 加尾撐結構，例如還可采用螺槳推進器。
權利要求
1.一種用于幫助飛機起飛及增加航程的起飛助推器/副油箱組合體，其特征是擁有自動飛行控制系統(tǒng)、機翼、機輪、推進發(fā)動機和燃油箱，配置有與戰(zhàn)斗機起落架或掛架聯(lián)接用的掛接裝置、與戰(zhàn)斗機操縱系統(tǒng)聯(lián)接的控制電纜及與飛機燃油系統(tǒng)相聯(lián)的燃料輸送管道。
2.按照權利要求1規(guī)定的起飛助推器/副油箱組合體，其特征是機體中設置有為戰(zhàn)斗機提供噴水加力的加力燃料箱，同時配置有輸送噴管或位于戰(zhàn)斗機進氣口處的噴嘴。
3.按照權利要求1規(guī)定的起飛助推器/副油箱組合體，其特征是大型化的起飛助推器/副油箱組合體設置有與飛機起落架聯(lián)接的掛接裝置，還設置有機輪整流罩，其結構分為固定的可分離的兩大部件，上下 輪胎開口處可根據(jù)需要設置返航時使用的整流罩。
全文摘要
本發(fā)明涉及到一種飛機起飛用噴氣助推器設計方案。利用可拋棄的火箭噴氣助推器幫助重載飛機起飛及利用可拋棄的副油箱增加飛機航程的做法由來巳久，實踐證明這兩種方法確實是能有效幫助飛機縮短起飛距離及增加航程，本發(fā)明的目的就是為了向飛機提供一種既能提高飛機起飛重量和增加航程、又能避開現(xiàn)有副油箱容量受限制及一次性使用成本高缺點的飛機起飛助推及增加航程的裝置。本發(fā)明的目的是這樣實現(xiàn)的；把助推器與副油箱結合在一起，并為其加裝火箭發(fā)動機或渦噴/扇發(fā)動機和機翼，再結合自主無人駕駛操控系統(tǒng)形成一種助推/副油箱組合飛行體，可自行返回基地利用機輪著陸或利用降落傘定點回收。
文檔編號B64D27/16GK103224028SQ20121002564
公開日2013年7月31日 申請日期2012年1月28日 優(yōu)先權日2012年1月28日
發(fā)明者馬世強 申請人:馬世強