CN106864765A - 飞轮弹射器 - Google Patents
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Abstract
飞轮弹射器将飞轮储存的能量转换成直线推力,使被弹射物体在短时间内获得极高的速度,主要部件及动作顺序如下:飞轮-差速联轴器-变速器-传动机构-驱动齿轮-从动齿条-飞机,核心技术是圆锥螺线齿条无级变速器,飞轮带动变速器,输出的是无级加速转动;核心技术之二是连环驱动,一根主轴上串联若干个驱动齿轮,由这些驱动齿轮依次带动从动齿条,最终获得加速直线运动。本发明所列举舰载机弹射器,重量100吨,体积100m3,源动力功率5000kw,飞轮直径4米、重26吨,助推电机平均负载1万kw,动力扭矩500kN·m以上,常规弹射起飞重量45吨,平均加速度3.5g,末速度70.65m/s,弹射距离76.3米,每次弹射耗电50千瓦时,最短循环周期30秒。飞轮弹射器主要用于弹射军用飞机、民航飞机、火箭、轨道列车,等等。
Description
所属技术领域
本发明涉及一种飞轮弹射器,它是一种直线加速器,能够在极短的时间内,释放出很大能量,将很大质量的物体加速到很高的速度。飞轮弹射器主要用于帮助飞机起飞、火箭发射、导弹发射、炮弹发射、物体抛掷、轨道列车加速、汽车加速、电梯运行、缆车运行,等方面。
背景技术
目前弹射器主要是用于军事方面,比较成熟的弹射器是蒸汽弹射器,开缝汽缸密封是核心技术,该技术要求牵引滑梭能在汽缸开缝处自由活动的情况下,又能及时密封汽缸内高温高压蒸汽。蒸汽弹射器的缺点较多,主要有在弹射的前、后阶段加速度相差太大,准备时间太长,储汽罐及控制***太复杂,体积太大、重量太大、能源利用率太低,淡水消耗量太大,维护保养维修工作量太大,运行周期较长,***制动机构复杂且需要占用较长的距离,等等。
电磁弹射器比蒸汽弹射器先进,但由于技术难题太多,还未能投入实际应用。据称线性电动机长95.36米,末段有7.6米的减速缓冲制动区(注:制动减速度达35g);采用飞轮及大型发电机转子储能。电磁弹射器的缺点也是很明显的,首先是需要大功率的电源,以机械能的方式储存能量,在需要电能的极短时间内,由发电机将机械能转换成巨大的电能,然后再利用直线电机将电能转换成机械能,这一系列的转换,不仅技术复杂,配套设备庞杂,体积庞大,造价很高,而且不经济,比如,欲达到本发明所涉及最大弹射能量490兆焦的能力,弹射时间2.1秒,需要40万千瓦功率的电源;其次是电能在转换成机械能的过程中会产生大量的热,不仅处理起来很麻烦,本身也是效率低下的表现;磁场对人体和电子设备究竟有多大的影响,还需要实践检验;动子滑梭惯性巨大,不仅制动困难,且需复位后,后续飞机才能够就位;在战时条件下,大量电子元器件的可靠性如何保证,等等,许多难题尚待解决。
附:美国电磁弹射器技术指标预期如下:最大弹射重量22.5吨(另说36吨),起飞速度:28~103米/秒;最大牵引力和平均牵引力之比:1.07;最大弹射能量:122兆焦;最短起飞循环时间:45秒;重量:225吨;体积:425立方米;补充能源需求:6350千瓦。
蒸汽弹射器和电磁弹射器制造费用太高,使用成本太高,很难在民用方面有所作为。
发明内容
本发明要解决的技术问题:被弹射飞机在助推电机、飞机发动机、和飞轮产生的摩擦力三方面动力的协同推动下起步、逐步加速,避免突然加速产生冲击,传动机构转速达到飞轮转速后,再闭合飞轮。飞轮输出的能量经由圆锥螺线齿条无级变速器,转换成加速转动的能量,然后用一根主轴带动若干个驱动齿轮,由这些驱动齿轮依次带动从动齿条,最终获得加速直线运动。弹射***的主要部件是:源动力电机-差速联轴器-变速器-传动机构-驱动齿轮-从动齿条-飞机,其中最核心的技术是圆锥螺线齿条无级变速器。
本发明的有益效果是:采用飞轮作为主要动力源,利用了飞轮储能比大,能量释放平稳,能量传递效率高的优点,同时采用助推电机作为辅助动力源,实际上是利用了电磁弹射器的优点,作为整个机构所需能量填平补缺的游码;让传动机构以转动方式运行,有利于能量的传递;传动机构部件的惯性限于转动,不存在消减直线惯性的问题,有利于***的制动,可大大缩短弹射占用距离;前面飞机弹射出去,不需要等待滑梭复位,后续飞机立即就可就位,极大缩短弹射循环周期时间;有利于简化传动结构,有利于机构减轻重量、减少体积,有利于能量回收。飞轮弹射器具有结构简单、可靠性高、力传递比大,体积小、重量轻、制造成本低,效率高,运行成本低,维护简便,等等优点,能够广泛用于军事和民用方面。
本发明所例举的舰载飞轮弹射器,重量100吨左右,体积100m3左右,源动力有效功率5000kW,飞轮重量26吨,飞轮直径4米,飞轮常规转速1920r/min;3台助推电机合计功率2.5万kW;弹射器平均推力1470kN;每次弹射耗电50千瓦时;常规弹射飞机起飞重量45吨,加速度由4g逐步降低为2.74g,平均加速度3.5g,末速度70.65m/s,弹射距离76.3米(距舰首边缘的距离,即含跃升跑道在内的跑道全程距离),用时2.12秒,最短循环周期30秒;单台弹射器输出的弹射能量112MJ;可弹射5~45吨各型飞机;弹射起飞速度20~120米/秒。弹射器可以单台使用,也可以组合使用,4套动力***并联起来,平均推力达600吨,弹射能量449MJ,最大弹射起飞重量180吨。飞轮弹射器各项指标全面超越美国电磁弹射器指标。
现有的民航飞机(包括客机、货机、等等飞机)起飞,只能采用发动机提供动力,不但不经济,而且占地面积太大。例如民航大型飞机(比如波音747)起飞,需要3000米以上跑道,需消耗燃油近5吨。而采用弹射器帮助360吨飞机起飞,加速度0.6g,达到313公里的时速,仅需耗电500千瓦时,耗油十几升(仅需巡航耗油量);弹射距离为644米,牵引梭制动距离60米;由于采用导轨跑道,跑道宽度大大降低;弹射时间15秒,弹射器的最短循环周期3分钟。民航弹射器可弹射20~360吨的飞机。几台弹射器可以同时运行,密集弹射飞机。弹射民航飞机,将飞机的前起落架停靠在弹射器的牵引托上即可,不需要对飞机作任何改造。
3000吨火箭依靠发动机起飞,达到131m/s速度,需要消耗上百吨的燃料。而采用弹射器帮助起飞,达到同样的速度,弹射距离292米,仅需耗电1万千瓦时。火箭弹射器可弹射200~5000吨起飞重量的火箭,火箭直径5~10米,弹射加速度为1~6g。
轨道列车包括地铁、轻轨列车、高铁、动车、普通客运列车、货运列车,等等,为了缩短起步时间,轨道列车不得不配备较大功率的动力,而在绝大部分时间内,列车是匀速行驶,只需要克服阻力的动力,根本就不需要配备那么大功率的动力,从方方面面来说,均造成极大的浪费。采用弹射器帮助起步,机车动力功率配备可降低一半,而加速时间减少大半。
一旦轨道列车配备了从动齿条,就为助推列车创造了条件,从而就可以在优化铁路设计方面大做文章,减少铁路线路受限因素。例如在轨道下面设置助推机构后,就可以适度加大铁路坡度,在牵引机车动力不变的情况下,仍然能够保持列车较高的行驶速度,还可以利用列车下坡的动能,带动设置在地面的发电机发电。
附图说明
图1.舰载机弹射器结构示意图;
图2.舰载机弹射驱动方式示意图;
图3.舰载机副油箱结构示意图;
图4.舰载机飞机尾气导流器结构示意图;
图5.民航飞机弹射器结构示意图;
图6.陆基弹射器牵引梭结构示意图;
图7.火箭弹射***结构示意图。
图8.轨道列车弹射***结构示意图。
图9.舰载机圆锥螺线齿条无级变速器比例尺寸示意图。
说明书附图中各部件名称编号:
(1)源动力电机;(2)飞轮;(3)差速联轴器;(4)圆锥螺线齿条无级变速器;(5)变速器主动轮;(6)变速器从动轮;(7)圆锥螺线齿条;(8)空齿段;(9)传动轮;(10)传动轮导轨;(11)传动轮控制杆;(12)从动轮移动控制机构;(13)花键轴;(14)变速器动力输出轴;(15)助推电机;(16)传动齿轮组;(17)复位电机;(18)主传动轴;(19)伞齿轮组;(20)枝传动轴;(21)驱动齿轮;(22)驱动力平衡轮;(23)主轴第一离合器;(24)主轴第N个离合器;(25)刹车及能量回收装置;(26)跑道;(27)翘首甲板;(28)飞机;(29)前起落架;(30)后起落架;(31)副油箱;(32)机载齿条;(33)飞机喷气导流器;(34)皮带轮;(35)舰载机弹射导向轮;(36)舰载机弹射导向轨道;(37)飞机挂弹位置;(38)副油箱连接栓;(39)副油箱与机体结合部位;(40)浮球降落伞存放位;(41)集流罩;(42)排气管;(43)支架;(44)可翻转甲板;(45)导流器旋转轴;(46)导流器隐藏井;(47)排风扇;(48)陆基弹射器复配动力***;(49)飞轮减速机;(50)绞轮离合器;(51)中小型绞轮;(52)大型绞轮;(53)钢缆;(54)牵引梭;(55)牵引托;(56)制动滑道;(57)牵引梭车体;(58)牵引托支撑体;(59)螺杆伸缩装置;(60)牵引托活动后栏板;(61)轨道下车轮;(62)轨道上车轮;(63)牵引梭运行轨道;(64)牵引梭通道侧壁;(65)牵引梭通道盖板;(66)电动机暨发电机两用机;(67)运载火箭;(68)火箭第二套动力***;(69)火箭第三套动力***;(70)火箭第四套动力***;(71)同步协调机构;(72)火箭第二套传动***;(73)火箭齿条;(74)发射架枝传动轴;(75)对冲伞齿轮;(76)对冲驱动齿轮;(77)火箭导向滑杆;(78)火箭导向滑槽;(79)轨道列车;(80)列车齿条;(81)接力驱动齿轮。
具体实施方式
飞轮弹射器关键部件功能及原理
1.飞轮(2)。飞轮是储存能量的部件。飞轮还可作为储存电能的装置。
2.源动力电机(1)。采用调速电机,以适合于飞轮启动,和便于调整飞轮转速。
3.差速联轴器(3)。一般称为摩擦离合器。差速联轴器是启动和停止飞轮动力弹射的开关。在弹射器起步阶段,加速器主动轮(5)由零速状态起步,飞轮(2)或飞轮减速机(49)输出的转速大于主动轮的转速,差速联轴器不能直接闭合,否则将造成主动轮的加速度太大,形成猛烈的冲击,因此差速联轴器在弹射的起步阶段是差速运转,通过摩擦力传递能量。当主动轮(5)转速达到飞轮或飞轮减速机输出的转速,起步结束,闭合差速联轴器。
4.圆锥螺线齿条无级变速器(以下简称“变速器”)(4)。变速器由:圆锥螺线齿条变速器主动轮(5)(以下简称“主动轮”)-传动轮(9)或链条-圆锥螺线齿条无级变速器从动轮(6)(以下简称“从动轮,,)组成。主动轮采用外凸的近似抛物线旋转面圆锥体,从动轮采用内凹的近似抛物线旋转面圆锥体,这个圆锥体的错位(错位一个齿条的宽度)横截面外廓是一条螺线。将齿条一圈挨一圈缠绕该在锥体上,得到的就是圆锥螺线齿条(7)。主动轮上齿条与从动轮上齿条的齿数必须相等。从动轮采用花键轴(13),使从动轮能够自由的沿着花键轴移位,从而使主动轮与从动轮啮合处之间的间距保持不变。变速器工作起始时刻,通过传动轮(9),主动轮的小头与从动轮的大头啮合,随着主动轮旋转,在从动轮移动控制机构(12)是控制下,传动轮顺着齿条,向主动轮的大头和从动轮的小头移动,由于主动轮(5)转速的降幅很小,而啮合处直径比变得越来越大,因此从动轮(6)的转速变得越来越快。弹射终了时刻,主动轮的大头与从动轮的小头啮合,变速比达到最大值。
当传动齿轮到达主动轮和从动轮的齿条末端,差速联轴器(3)随即动作,切断动力输入,主动轮和从动轮之间不再有力的传递,弹射结束。
在主动轮和从动轮的齿条末端设置小半圈过渡齿,过渡齿不传递力,齿宽、齿厚、齿高均逐渐减小,主要用于变速器复位时,便于双双与传动轮搭接啮合。在过渡齿之后,在圆锥体上设置空齿段(8),飞轮动力撤除之后,在惯性作用下,主动轮、从动轮继续转动,传动轮越过齿条尽头后,进入到空齿段上,主动轮和从动轮脱离啮合。刹住车后,启动主动轮和从动轮的复位电机(17),让两轮停在复位起始位(两齿条的末端头处于最靠近的位置),在传动轮控制杆(11)的支配下,将传动轮(9)送入与主动轮和从动轮啮合,然后启动复位电机(17)倒转,让从动轮倒转,直至传动轮同时到达主动轮和从动轮齿条(7)的起始端头。
后附:“圆锥螺线齿条无级变速器(舰载机弹射器)相关数据列表”
5.轴传动机构。传动机构由以下部件构成:
1)主传动轴(18)。主传动轴(以下简称主轴)的长度根据弹射距离来设置。主轴上需设置若干轴承,用以支撑主轴。主轴上设置若干个离合器(23、24),当从动齿条(32)越过离合器(N)后,随即分离该离合器,可以减少***的负荷。
2)伞齿轮组(19)。在主轴上,每隔3~20米,设置一组伞齿轮组,每组伞齿轮的规格必需一致,确保每组伞齿轮的转速完全相同。调整主动轮与从动轮间直径比,可以改变主传动轴(18)与枝传动轴(20)之间的速比。
3)枝传动轴(20)。枝传动轴设置若干组,一根主轴(18)同时带动若干枝轴(20)等速转动。每根枝传动轴与伞齿轮组(19)的从动轮连接,枝传动轴垂直于主传动轴(18),从而实现将主轴旋转的方向改变90度。舰载机的最后两组枝传动轴上串联万向节联轴器,将该轴做成可摇摆式,导向轮进入滑跃跑道(滑跃距离15米左右)后,机载齿条将由水平状态逐渐向上翘起,机载齿条与水平线之间的夹角逐渐变大,随着机载齿条夹角的变化,枝传动轴的角度也必须跟随变化,使驱动齿轮与机载齿条之间始终保持良好的啮合。
舰载机弹射器的枝传动轴采用花键轴,设置为伸缩式枝传动轴(20),缩回枝传动轴,可将驱动齿轮(21)缩回到甲板之下,隐藏起来。
火箭发射架上的驱动齿轮(21)需设置为对称的两组,因此需设置火箭第二套传动***(72)。火箭弹射器第一传动***的枝传动轴(20)长度固定不变,第二传动***设置为伸缩式发射架枝传动轴(74),以适合于弹射不同直径的火箭(67)。
4)驱动齿轮(21)。舰载机驱动齿轮采用圆柱直齿轮,驱动齿轮与枝传动轴(20)连接,从动齿条与驱动齿轮啮合,在转速一定的条件下,驱动齿轮(21)直径越大,弹射速度越快。驱动齿轮压力角采用尽可能小的角度,从而尽可能降低驱动力在法线方向的分力。相邻两组驱动齿轮会同时作用在同一个从动齿条上,因此各组驱动齿轮的转速必须完全相等。
5)驱动力平衡轮(22)。驱动力平衡轮的轴线与驱动齿轮的轴线保持平行。驱动齿轮压力角的存在,使齿轮驱动力作用在机载齿条上时,除了产生齿条运行方向的推力外,还会产生一个法线方向的分力,需要设置驱动力平衡轮(22)来承担这个分力。在机载齿条与驱动齿轮啮合处法线方向,机载齿条的背面,设置驱动力平衡轮。为避免机载齿条(32)与平衡轮接触时产生冲击,驱动齿轮平衡轮需与驱动齿轮(21)同步转动,拟用皮带轮(34)带动。
6)接力驱动齿轮(81)。列车弹射器驱动齿轮必须要设置在地面之下,而驱动齿轮的直径不能任意设置,因此需要采用接力驱动齿轮来实施对从动齿条的驱动。接力驱动齿轮由驱动齿轮(21)带动。接力驱动齿轮(81)的直径不受限制,根据现场条件来确定。
6.从动齿条。从动齿条与驱动齿轮(21)啮合,从动齿条的长度必须要大于2个驱动齿轮之间的间距,使至少有1个驱动齿轮与从动齿条保持啮合。从动齿条在运行过程中,当尾部与驱动齿轮啮合时,从动齿条的头部已经与前面一个驱动齿轮啮合,因此,设置一系列转速相同的驱动齿轮,能够依次接续驱动从动齿条做直线运动。
从动齿条可分为三种类型:
1)机载齿条(32)。舰载机配备的从动齿条属于弹出型机载齿条,可分为两种:第一种是随机携带型机载齿条,长度3~6米,与起落架一样,需要使用时,伸展开来,不使用时,折叠收拾起来装在机舱内。第二种是可分离型机载齿条,需附着在副油箱(31)下面,长度3~10米。若干个驱动齿轮(21)依次接续驱动机载齿条,最终将飞机连同机载齿条一并弹射出去。机载齿条在垂直方向的单侧面设置齿,与驱动齿轮啮合,齿条垂直方向的另一个侧面与驱动力平衡(22)轮保持接触。机载齿条在运行过程中,将要不断穿越驱动齿轮和驱动力平衡轮之间的间隙,为了让机载齿条顺利***两轮之间的间隙,把驱动齿条的头部做成锥体形状。机载齿条得以只能在驱动齿轮和驱动力平衡轮之间运行,需要依靠导向轮(35)来限定机载齿条的运行轨迹,舰载机弹射轨道(36)需要较高的精度,确保机载齿条运行轨迹精准。
2)火箭齿条(73)。火箭齿条设置在第一级火箭上,在侧壁相对称的位置上各设置一组火箭齿条,每组齿条由2列齿条构成,共4列齿条,使火箭两侧且两对面受力平衡。
3)列车齿条(80)。列车齿条设置在每节车厢的底盘下面,长度根据需要酌情设置。
7.副油箱(31)。舰载机副油箱用可分离的连接栓与机体连接,分离连接栓,飞机便可抛弃副油箱;副油箱做成薄体倒梯形(与后掠式机翼匹配),副油箱连接在飞机上后,副油箱面与机翼面平行,将副油箱作为临时副机翼使用,使之具有第二层机翼的功能,此时飞机变成为了双层机翼;副油箱纵横幅度5~10米,拟增加飞机机翼面积50%以上,可以大大提高飞机的起飞重量(或降低飞机的起飞速度)。副油箱厚度0.3~1米,挂在机体下方,载油量1~20吨;将机载齿条(32)附着在副油箱的下部;在副油箱靠前的下部设置2个弹射导向轮(35),用以替代飞机的前起落架(29)(导向轮落位在导向轨上后,随即收回起落架),加上后起落架(30),共有4组轮子着地,可提高飞机运行的平稳性。在跑道上设置2条弹射导向轨道,导向轮卡在导向轨内,限制导向轮只能在导向轨内运行;副油箱体上留空出飞机挂弹位置(37),使飞机所挂的炸弹、鱼雷、大型导弹等弹药也能够挂在副油箱上;副油箱内配备浮球降落伞;参加作战格斗时,抛弃副油箱,减轻飞机重量;舰载机降落着舰之前,应当将未使用的弹药与飞机分离,让其转挂在副油箱上,并将剩余的燃油转移至副油箱内,尽可能减轻飞机重量,降低着舰速度,避免舰载机带弹带油着舰,消除燃爆隐患,最大限度降低风险;在预设海域抛弃副油箱,降落过程中,对浮球降落伞(40)充气,减缓降落速度,坠海后,由打捞船收回(尤其是在非战争状况下,舰载机绝大部分的起降,都是备而不战,弹药带回的概率很大。将舰载机分为两部分,分别回收,实际上是采用了双体飞机模式,主体部分在舰上降落,副体部分在海上降落。采用副油箱模式舰载机,具有极其重要的现实意义);不需要回收副油箱时,可让副油箱沉入深海底。
8.助推电机(15)。弹射机构本身运行所消耗的能量主要由助推电机提供;飞机进入滑跃跑道附加的推力由助推电机提供;弹射起步阶段,飞机加速所需要的能量主要由助推电机提供,尽可能降低飞机发动机推力,和差速联轴器(3)的摩擦力;助推电机可设置多台,舰载机弹射器的主传动轴上每段配备1台,根据主轴各段的最高转速来设置各台助推电机的额定转速,每台助推电机超额配备功率,输出功率随时根据负荷的变化酌情调整,用以来平衡整个弹射***的受力状况;助推电机的连接方式分为两种,一种是直接串联在主轴(18)上,用转子的轴代替一段主轴;二是旁接,设置一组传动齿轮或皮带轮,从动轮安装在主轴上,主动轮安装在电机转轴上,第二种方式可利用改变主动轮和从动轮的直径比,降低动力输出转速,通过机械减速,实现力矩输出的增加;助推电机配备的功率较大,可单独设置供电***,由储能飞轮(2)带动发电机,弹射器工作时,发电机与助推电机同步工作,如不单独设置专用发电机,也可暂停舰船上部分其他电机供电,让其他电力设备根据助推电机的工作周期,适时避让,避免电源负荷太大;助推电机采用特殊高滑差电机(电磁调速异步电动机)。
9.喷气导流器(33)。舰载机弹射器设置飞机喷气导流器,导流器由集流罩(41)、排气管(42)、支架(43)、可翻转甲板(44)、旋转轴(45)、排风扇(47)、隐藏井(46),等部件组成。集流罩(41)做成喇叭形状,喇叭口完全罩住飞机发动机喷口,喇叭的底部连接垂直向上的排气管(42),排气管内设置排风扇(47),使集流罩内形成负压,让飞机喷出的气流更容易进入集流罩,并且让炽热气流垂直向上排空,不致影响后面排队等候的飞机。不使用导流器时,将其旋转90度,隐藏在隐藏井内。可翻转甲板翻上后,与周边甲板齐平。
10.陆基曳引机构。陆地机场具有比较充裕的位置,能够为牵引梭(54)消减惯性提供所需的较长距离,为了降低传动***的重量,拟采用绞轮-钢缆作为曳引牵引梭的动力。
1)绞轮。绞轮采用锥体形状或直筒形状,绞轮由加速器的从动轮(6)带动。中小型绞轮(51)由1套动力***带动;大型、特大绞轮(52)由2~4套动力***并联带动。钢缆(53)缠绕在绞轮上,绞轮转动,带动钢缆(53)运动,从而带动牵引梭(54)运动。
2)钢缆(53)。中小型绞轮(51)所用钢缆用于牵引中小型飞机;大型、特大型绞轮(52),需使用较粗的钢缆,用于牵引大型、特大型型飞机。
11.牵引梭(54)。牵引梭由以下部件构成:
1)牵引梭车体(57)。牵引梭车体是牵引梭(54)的骨架。
2)牵引托(55)。牵引托位于跑道(26)面之上,牵引托用于承载飞机前起落架(29),前起落架所承担的重量完全压在牵引托(55)上。牵引托上设置有螺杆伸缩装置(59),和活动后栏板(60)。伸长螺杆可放下后栏板,端头边缘正好着地,形成斜面桥,让飞机的前起落架驶上牵引托,然后再缩回螺杆,可将后栏板固定。在较繁忙的机场,一般是飞机排队等待起飞,前面的飞机弹射后出去,立即曳引后面的飞机停在起飞位上,刹住后起落架的轮子,使飞机不能移动,牵引托(55)复位,接近前起落架轮子时,放下后栏板(60),端头正好着地,形成斜面桥,在运行过程中,将前起落架“铲”起,停放在牵引托上。
3)牵引梭运行轨道(63),牵引梭运行轨道固定在牵引梭通道侧壁(64)上,轨道的上下缘由牵引梭的上下车轮夹卡住,使牵引梭不能上下晃动。牵引梭通道用盖板(65)遮盖。
4)轨道下车轮(61),轨道上车轮(62),分别承受牵引梭向上和向下力,合力抱紧轨道。
5)助推及复位***。在牵引梭车体(57)内设置电动机暨发电机两用机(66),弹射时助推,制动时回收能量。牵引梭停稳后,启动电机,将牵引梭(54)复位到起始位置。
在下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
特别说明
由于弹射器效率暂不能确定,为了简化推演计算过程,下述4项实施例中所使用参数,未涉及弹射器效率。实际应用中,应当根据弹射器的效率,将弹射器各项参数进行适当放大。
实施例一:
军用舰载飞机飞轮弹射器
一.舰载飞轮弹射器工作过程
在附图1、2、3、4、9中:
飞机(28)就位时,前起落架(29)的轮子驶入就位处的轮子沟槽内,使机身降低,让导向轮(35)正好卡位在弹射导向轨道(36)上,飞机再前行,让机载齿条(32)与驱动齿轮(21)啮合,然后收回前起落架,让前起落架承担的重量完全压在导向轮(35)上。
2.飞机点火成功后,启动助推电机(15),主要利用助推电机提供的能量,加上飞机发动机推力和差速联轴器(3)摩擦力,三个力量协同作用,推动飞机起步。
3.主动轮(5)转速当达到与飞轮(2)输出的转速相等时,闭合差速联轴器(3)。
4.飞轮(2)输出的动力依次带动主动轮(5)-传动轮(9)-从动轮(6)-主传动轴(18)-伞齿轮组(19)-驱动齿轮(21)-机载齿条(32)-飞机(28)。
5.机载齿条(32)到达设定位置,行程开关动作,分离差速联轴器(3),弹射结束。飞机在脱离弹射器的瞬间,拉起飞机(28),离开翘首甲板(27),加速升空。
6.前机弹出后,下一轮预备弹射的飞机(28)立即进入弹射位置。
7.飞机离开弹射位之后,随即将喷气导流器(33)翻转到隐藏井(46)内,可翻转甲板(44)齐平甲板,以便让后方飞机通过,待飞机进入弹射位之后,再将导流器翻转到上来。
二.舰载弹射器技术参数
(一)参数取值说明
为简化演算过程,及省略一些条件说明,以下演算过程中的所有条件均为假设,所有参数取值都是假设数字,或说是预想设计数字,只不过是为了通过演算,让业界更容易理解本发明的技术内容。这些数字的确切与否并不影响本发明在实际应用各个参数的确定。
(二)弹射器主要指标
1.舰载弹射器可弹射各型飞机,例示中,飞机起飞重量50吨(实际为45吨左右)。
2.弹射器机构运转所需要的能量,和克服阻力所需要的能量,由助推电机提供。
3.飞机起步阶段,起步平均加速度3g,所需时间0.4272秒,距离2.63米。
4.弹射器每次弹射输出的能量为112.16MJ,平均推力为1470kN,最大推力1715kN。
5.飞机发动机的推力为245kN,飞机推重比0.5,可提供0.5g的加速度。
6.差速联轴器闭合弹射阶段,飞机加速度从4g逐步降低至2.74g,平均加速度3.5g。
7.弹射距离76.3米(距舰首边缘),弹射时间2.1208秒,最快循环周期为30秒。
8.弹射末速度70.65m/s(254.34公里/小时),叠加船速,时速可达300公里以上。
9.由副油箱构成的第二层机翼,形成双层机翼,拟增加机翼面积50%以上。
10.抛物线滑跃跑道长度15米左右,跃升角度逐步增大,末端切线角度为10度左右。
11.主轴(18)长度设置为60.8米,分8段,共设9组伞齿轮(19),每组伞齿轮之间的间距7.6米。在主轴的38%、78%部位处,分别设2个主轴离合器(23、24)。
12.驱动齿轮(21)直径0.5米(实际采用0.3125米,较之0.5米缩小1.6倍,伞齿轮组增速1.6倍,正好抵消,为简化叙述,计算过程中,把驱动齿轮直径作为0.5米来予以推演)。
13.驱动齿轮(21)的转速与变速器的从动轮(6)的转速相等(经过折算后)。
14.机载齿条(32)长度设置为8米,由于驱动齿轮(21)的间距为7.6米,因此,机载齿条(32)无论运行到那个位置,始终至少有1个驱动齿轮与机载齿条保持啮合。
15.源动力电机(1)的有效功率设置为5000kW,每个弹射周期,运行时间25秒左右。
16.助推电机(15)设置3台,主轴上每段配备1台,功率分别配为7000kW、3000kW、15000kW,合计2.5万kW,三台电机错开使用,最高负载1.5万kW,平均负载功率1万kW。,
17.飞轮(2)重量设置为26吨,直径4米,常规转速32r/s(1920r/min),弹射终了时,转速降为30r/s(理论测算值,如果阻力耗能不太多,或为30.5r/s,飞机重量降低,末速度将加大)。
18.飞轮(2)与变速器主动轮(5)同轴,即主动轮转速与飞轮转速相等。
19.圆锥螺线齿条无级变速器
1)主动轮(5)。主动轮小头直径0.36米,大头直径1.32米,长度2.57米左右。
2)从动轮(6)。从动轮小头直径0.88米,大头直径1.84米,长度2.06米左右。
3)圆锥螺线齿条(7)的轮齿受力断面的宽度设置为4厘米,厚度为2.5厘米。
4)传动轮(9)。传动轮直径设置为0.5米左右。
5)变速箱外形(主动轮位于下方,从动轮位于上方,两转轴处于水平状态)轮廓最大尺寸约为:2.8米(长)×1.9米(宽)×3.2米(高)。重量约8吨,体积约12m3左右。
三.弹射器技术参数演算过程
(一)差速联轴器差速起步阶段
1.差速起步
在弹射器起步阶段,加速器主动轮由零速状态起步,飞轮的转速为32r/s,差速联轴器不能闭合,否则会使变速器的加速度太大,造成冲击。经过起步加速,当从动轮的转速达到8r/s,这时主动轮转速达到32r/s,与飞轮的转速相等,起步结束,闭合差速联轴器。
2.计算起步阶段整个***所需要的转矩
差速起步阶段,弹射器平均加速度3g(飞机发动机提供的推力忽略不计),飞机重量50吨,驱动齿轮半径0.25米,弹射器加权平均质量15吨,加权平均半径0.15米,则所需要的转矩:
Z=∑(F×r)
=m1a×r1+m2a×r2
=50×3×9.8×0.25+15×3×9.8×0.15
=434(kN·m)
3.计算起步阶段助推电机所能提供的转矩
已知起步终了,驱动齿轮的转速为480r/min,第一级助推电机功率7000kw,减速比3倍,第二、三级可提供功率8000kw,根据相关计算公式,则3台助推电机总计所能提供的转矩为:
助推电机转矩(N·m)=∑【9550×助推电机功率(kw)÷助推电机转速(r/min)】
=(9550×7000÷480)×3+9550×8000÷480
=578(kN·m)
从上述计算结果可知,助推电机提供的能量,足够以3g的平均加速度,推动飞机起步。
4.差速起步理想模式
如果助推电机提供的推力足够大,已经能够满足飞机起步所需要的能量,就不需要差速联轴器提供推力,可以简化差速联轴器(直接采用离合器,更加简单);也不需要飞机发动机提供起步的推力,可节约燃油,减少热气流的排放,避免对后面排队飞机的影响。
(二)差速联轴器闭合弹射阶段
1.计算闭合弹射阶段,从动轮的初转速
闭合阶段,飞轮弹射起始时刻,主动轮小头与从动大头啮合处,主动轮小头直径为0.44米、从动轮大头直径为1.76米,主动轮的初转速为32r/s,则从动轮初转速为:
Z=主动轮初转速×主动轮直径÷从动轮直径
=32×0.44÷1.76
=8(r/s)
2.计算闭合弹射阶段,驱动齿轮的初线速度
U=驱动齿轮初转速×驱动齿轮直径×3.14
=8×0.5×3.14
=12.56(m/s)
3.计算闭合弹射阶段,从动轮的末转速
飞轮弹射终了时刻,主动轮的大头与从动轮的小头啮合,已知主动轮的大头直径为1.32米,从动轮的小头直径为0.88米,主动轮的末转速为30r/s,则从动轮末转速为:
Z=主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径
=30×1.32÷0.88
=45(r/s)
4.计算闭合弹射阶段,驱动齿轮的末线速度
U=驱动齿轮末转速×驱动齿轮直径×3.14
=45×0.5×3.14
=70.65(m/s)
驱动齿轮的末线速度等于飞机的弹射速度,该速度相当于254.34公里/小时。
飞轮末转速30r/s,是保守测算数值,若能达到30.5r/s,则弹射末速度为71.83m/s。
(三)弹射时间及距离、变速器长度、助推电机功率配备
1.计算弹射时间
差速阶段和闭合阶段平均加速度分别为3g、3.5g,则合计弹射时间为:
由:U=U0+at
得:t=【12.56÷3÷9.8】+【(70.65-12.56)÷3.5÷9.8】
t=2.1208(s)
2.计算弹射的距离
由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知,从动轮累计旋转48.6圈,弹射距离为:
48.6×0.5×3.14=76.3(m)
3.主动轮旋转圈数
由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知,主动轮累计旋转61.06圈。
4.从动轮和主动轮长度计算
1)主动轮。主动轮旋转61.06圈,另需要设置1.5圈的空齿段,共需设置轮齿62.56圈左右,每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右,主动轮长度为2.57米左右。
2)从动轮。从动轮旋转48.6圈,另需要设置1.5圈的空齿段,共需设置轮齿51.01圈左右,每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右,从动轮长度为2.06米左右。
5.计算闭合弹射起始时刻,助推电机所需要的功率
起步完成后,飞机加速所需能量由飞轮提供,传动机构运行所需能量,由助推电机提供。已知闭合弹射起始,主轴的转速为480r/min,弹射机构的加权平均质量15吨,加速度4g,加权平均半径0.15米,根据电机功率与转矩关系相关计算公式,助推电机所需要的功率为:
9550×助推电机功率(kw)÷助推电机转速(r/min)=转矩=ma(N)×驱动齿轮半径(m)
9550×助推电机功率÷480=15×1000×4×9.8×0.15
助推电机功率=4433(kw)
起步结束,差速联轴器闭合,飞轮开始提供大部分能量,助推电机输出功率相应减少。
6.计算飞机到达主轴第一段离合器时刻,助推电机所需要的功率
已知飞机到达主轴第一段离合器时刻,主轴的转速1785r/min,弹射机构质量15吨,加速度3.49g,加权平均半径0.15米,根据相关计算公式,则助推电机所需要的功率为:
9550×助推电机功率(kw)÷助推电机转速(r/min)=ma(N)×弹射机构加权平均半径(m)
9550×助推电机功率÷1785=15×1000×3.49×9.8×0.15
助推电机功率=14384(kw)
助推电机总功率配备2.5万kw,最大负载1.5万kw,足够弹射机构本身运行所需能量。
7.计算弹射终了时刻,助推电机所需要的功率
已知弹射终了,主轴的转速为2700r/min,弹射机构的加权平均质量5吨,加速度2.74g,加权平均半径0.15米,根据相关计算公式,则助推电机所需要的功率为:
9550×助推电机功率(kw)÷助推电机转速(r/min)=ma(N)×弹射机构加权平均半径(m)
9550×助推电机功率÷2700=5×1000×2.74×9.8×0.15
助推电机带动弹射机构占用功率=5694(kw)
即末端段主轴运行助推功率需要5694kw,额定转速2700r/min。
8.滑跃跑道附加推力需要功率计算(考虑惯性因素,及短时过载,附加推力功率按照七折配置)
飞机进入滑跃跑道,主轴的最高转速2700r/min,助推力提供的加速度2.24g,滑跃跑道最大角度10度,根据相关计算公式,则助推电机附加推力所需要的最大功率(七折)为:
9550×助推电机功率(kw)÷电机转速(r/min)=ma(N)×sin10°×驱动齿轮半径(m)×70%
9550×助推电机功率÷2700=50×1000×2.24×9.8×0.174×0.25×70%
助推电机附加推力占用功率=9449(kw)
末段主轴助推功率包括滑跃跑道助推和弹射机构运行,共计15143kw(5694+9449=15143)。
9.假如不用飞轮提供动力,能量全部由电动机提供,电动机所需要的功率计算
由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知,飞机到达主轴第二段离合器时刻,弹射器产生的推力最大,此时主轴转速2446r/min,加速度2.98g,其中由电力弹射器提供加速度2.48g(减去飞机发动机提供的加速度0.5g),飞机重量50吨,驱动齿轮半径0.25米,弹射机构质量9吨,加权平均半径0.15米,根据相关计算公式,则电机所需要的功率为:
转矩=∑(F×r)
电机转矩=m1a×r1+m2a×r2
9550×电机功率÷2446=50×1000×2.48×9.8×0.25+9×1000×2.98×9.8×0.15
电机功率=77811(推动飞机所需功率)+10098(传动机构运行所需功率)
电机功率=87909(kw)
结论:如果不依靠飞轮提供能量,而纯粹依靠电磁力提供能量,加上克服阻力所需能量,和滑跃起飞附加的能量,纯电力弹射器的电机功率需10万kw以上(非直线电机模式)。
四.圆锥螺线齿条无级变速器受力分析
1.变速器轮齿的受力测算
1)根据变速器数据列表,弹射终了,飞机加速度2.74g,则弹射器提供的加速度2.24g,(飞机发动机提供加速度0.5g),负载质量50吨,从动轮直径0.88米,受力设为F末。
F末×从动轮轮直径=驱动齿轮受力×驱动齿轮直径
F末×0.88=(50×2.24×9.8)×0.5
F末=623.64(kN)=63.64(吨)
说明,飞机进入滑跃跑道,弹射器除需提供产生加速度的推力之外,还需提供向上推力,这部分附加推力由末级助推电机提供。
2)由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知,轮齿的最大受力为654.46kN。
2.变速器齿轮单个齿能够承受的最大剪切力测算
假如轮齿的许用剪切应力为2000MPa(选用特殊材料,可达3000MPa以上。例如:固体火箭发动机壳体用18Ni(300)马氏体时效钢,使用强度为1900MPa;浓缩铀离心分离机旋转筒体用马氏体时效钢,使用强度达到2450MPa。随着技术的进步,许用剪切应力为2000MPa以上的材料,选择范围较大)。
变速器齿轮的齿宽、齿厚分别设置为40mm、25mm,则齿承受剪切处的截面积为1000mm2。
变速器齿轮单个齿能够承受的剪切力=2000×1000
=2000(kN)
3.结论:根据计算结果,变速器齿能够承受的剪切力,远远大于轮齿的最大受力,轮齿强度具有3倍以上的保险系数(2000÷654.46=3.06)。
四.传动机构零部件参数
1.主传动轴
1)主轴总长度60.8米,其中有6米以上的长度由变速器和助推电机轴代替。
2)主传动轴拟采用外径200mm,内径170~180mm(主轴前部扭矩较大,壁厚较大)钢管,每米平均重量57公斤。主轴总重量约3.1吨。
2.枝传动轴
1)枝传动轴采用花键轴,直径100mm左右,平均每米重量60公斤,平衡轮的枝传动轴拟采用空心轴,每米重量30公斤。
2)枝轴每组长度1.5米,共计设置9组。枝轴重量约1.22吨。
3.伞齿轮组
1)主动轮直径0.48米,从动轮直径0.3米,平均厚度约0.1米。
2)伞齿轮组共计设置9组,每组重量约150公斤。共计重量约1.35吨。
4.驱动齿轮
1)驱动齿轮直径0.3125米,平均厚度约0.1米。
2)驱动齿轮共计设置9个,每个重量约60公斤。共计重量约0.54吨。
5.其他
1)驱动力平衡轮共设置9组;离合器,设置2组;联轴器,若干;制动摩擦片,设置2组;轴承,若干;另外还有未统计的小零部件。几项合计约3吨。
6.变速器从动轮,及助推电机
1)变速器从动轮重量约2吨。
2)三台助推电机的转子串联在主轴上,是动力输出部件,重量未计入传动部件。
7.传动机构零部件合计重量
以上几项零部件重量相加,合计约11.21吨,加上不确定因素,传动机构质量约15吨。加权平均半径约0.15米。
8.主传动轴承受的最大剪切力测算
已知主轴最大扭矩为481.67kNm(50×3.5×9.8×0.25+9×4×9.8×0.15=481.67。注:由于助推电机分段设置,传动机构本身按9吨重量计算扭矩),采用外径0.2米(D),内径0.17米的主轴,则内外径比(α)为0.85(0.17÷0.2=0.85),由空心轴能够承受扭矩相关计算公式:
空心转轴剪切应力=T÷W
=(16×扭矩)÷【3.14×D3×(1-α4)】
=16×475.06×103÷【3.14×0.23×(1-0.854)】
=642.8(MPa)
结论:假如主轴的许用剪切应力为2000MPa,根据计算结果,主轴强度具有3.1倍的保保险系数(2000÷642.8=3.11)。
五.飞轮动力源
1.弹射器最大推力计算
飞机质量50吨,由弹射器提供的最大加速度3.5g,则由弹射器提供的最大推力为:
F=ma
=50×3.5×9.8
=1715(kN)=175(吨)
2.弹射器平均推力计算
飞机质量50吨,由弹射器提供的平均加速度3g,则由弹射器提供的平均推力为:
F=ma
=50×3×9.8
=1470(kN)=150(吨)
3.弹射器需要做功能力计算
已知弹射器平均推力为1470kN,做功的距离为76.3米,则做功量为;
W=f×L
=1470(kN)×76.3(m)
=112.16(MJ)
4.助推电机专用发电机消耗飞轮的能量计算
助推电机平均负载1万kW,由舰船电源供电1万kW(2台源动力电机暂时停用),最大负载1.5万kW,飞轮带动专用发电机供电5000kW,瞬间工作时间0.5秒,则发电消耗的能量为:
W=5000(kW)×0.5(s)
=2.5(MJ)
5.计算需要补充动力的功率。
每个弹射周期,源动力电机积蓄能量工作时间25秒左右
112.16(MJ)÷25(s)=4486(kW)
需配置有效功率5000kW的源动力电机。
6.飞轮储能计算
采用重量为26吨的圆柱体飞轮,直径4米,转速32r/s。飞轮具有的能量为:
E=1/2×I×ω2
=1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度2)
=1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径2)×(飞轮角速度2)
=0.5×(0.5×26×103×22)×(32×2×3.14)2
=1050(MJ)
6.飞轮转速降为30r/s时,飞轮具有的能量计算
E=1/2×I×ω2
=0.5×(0.5×26×103×22)×(30×2×3.14)2
=922.86(MJ)
7.能量平衡计算
1050-922.86-112.16-2.5=12.48(MJ)
12.48MJ能量备用于克服***阻力。飞轮能够释放的能量足够弹射器工作所需要的能量。
8.启动飞轮所需时间计算
启动飞轮过程中,假如源动力电机的平均有效功率为2000kW,则启动时间为:
1050×103÷2000=525(秒)=8.75(分钟)
六.弹射其他型号舰载飞机
(一)弹射低速轻型飞机
弹射无人机、侦察机、轻型战斗机,等低速飞机,降低飞轮转速,从而降低弹射速度。
(二)弹射高速较轻飞机
1.弹射机翼面积较小的战斗机,需要较高的起飞速度,为了提高弹射速度,可以在一定范围内提高飞轮转速,但是推力不能够超过弹射器的极限,加速度不能超过人员承受的极限。无人驾驶飞行器,比如无人机,巡航导弹,等等,可以采用较高的加速度。
2.计算非常规弹射飞机的速度
已知弹射器的平均推力150吨,飞机起飞重量30吨,由飞机发动机提供的加速度0.5g。
F=ma
150=30×(a-0.5)
a=5.5(g)
由:U末 2-U初 2=2×a×s
U末 2-0=2×5.5×9.8×76.3
U末=90.69(m/s) 相当于时速326.5公里。
3.计算需要调整的飞轮末转速
由:U末=飞轮末转速×变速器末端增速比×驱动齿轮直径×3.14
得:飞轮末转速=90.69÷1.5÷0.5÷3.14
=38.5(r/s)
需将飞轮末速度调整为38.5r/s(2310r/min),常规弹射飞轮末转速为30r/s。
(三)弹射大型飞机
1.大型飞机弹射***
在降落跑道区域,设置2台备用弹射器,间距15米,弹射距离76.3米,常规弹射速度70.65m/s。该弹射器每台配备2套动力***,每套平均推力为150吨,弹射50吨的飞机只需使用1套动力***,弹射100吨的飞机(预警机、反潜机、轰炸机、运输机,等)时,启用复配动力***。该2台弹射器还可以并联使用,合力弹射200吨大飞机(加油机、轰炸机、运输机,等),大飞机设置2个副油箱,间距15米,2套机载齿条分别由2套驱动***推动。
2.计算可以弹射飞机的最大质量
已知2台弹射器并联,合计产生的平均推力为600吨,弹射器提供的平均加速度为3g。
F=ma
600=飞机重量×3
飞机重量=200(吨)
实施例二:
陆地机场飞轮弹射器
一.陆地机场弹射器工作过程
在附图5、6中:
1.陆地机场具有比较宽裕的位置,能够提供较长距离的制动滑道(56),拟采用绞轮(51、52)-钢缆(53)作为曳引牵引梭(54)的动力,可简化传动机构,减轻重量。
2.陆地机场弹射器适用于弹射军用飞机和民航飞机,起飞跑道、降落跑道宜分开设置。
3.普通机场配备单动力中小型弹射器,弹射90吨以下飞机。大型机场配备双动力大型弹射器,配备1~2套中型绞轮和1套大型绞轮,可同时弹射2架90吨以下飞机;2套动力合力,能够弹射180吨以下飞机。特大型机场配备4动力的特大型弹射器,配备2套中型绞轮和1套特大型绞轮,可同时弹射2架90吨以下飞机;2套动力合力,能够弹射180吨以下飞机;4套动力合力,能够弹射360吨以下飞机。一个特大型机场一般需配备4台单动力中小型弹射器,和1台特大型弹射器,平均每小时可起飞各型飞机100架以上。
4.牵引梭(54)复位后,飞机将前起落架(29)停靠在牵引托(55)上,刹住轮子,螺杆伸缩装置(59)带动牵引托活动后栏板(61)收回,并锁定,以便推动前起落架。
5.飞机(28)得到起飞指令,点火成功后,油门调至尽可能小。启动助推电机,对差速联轴器(3)施加适度压紧力,控制飞机加速度在0.6g左右。当主动轮(5)的转速与飞轮减速机(49)输出的转速相等时(5.05r/s),闭合差速联轴器(3)。
6.飞轮(2)输出的能量,通过以下部件传递给飞机:飞轮-差速联轴器(3)-减速机(49)-主动轮(5)-传动轮(9)-从动轮(6)-绞轮(51)-钢缆(53)-牵引梭(54)-飞机(28)。
7.牵引梭(54)到达设定位置,行程开关动作,分离差速联轴器(3),弹射器结束。
8.在分离差速联轴器(3)的同时(由弹射器将飞机加速到尽可能快的速度,再起飞,可以减少燃油消耗),飞机(28)加大油门,拉起飞机,脱离牵引托(55),离开跑道,加速升空。
9.飞机脱离牵引托(55),起飞之后,牵引梭(54)继续在制动滑道(56)内滑行,逐渐消解惯性,通过刹车装置(25、66),回收电能。
10.弹射结束,牵引梭停稳后,启动复位电机(66),将牵引梭复位到起始位置。
11.弹射***复位过程中,同时让下一轮预备弹射的飞机(28)进入弹射位置。
二.陆基弹射器技术参数(实际应用中,需将弹射器效率折算进去)
1.弹射起飞重量10~360吨。例示中,飞机起飞重量90吨。
2.飞机加速度0.6g(相当于高档轿车起步的加速度,或时速72公里的汽车,刹车距离34米所产生的惯性,普通人一般都能承受),弹射距离644米,时间14.8秒。弹射最短循环周期3分钟。
3.源动力电机(1)有效功率2200kW。
4.每套动力***各自配备助推电机(15),提供弹射***运行所需要的能量。
5.弹射末速度87m/s,相当于313.35公里/小时(采用尽可能高的离地速度,可节省燃油)。
6.飞轮(2)重量230吨,直径5米,常规初转速25.25r/s(1515r/min),末转速24.75r/s。
7.飞轮减速机(49)按照5倍减速比输出转速,即飞轮25.25r/s的初转速,经过减速后,传递给主动轮的初转速为5.05r/s,弹射终了时,主动轮的末转速为4.95r/s。
8.圆锥螺线齿条无级变速器
变速器轮齿(7)的宽度设置为5厘米左右,厚度为4厘米左右。
1)主动轮。主动轮(5)小头直径0.5米,大头直径2.4米。主动轮长度3.85米左右。
2)从动轮。从动轮(6)小头直径1.2米,大头直径3.1米,从动轮长度3.82米左右。
3)传动轮(9)直径0.6米。
9.绞轮(51、52)直径2.8米。
10.钢缆(53)按5倍保险系数设置,牵引中小型飞机、大型飞机、特大型飞机钢缆的直径分别为45mm、65mm、86mm左右。钢缆总长度710米以上(弹射距离加刹车距离)。
11.牵引梭(54)的长度设置为2米左右。
12.制动滑道(56)的距离设置为60米左右,牵引梭(54)制动的减速加速度6.44g。
三.弹射器技术参数演算过程
(一)差速起步
在弹射起步阶段,加速器主动轮由零速起步,飞轮减速机输出的转速为5.05r/s,差速联轴器不能闭合,否则会使主动轮的加速度太大,造成冲击,因此差速联轴器在起步阶段是差速运转,通过摩擦力传递能量,和助推电机提供转矩。当主动轮转速达到飞轮的转速,起步结束,当主动轮的转速与飞轮减速机输出的转速相等时(5.05r/s)闭合差速联轴器。
(二)差速联轴器闭合弹射阶段
1.计算闭合弹射阶段,从动轮的初转速
闭合阶段,飞轮弹射起始时刻,主动轮小头与从动轮大头啮合处,主动轮直径为0.5米、主动轮直径为3米,主动轮的初转速为5.05r/s,则从动轮初转速为:
Z=主动轮初转速×主动轮直径÷从动轮直径
=5.05×0.5÷3.1
=0.8145(r/s)
2.计算闭合弹射阶段,绞轮的初线速度
U=驱动齿轮初转速×绞轮直径×3.14
=0.8145×2.8×3.14
=7.16(m/s)
3.计算从动轮的末转速
飞轮弹射终了时刻,主动轮的大头与从动轮的小头啮合,已知主动轮的大头直径为2.4米,从动轮的小头直径为1.2米,主动轮的末转速为4.95r/s,从动轮末初转速为:
Z=主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径
=4.95×2.4÷1.2
=9.9(r/s)
4.计算驱动齿轮的末线速度
U=驱动齿轮末转速×绞轮直径×3.14
=9.9×2.8×3.14
=87(m/s)
驱动齿轮的末线速度等于飞机的弹射速度,相当于313.35公里/小时。
5.计算飞轮弹射时间
U=U0+at
87=0+0.6×9.8×t
t=14.8(s)
6.计算飞轮弹射的距离
U2-U0 2=2aS
872=2×0.6×9.8×S
S=644(m)
7.飞轮弹射阶段,加速器的从动轮和主动轮旋转圈数计算
1)从动轮旋转圈数为:
从动轮旋转圈数=弹射行程÷3.14÷绞轮直径
=644÷3.14÷2.8
=73.3(圈)
2)主动轮的平均转速为5r/s,14.8秒钟旋转了74圈。
8.圆锥螺线齿条加速器的从动轮和主动轮轮齿圈数计算
1)主动轮。弹射阶段,主动轮旋转74圈,另需要设置1.5圈空齿段,共需设置轮齿75.5圈,螺距为5.1厘米左右,主动轮长度为3.85米左右。
2)从动轮。飞轮弹射阶段,从动轮旋转73.3圈,另需要设置1.5圈空齿段,共需设置轮齿74.8圈,螺距为5.1厘米左右,从动轮长度为3.82米左右。
9.计算牵引梭消减惯性减速度
已知牵引梭末速度87m/s,消减惯性距离60米,则减速度为
由:U2-U0 2=2aS
得:872-0=2×a×9.8×60
a=6.44(g)
四.圆锥螺线齿条加速器受力分析
1.计算飞轮弹射机构推力。飞机起飞重量90吨,加速度0.6g。则弹射机构推力为
F=ma
=90×0.6×9.8
=529.2(kN)
2.加速器轮齿的最大受力测算
根据螺旋锥链轮结构尺寸,从动轮小头处的受力最大(直径1.2米),设为F。
F×从动轮小头轮直径=绞轮受力×绞轮直径
F×1.2=529,2×2.8
F=1234.8(kN)
变速器齿轮承受的最大剪切力为1234.8kN。
3.变速器齿轮单个齿能够承受的最大剪切力测算
假如轮齿的许用剪切应力为2000MPa。
螺旋锥齿轮的齿宽拟设置50mm,齿厚设置为40mm,齿承受剪切处的截面积为2000mm2。
螺旋锥链轮单个齿最大承受剪切力=2000×2000
=4000(kN)
4.结论:变速器齿轮强度具有3倍以上保险系数(4000÷1234.8=3.24)
5.钢缆截面积测算
飞机、钢缆、牵引梭合计约105吨,加速度0.6g。假如钢缆的许用应力为2000MPa(普通钢缆的许用应力为1500MPa)。保险系数要求5倍左右,则钢缆截面积为:
钢缆截面积×钢缆许用应力=ma×保险系数
钢缆截面积×2000=105×1000×0.6×9.8×5
钢缆截面积=1543.5(mm2)
牵引中小型飞机、大型飞机和特大型飞机所用钢缆的直径分别约为45mm、65mm、86mm。
六.飞轮动力源
1.飞轮弹射器最大做功计算
已知飞轮的平均推力为529.2kN(不含助推力),做功的距离为644米
W=f×L
=529.2(kN)×644(m)
=340.8(MJ)
3.计算需要补充的功率。
已知飞轮弹射器的工作周期为180秒,源动力电机积蓄能量的工作时间约160秒。
340600kJ÷160s=2129(kW)
为使飞轮保持恒速运转,需要配置有效功率2200kW的源动力电机。
4.飞轮储能计算
采用230吨的圆柱体飞轮,直径5米,常规转速25.25r/s。飞轮具有的能量为:
E=1/2×I×ω2=1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度2)
=1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径2)×(飞轮角速度2)
=0.5×(0.5×230×103×2.52)×(25.25×2×3.14)2
=9036.3(MJ)
5.飞轮转速降为24.75r/s时,飞轮具有的能量计算
E=1/2×I×ω2
=0.5×(0.5×230×103×2.52)×(24.75×2×3.14)2
=8682(MJ)
6.能量平衡计算
飞轮转速由25.25r/s降低为24.75r/s后,动力***释放的能量为
(9036.3-8682)=354.3(MJ)
大于弹射器工作消耗的能量340.8MJ。
七.弹射大型飞机、特大型飞机,及小型飞机
(一)弹射180吨以下大型飞机
1.在能够起降180吨以下飞机的大型机场,设置大型飞机弹射器,弹射器配备2套动力***,和1~2套中小型绞轮、及1套大型绞轮。
2.弹射90吨以下飞机时,只需要启动1套动力***,使用中小型绞轮。
3.弹射180吨以下飞机时,需要同时启动2套动力***,并联使用,且使用大型绞轮。
(二)弹射360吨以下大型飞机
1.在能够起降360吨以下飞机的特大型机场,设置特大型飞机弹射器,弹射器配备4套动力***,和2套中小型绞轮、及1套特大型绞轮。
2.弹射90吨以下飞机时,只需要启动1套动力***,使用中小型绞轮,可同时使用。
3.弹射180吨以下飞机时,需要同时启动2套动力***,并联使用,且使用特大型绞轮。
4.弹射270吨以下飞机时,需要同时启动3套动力***,并联使用,且使用特大型绞轮。
4.弹射360吨以下飞机时,需要同时启动4套动力***,并联使用,且使用特大型绞轮。
(三)计算弹射小型飞机获得的末速度
假如弹射小型飞机消耗的能量很小,以致飞轮未减速,仍为5.05r/s,则飞机末速度为:
U=主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径×绞轮直径×3.14
=5.05×2.4÷1.2×2.8×3.14
=88.8(m/s) 相当于319.68公里/小时。
实施例三:
运转火箭飞轮弹射器
一.火箭弹射器工作过程
在附图7中:
1.火箭弹射器共设置4套动力***(2、68、69、70),拟根据推力的需要,启用动力***的套数。
2.根据所需要的弹射末速度,设置飞轮(2)末转速。
3.根据火箭(67)直径大小,调整发射架伸缩枝传动轴(74)的长度,使驱动齿轮(21),和对冲驱动齿轮(76)与火箭齿条(73)啮合。让导向滑杆(77)嵌入导向滑槽(78)内。
4.火箭(67)就位,发射人员得到起飞指令,火箭点火成功后,启动弹射***。
5.火箭齿条(73)到达设定位置,行程开关动作,分离差速联轴器(3),弹射器结束。
6.火箭在脱离弹射器最末驱动齿轮(21、76)的瞬间,加大燃料门,火箭加速升空。
二.火箭弹射器技术参数(实际应用中,需将弹射器效率折算进去)
1.弹射器4套动力***(2、68、69、70)并联,合计推力12000吨,可弹射起飞重量200~5000吨、直径3~10米的火箭(67)。下面以弹射3000吨火箭,作为推演的例示。
2.发射架高度280米左右。
3.弹射平均加速度3g,弹射距离292.4米,弹射时间4.46秒。
4.弹射末速度131.13m/s,相当于472公里/小时。
5.设置2组主传动轴(18、72),每组主轴上设有伞齿轮段部分的长度266米,两组主轴上各设置21组伞齿轮(19),每组之间的间距13.3米。
8.枝传动轴(20、74)。第一主传动轴(18)所带动的枝传动轴(20),长度固定不变;第二主传动轴(72)所带动的为伸缩式支传动轴(74),伸缩距离0~7米,以适合于弹射直径为3~10米的火箭。
9.驱动齿轮(21)和对冲驱动齿轮(76)相对面设置,使齿轮压力角产生的分力正好抵消,驱动齿轮和对冲驱动齿轮的直径设置为1.44米。在每个驱动层面上,两个传动轴上共设置4个驱动齿轮,由4个驱动齿轮(21、76)共同驱动四组火箭齿条(73)。
10.在第一级火箭下端两侧,每侧的两对面,共设置火箭齿条(73)4列,使火箭体受到的推力完全均衡,分别由4个驱动齿轮(21、76)驱动,火箭齿条(73)长度设置为13.8米左右,由于驱动齿轮(21、76)的间距为13.3米,因此,始终至少有1组驱动齿轮(21、76)与火箭齿条(73)保持啮合。
11.在火箭头部的两侧和尾部的两侧,设置导向滑杆(77),在发射架上设置弹射导向滑槽(78),滑槽的宽度设置为10厘米左右,深度设置为12厘米左右。火箭就位后,弹射导向滑杆(77)正好***弹射导向滑槽(78)内。
12.飞轮(2)重量为850吨,直径6米,常规初转速31r/s(1860r/min),弹射终了时,转速降为29r/s(1740r/min)。
13.飞轮减速机(49)按2倍减速比输出转速,即减速机输送给主动轮(5)的初速为15.5r/s,末速14.5r/s。调快或调慢飞轮减速机输出的转速,可以调节火箭弹射的末速度。
14.螺旋锥齿轮加速器
加速器轮齿(7)的宽度设置为15厘米左右,厚度为12厘米左右。
1)主动轮(5)。主动轮小、大头直径分别为1.6、6.4米,主动轮长度10.3米左右。
2)从动轮(6)。从动轮小、大头直径分别为3.2、8米,从动轮长度为9.9米左右。
3)传动轮(9)直径设置为0.8米左右。
三.弹射器技术参数演算过程
(一)差速联轴器差速起步阶段
火箭起步阶段,变速器主动轮转速低于飞轮减速机输出转速,差速联轴器通过摩擦传递推力,当主动轮的转速与飞轮减速机输出的转速相等时(15.5r/s),闭合差速联轴器。
(二)差速联轴器闭合弹射阶段
1.计算从动轮的末转速
飞轮弹射终了时刻,主动轮的大头与从动轮的小头啮合,已知主动轮的大头直径为6.4米,从动轮的小头直径为3.2米,主动轮的末转速为14.5r/s,从动轮末转速为:
Z=主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径
=14.5×6.4÷3.2
=29(r/s)
2.计算驱动齿轮的末线速度
主传动轴的末转速为29r/s,驱动齿轮直径为1.44米,驱动齿轮的末线速度为:
U=驱动齿轮末转速×驱动齿轮直径×3.14
=29×1.44×3.14
=131.13(m/s)
火箭的速度等于驱动齿轮的末线速度,该速度相当于472公里/小时。
3.计算飞轮弹射时间
弹射加速度设置为3g
U=U0+at
131.13=0+3×9.8×t
t=4.46(s)
4.计算飞轮弹射的距离
U2-U0 2=2aS
131.132-0=2×3×9.8×S
S=292.4(m)
5.飞轮弹射阶段,驱动齿轮、从动轮和主动轮旋转圈数计算
1)驱动齿轮旋转的圈数为:
292.4÷3.14÷1.44=64.58(圈)
3)主动轮的平均转速为15r/s,4.46秒钟旋转了66.9圈(15×4.46=66.9)。
9.从动轮和主动轮轮齿尺寸计算
1)主动轮。弹射阶段,主动轮旋转66.9圈,另外需要1.5圈空齿段,共需设置轮齿68.4圈,每圈螺旋齿之间的螺距为15.1厘米左右,主动轮长度为10.33米左右。
2)从动轮。弹射阶段,从动轮旋转64.58圈,另外需要1圈空齿段,共需设置轮齿66.08圈,每圈螺旋齿之间的螺距为15.1厘米左右,从动轮长度为9.98米左右。
四.圆锥螺线齿条无级变速器受力分析
2.计算弹射***推力。火箭起飞重量3000吨,平均加速度3g。弹射***运行所需要的能量由助推电机提供,火箭发动机的推力用以克服整个***的摩擦力和空气阻力。
F=m火箭(g+a)
=3000×(9.8+3×9.8)
=117600(kN)=12000(吨力)
采用4套动力***,每套的推力为29400kN(117600÷4=29400)。
2.变速器的最大受力测算
根据变速器齿轮结构尺寸,从动轮小头处的受力最大(直径3.2米),设为F。
F×从动轮小头轮直径=驱动齿轮受力×驱动齿轮直径
F×3.2(m)=29400(kN)×1.44(m)
F=13230(kN)
变速器齿轮承受的最大剪切力为13230kN。
3.变速器齿轮单个齿能够承受的最大剪切力测算
假如齿轮的许用剪切应力为2000MPa(选用特殊材料,可达3000MPa以上)。
轮齿的宽度设置为150mm,齿厚设置为120mm,齿承受剪切处的截面积为18000mm2。
变速器单个齿允许最大承受剪切力=2000×18000
=36000(kN)
4.结论:变速器齿轮强度具有近3倍保险系数(36000÷13230=2.72)
五.飞轮动力源
1.飞轮弹射器常规做功计算
已知飞轮弹射器的推力为117600kN,做功的距离为292.4米
W=f×L
=117600(kN)×292.4(m)
=34386(MJ)
2.飞轮储能计算
采用重量850吨的圆柱体飞轮,直径6米,转速31r/s。飞轮具有的能量为:
E=1/2×I×ω2=1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度2)
=1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径2)×(飞轮角速度2)
=0.5×(0.5×850×103×32)×(31×2×3.14)2
=72484(MJ)
3.飞轮转速降为29r/s。飞轮具有的能量为:
E=1/2×I×ω2=1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度2)
=1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径2)×(飞轮角速度2)
=0.5×(0.5×850×103×32)×(29×2×3.14)2
=63433(MJ)
4.能量平衡计算
飞轮转速由31r/s降低为29r/s后,释放的能量为
(72484-63433)×4=36248(MJ)
大于飞轮弹射器工作需要的能量34386MJ。
六.弹射大型火箭
1.计算弹射5000吨火箭能够提供的加速度。已知飞轮弹射器的推力为117600kN,火箭起飞重量5000吨,平均加速度yg。火箭发动机的推力用以克服***摩擦力和空气阻力。
F=m火箭(g+a)
117600(kN)=5000×(9.8+y×9.8)
y=1.4(g)
3.计算弹射5000吨火箭能够提供的末速度。
已知初速度为0,加速度为1.4g,加速距离为292.4米,由
v2+v0 2=2ax
得:v2+0=2×1.4×9.8×292.4
v=89.57(m/s)
4.计算主动轮的末转速。
主动轮末转速=驱动轮线速度÷3.14÷驱动轮直径×从动轮小头直径÷主动轮大头直径
=89.57÷3.14÷1.44×3.2÷6.4
=9.9(r/s)
需将飞轮的末转速调整为39.6r/s,再按4倍减速比输出转速(39.6÷4=9.9)。
七.弹射小型火箭
1.计算弹射500吨火箭能够提供的加速度。启用1套动力***,推力3000吨,火箭起飞重量500吨,平均加速度yg。
F=m火箭(g+a)
3000×9.8=500×(9.8+y×9.8)
y=5(g)
2.计算弹射500吨火箭能够提供的末速度。
已知初速度为0,加速度为5g,加速距离为292.4米,由
v2+v0 2=2ax
得:v2+0=2×5×9.8×292.4
v=169.28(m/s)
3.计算主动轮的末转速。
主动轮末转速=驱动轮线速度÷3.14÷驱动轮直径×从动轮小头直径÷主动轮大头直径
=169.28÷3.14÷1.44×3.2÷6.4
=18.72(r/s)
需将飞轮的末转速调整为37.44r/s,再按2倍减速比输出转速(37.44÷2=18.72)。
实施例四:
轨道列车飞轮弹射器
一.轨道列车弹射器工作过程
在附图8中:
1.轨道列车依靠机车动力、助推电机和弹射器推力起步,列车起步阶段,加速器主动轮(5)的转速低于飞轮减速机(49)输出的转速,差速联轴器(3)通过摩擦传递推力,当主动轮的转速与飞轮减速机(49)输出的转速相等时(6.2r/s),闭合差速联轴器(3)。
2.列车齿条(80)到达设定位置,行程开关动作,分离差速联轴器(3),弹射器结束。
3.弹射结束,刹车装置(25)回收电能。启动复位电机(17),将变速器(4)复位。
二.列车弹射器技术参数(实际应用中,需将弹射器效率折算进去)
1.例示中,以未来高标准地铁、轻轨类轨道列车(79)为例,重量500吨(高铁可以采用较高的加速度,客运、货运列车重量较大,需另外设置参数)。
2.弹射***运行所需要的能量,和摩擦阻力,由助推电机提供。
2.弹射加速度0.25g,其中由列车发动机提供0.025g,由弹射器提供0.225g。
3.弹射距离173.3米左右,弹射时间11.89秒。
4.弹射速度29.14m/s,相当于105公里/小时。
5.弹射器弹射能量为191MJ,弹射器提供的推力为112.5吨,最快循环周期为120秒。
6.驱动齿轮(21)转速与从动轮(6)相等。
7.驱动齿轮(21)的直径设置为0.8米。
8.接力驱动齿轮(81)直径的大小,根据现场需要来设置。
9.每节车厢底盘下面均设置列车齿条(80),总长度175米。
10.飞轮(2)重量55吨,直径3.6米,常规初转速31r/s(1860r/min),末转速为29r/s。
11.飞轮减速机(49)的减速比为5倍,经过5倍减速,飞轮减速机(49)传递给主动轮(5)的初转速为6.2r/s,弹射终了时,末转速降为5.8r/s,平均转速6r/s。
12.圆锥螺线齿条无级变速器
1)轮齿(7)受力断面的宽度设置为4厘米左右,厚度为3厘米左右。
2)主动轮。主动轮(5)小头、大头直径分别0.4、2米,主动轮长度为2.97米左右。
3)从动轮。从动轮(6)小头、大头直径分别1、2.6米,从动轮长度为2.87米左右。
4)传动轮(9)直径设置为0.5米左右。
三.弹射器技术参数演算过程
(一)差速联轴器差速起步阶段
列车起步阶段,变速器主动轮转速低于飞轮减速机输出的转速,差速联轴器通过摩擦传递推力,当主动轮的转速与飞轮减速机输出的转速相等时(6.2r/s),闭合差速联轴器。
(二)差速联轴器闭合弹射阶段
1.计算从动轮的末转速
飞轮弹射终了时刻,主动轮的大头与从动轮的小头啮合,已知主动轮的大头直径为2米,从动轮的小头直径为1米,主动轮的末转速为5.8r/s,从动轮末转速为:
Z=主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径
=5.8×2÷1
=11.6(r/s)
2.计算驱动齿轮的末线速度
U=驱动齿轮末转速×驱动齿轮直径×3.14
=11.6×0.8×3.14
=29.1392(m/s)
弹射列车的速度等于驱动齿轮的末线速度,该速度相当于105公里/小时。
3.计算飞轮弹射时间
已知平均加速度为0.25g
U=U0+at
29.1392=0+0.25×9.8×t
t=11.89(s)
4.计算飞轮弹射的距离
U2-U0 2=2aS
29.13922-0=2×0.25×9.8×S
S=173.3(m)
5.飞轮弹射阶段,驱动齿轮、从动轮和主动轮旋转圈数计算
1)飞轮弹射阶段,驱动齿轮旋转的圈数为:
173.3÷3.14÷0.8=68.98(圈)
2)从动轮旋转圈数与驱动齿轮相同,也为68.98圈。
3)主动轮的平均转速为6r/s,11.89秒钟旋转了71.34圈。
6.从动轮和主动轮螺旋齿圈数计算
1)主动轮。弹射阶段,主动轮旋转71.34圈,另需要设置1.5圈空齿段,共需设置轮齿72.84圈,每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右,主动轮长度为2.99米左右。
2)从动轮。弹射阶段,从动轮旋转68.98圈,另需要设置1.5圈空齿段,共需设置轮齿70.03圈,每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右,从动轮长度为2.87米左右。
四.圆锥螺线齿条无级变速器受力分析
2.弹射器推力计算
列车重量500吨,列车加速度0.25g,其中由列车动力提供的加速度为0.025g,由弹射器提供的加速度为0.225g。
F=ma
F=500×0.225×9.8
=1102.5(kN)=112.5(吨力)
3.变速器的最大受力测算
根据变速器结构尺寸,从动轮小头处的受力最大(直径1米),设为F。
F×从动轮小头轮直径=驱动齿轮受力×驱动齿轮直径
F×1=1102.5×0.8
F=882(kN)
变速器齿轮承受的最大剪切力为882kN。
4.变速器单个齿能够承受的最大剪切力测算
假如轮齿的许用剪切应力为2000MPa(选用特殊材料,可达3000MPa以上)。
齿轮的齿宽、齿厚分别设置为40mm、30mm,轮齿承受剪切处的截面积为1200mm2。
螺旋锥链轮单个齿最大承受剪切力=2000×1200=2400(kN)
4.结论:变速器齿轮强度具有近3倍保险系数(2400÷882=2.72)
五.飞轮动力源
1.弹射器最大做功能力计算
已知弹射器的平均推力为1102.5kN,做功的距离为173.3米
W=f×L
=1102.5(kN)×173.3m
=191(MJ)
2.计算需要补充的功率。已知源动力电机积蓄能量的工作周期为108秒
191000kJ÷108s=1770(kW)
为使飞轮保持基本恒速运转,需要配置有效功率2000kW的源动力电机。
3.飞轮储能计算
采用重量为55吨的圆柱体飞轮,直径3.6米,转速31r/s。飞轮具有的能量为:
E=1/2×I×ω2
=1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度2)
=1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径2)×(飞轮角速度2)
=0.5×(0.5×55×103×1.82)×(31×2×3.14)2
=1688.5(MJ)
4.飞轮转速降为29r/s时,飞轮具有的能量计算
E=1/2×I×ω2
=0.5×(0.5×55×103×1.82)×(29×2×3.14)2
=1477.6(MJ)
5.能量平衡计算
飞轮转速由31r/s降低为29r/s后,释放的能量为
1688.5-1477.6=210.9(MJ)
大于飞轮弹射器工作需要的能量191MJ。
六.轨道列车展望
1.轨道列车现状
现有轨道列车动力配备远远低于理想状态配备,因此编组总重量、加速度、最高速度、加速时间,等等指标均远远低于理想状态;列车加速加速过程中,噪音较大,等等问题。
2.轨道列车前景
采用弹射器帮助起步,机车动力功率配备可大大降低,速度提高,而加速时间大大减少。
一旦所有的轨道列车都配备了从动齿条,就可以在任何需要助推地段的轨道下面设置助推装置,从而对现有的铁路线加以改造,为所有的列车全面提速提供保障。
更重要的是就可以在优化铁路设计方面大做文章,减少线路受限因素,在轨道下面设置助推机构后,就可以适度加大铁路坡度,在任何时刻都保持列车正常的行驶速度,还可以利用列车下坡的动能发电。
圆锥螺线齿条无级变速器(舰载机弹射器)相关数据计算方法说明
1.时间节点长度取值说明:已知闭合弹射时间为1.6936秒,为以便与主动轮旋转53圈的数量对应,拟将弹射时间区间共划分53个节点(设计制造变速器时,需按照轮齿的数量来划分时间节点数量,才能够保证主动轮与从动轮精密啮合),每一个时间节点长度为0.03226秒。
2.加速度设值原则。在弹射末速度一定的前提下,加速度越小,弹射距离越长,平均加速度取3.5g比较适中。根据:功率=推力×速度,越是弹射后期,动力功率需求越大;通过适当逐步递减弹射加速度,可平衡动力需求,并有利于变速器受力均衡。但是在弹射过程中,前后期加速度不能差异太大,否则传动机构受力会差异过大,不利于均衡传动机构受力。
3.飞机在每个时间节点的线速度计算公式:
Un=Un=1+ant
飞机在【N】节点线速度=飞机在【N-1】节点线速度+飞机在该区间加速度×9.8×0.032265.主动轮转速(r主)与能量关系。主动轮转速总共降低2(转/秒)。主动轮转速降低的幅度,根据飞轮能量消耗来确定,即根据飞机的行程来确定。下表列出的是主动轮转速降低与飞轮能量释放(%)之间关系的数据。(因为表格宽度不足,一个数据分为了2行,如31.95、97.579)
5.主动轮累计旋转圈数计算公式:
主动轮在【N】节点累计旋转圈数(圈)=主动轮在【N-1】节点累计旋转圈数(圈)+主
动轮在该区间平均转速(转/秒)×0.03226(秒)
6.从动轮转速计算公式:
从动轮转速(r从)=飞机线速度÷0.5(驱动齿轮直径)÷3.14
7.从动轮累计旋转圈数计算公式:
从动轮在【N】节点累计旋转圈数(圈)=
从动轮在【N-1】节点累计旋转圈数(圈)+从动轮在【N-1】~【N】区间旋转圈数(圈)
{从动轮在【N-1】~【N】区间旋转圈数(圈)=(Un 2-Un=1 2)÷(2×a×9.8×0.5×3.14)}
8.主动轮及从动轮直径计算公式:
由:(主动轮直径×主动轮转速=从动轮直径×从动轮转速)
得出:φ主=2.2÷(r主÷r从+1)
φ从=2,2-φ主
9.变速器轮齿受力计算公式:
变速器轮齿受力=某时点加速度×飞机质量×驱动轮直径÷从动轮直径
附:圆锥螺线齿条无级变速器(舰载机弹射器)相关数据列表
注:最大受力(654.46kN)用黑体字标出;主轴分段的两处,从动轮累计旋转圈数(17.28774、36.70381),用下划线标出。
Claims (10)
1.一种飞轮弹射器,主要由以下部件构成:飞轮-差速联轴器-圆锥螺线齿条无级变速器-主传动轴-伞齿轮组-驱动齿轮-从动齿条-被弹射物体(第二类型:飞轮-差速联轴器-圆锥螺线齿条无级变速器-绞轮-钢缆-牵引梭-被弹射物体)。其特征是圆锥螺线齿条无级变速器能将飞轮基本恒定的转动,变成为无级加速的转动;传动方式之一是采用连环驱动技术,用一根主轴带动若干个驱动齿轮,由这些驱动齿轮依次接续带动从动齿条,最终获得加速直线运动;传动方式之二是采用绞轮技术。
2.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:弹射***配备助推电机;弹射机构本身运行所消耗的能量主要由助推电机提供;飞机进入滑跃跑道附加的推力由助推电机提供;弹射起步阶段,飞机加速所需要的能量主要由助推电机提供,尽可能降低飞机发动机推力,和差速联轴器(3)的摩擦力;助推电机可设置多台,舰载机弹射器的主传动轴上每段配备1台,根据主轴各段的最高转速来设置各台助推电机的额定转速,每台助推电机超额配备功率,输出功率随时根据负荷的变化酌情调整,用以来平衡整个弹射***的受力状况;助推电机的连接方式分为两种,一种是直接串联在主轴上,用转子的轴代替一段主轴;二是旁接,设置一组传动齿轮或皮带轮,从动轮安装在主轴上,主动轮安装在电机转轴上,第二种方式可利用改变主动轮和从动轮的直径比,降低动力输出转速,通过机械减速,实现力矩输出的增加;助推电机配备的功率较大,可单独设置供电***,由储能飞轮带动发电机,弹射器工作时,发电机与助推电机同步工作,如不单独设置专用发电机,也可暂停舰船上部分其他电机供电,让其他电力设备根据助推电机的工作周期,适时避让,避免电源负荷太大;助推电机采用特殊高滑差电机(电磁调速异步电动机)。
3.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:圆锥螺线齿条无级变速器(以下简称“变速器”)由:圆锥螺线齿条无级变速器主动轮(以下简称“主动轮”)-传动轮(或链条)-圆锥螺线齿条无级变速器从动轮(以下简称“从动轮”)组成;主动轮采用近似外凸的抛物线旋转面圆锥体,从动轮采用近似内凹的抛物线旋转面圆锥体;圆锥体的错位(错位距离为齿条的宽度)横截面的外廓,是一条螺线;将齿条一圈挨一圈缠绕该在圆锥体侧面上,得到的就是圆锥螺线齿条;主动轮上齿条与从动轮上齿条的齿数必须相等;在主动轮和从动轮之间,通过传动轮(或链条)来实现啮合;在啮合的任何部位,主动轮齿和从动轮齿之间的距离保持不变;从动轮(或主动轮)采用花键轴,使从动轮能够自由的沿着花键轴移位,从而使主动轮和从动轮能够始终保持啮合;变速器工作起始时刻,通过传动轮(或链条),主动轮的小头与从动轮的大头啮合,随着主动轮旋转,在从动轮移动控制控制机构的控制下,传动轮顺着螺线齿条,向主动轮的大头和从动轮的小头移动,由于主动轮转速的降幅较小,而啮合处直径比变得越来越大,因此从动轮的转速变得越来越快,弹射终了时刻,主动轮的大头与从动轮的小头啮合,变速比达到最大值;在主动轮和从动轮的齿条末端设置空齿段,飞轮动力撤除之后,在惯性作用下,主动轮、从动轮继续转动,传动轮越过齿条尽头后,进入到空齿段上,主动轮和从动轮之间脱离啮合,在制动机构的作用下,逐渐消减惯性;设置主动轮和从动轮复位电机,刹住车后,启动主动轮和从动轮复位电机,让两轮齿条的末端头处于最相邻近的位置;设置传动轮控制杆,在传动轮控制杆的支配下,将传动轮送入两轮齿条的末端头处,与主动轮和从动轮啮合,然后让从动轮倒转,并带动主动轮倒转,直至传动轮同时到达主动轮和从动轮齿条的起始端头。
4.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:舰载机弹射器设置飞机喷气导流器,导流器由集流罩、排气管、支架、导流器旋转轴、可翻转甲板、排风扇、隐藏井,等几部分组成。集流罩做成扁喇叭形状,喇叭口尺寸大小须完全罩住飞机发动机喷口,确保飞机喷出的气流能够全部进入集流罩;喇叭的底部连接垂直向上的排气管,在排气管内设置排风扇,使集流罩内形成负压,让飞机排放的热气流更容易进入集流罩内,不致于影响后面排队的飞机;导流器整体固定在旋转轴上,旋转轴能够旋转180度,将导流器转移到甲板之下的隐藏井内;不使用导流器时,将导流器旋转轴旋转180度,隐藏在隐藏井内,同时可翻转甲板翻转到甲板之上,与周边甲板齐平。
5.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:舰载机副油箱用可分离的连接栓与机体连接,分离连接栓,飞机便可抛弃副油箱;副油箱做成薄体倒梯形(与后掠式机翼匹配),副油箱连接在飞机上后,副油箱面与机翼面平行,将副油箱作为临时副机翼使用,使挂副油箱的飞机变成为了双层机翼;副油箱纵横幅度5~10米,拟增加飞机机翼面积50%以上,副油箱厚度0.3~1米,挂在机体下方,载油量1~20吨;将机载齿条附着在副油箱的下部;在副油箱靠前的下部设置2个弹射导向轮(前起落架轮着地时,导向轮的位置高于地面5~10厘米,前起落架轮驶入沟槽内,降低机身,导向轮才能落位在导向轨上)用以替代飞机的前起落架(导向轮落位在导向轨上后,随即收回起落架);在跑道上设置2条弹射导向轨道,导向轮卡在导向轨内,限制导向轮只能在导向轨内运行;副油箱体上留空出飞机挂弹位置,并设置挂弹栓,使飞机所挂的炸弹、鱼雷、大型导弹等弹药能够被转移,转挂在副油箱上;副油箱内配备浮球降落伞;飞机参加作战时,抛弃副油箱,减轻重量;舰载机降落着舰之前,应将未使用的弹药与飞机分离,让其转挂在副油箱上,并将剩余的燃油转移至副油箱内,尽可能减轻飞机重量,以降低着舰速度;避免舰载机带弹带油着舰,从根本上消除燃爆隐患,降低着舰风险;在预设海域抛弃副油箱,降落过程中,对浮球降落伞充气,减缓降落速度,坠海后,由打捞船收回;不需要回收副油箱时,可让副油箱沉入海底或销毁。
6.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:轴传动式弹射器的传动机构,由传动齿轮组、主传动轴、伞齿轮组、枝传动轴、驱动齿轮,等部件组成;主传动轴的长度20~1000米,具体长度根据弹射距离设置;在舰载机弹射器的主传动轴上,设置若干个主轴离合器,从动齿条越过该离合器后,随即分离该离合器,让不需要再做功的主轴段不再受到驱动,以减少动力源的负荷和传动***的转动惯量;在主传动轴上,每隔2~30米,设置一组伞齿轮组,每组伞齿轮的尺寸必需完全一致,确保每组伞齿轮的转速完全相同;调节伞齿轮组主动轮与从动轮的直径比,可以调节主传动轴与枝传动轴之间的速比;枝传动轴与伞齿轮组的从动轮连接,枝传动轴垂直于主传动轴(伞齿轮组的轴交角为90度),从而将主轴的旋转方向经过伞齿轮组传递之后,改变90度;舰载机的最后两组枝传动轴上串联万向节联轴器,将该轴做成可摇摆式,导向轮进入滑跃跑道后,机载齿条将由水平状态逐渐向上翘起,机载齿条与水平线之间的夹角逐渐变大,随着机载齿条夹角的变化,枝传动轴的角度也必须跟随变化(枝传动轴与机载齿条须始终保持垂直),使驱动齿轮与机载齿条之间始终保持良好的啮合;从动齿条的长度必须要大于2个驱动齿轮之间的间距,使至少有1个驱动齿轮(或接力驱动齿轮)与从动齿条保持啮合;从动齿条在运行过程中,当尾部与驱动齿轮啮合时,从动齿条的头部已经与前面一个驱动齿轮啮合;驱动齿轮与从动齿条啮合,从动齿条由驱动齿轮带动作直线运动,最终带动被弹射物体运动。
7.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:舰载机弹射器采用轴传动方式;舰载机机载齿条的长度设置为2~10米,宽度5~20厘米,高度10~50厘米(带齿部分的高度5~20厘米),齿条的上方(顶面)连接在副油箱上,或连接在可收缩隐藏的齿条架上;在机载齿条的其中一个侧面(机载齿条沿着水平方向运动,两个侧面是垂直面,顶面和底面是水平面)上设置齿,另外一个侧面设置为光滑平面;舰载机弹射器的枝传动轴垂直于甲板面,驱动齿轮采用圆柱直齿轮,连接在枝传动轴上,驱动齿轮齿的宽度5~20厘米;舰载机的枝传动轴做成伸缩式花键轴,长度0.5~2米,不使用时,将其缩回在甲板之下,隐藏起来;设置舰载机驱动齿轮和机载齿条的齿形时,采用尽可能小的压力角,从而尽可能降低驱动力产生的法线方向的分力;设置驱动力平衡轮,用以来承担驱动力所产生的法线方向的分力;机载齿条与驱动齿轮啮合处的(对应于有齿面)的背面,是受力平面,该平面与驱动力平衡轮紧密接触,机载齿条运行过程中,驱动力平衡轮在该平面上滚动通过,平衡轮所受力大小,与驱动齿轮在法线方向分力,正好相等;在枝传动轴上设置皮带轮,由驱动齿轮枝轴带动平衡轮枝轴转动,让驱动力平衡轮与驱动齿轮同步转动,以避免机载齿条在传动齿轮驱动下,运行至与下一个平衡轮接触之处时,不至于因为突然带动平衡轮高速转动,而对平衡轮产生冲击;将机载齿条头部的两个侧面(两个垂直面)略微收小,形成锥体状,以便机载齿条能够顺利嵌入驱动齿轮和平衡轮之间的间隙。
8.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:火箭弹射器采用轴传动方式;火箭齿条长度设置为5~50米,齿条无齿面的边长10~30厘米,齿条有齿的两个面的边长30~50厘米(其中齿的宽度20~40厘米);火箭齿条设置两组,齿条附着在第一级火箭侧面的两个相互对称的位置上;火箭齿条设置为双面齿,即齿条的两个相对的侧面均设置为齿面,使两对面齿压力角法线方向产生的分力正好抵消;两组齿条,共计四列齿条必须完全对称,确保受力平衡;运载火箭弹射器设置两套动力传动***,两套动力传动***的动力源相同,两套动力传动***的转速完全相同,分别驱动火箭的两侧,使火箭受力平衡;火箭弹射器动力传动***其中的一组枝传动轴,设置为可伸缩式枝传动轴,伸缩距离1~8米,以适合于弹射不同直径的火箭;火箭驱动齿轮直径0.5~2米,驱动齿轮与枝传动轴连接;火箭齿条的头部做成锥体状,以利于***两对面两个驱动齿轮之间的间隙;在火箭体上设置导向杆,在发射架上设置导向槽,导向杆嵌入导向槽内,可以顺着导向槽滑动,以保证火箭弹射过程中,能够平稳运行。
9.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:轨道列车的列车齿条,顺着车厢设置在列车车厢底部的中轴线上,齿面朝下,齿条与地面平行;列车齿条由若干段构成,每段齿条的长度与单节车厢的长度一致,齿条的宽度5~20厘米,齿条厚度5~20厘米,齿条的上方面(顶面)连接在车厢底盘支架上,齿条与接力驱动齿轮啮合;每段齿条之间采用柔性夹板连接;列车齿条采用比较大的齿距、齿厚和齿高,齿距5~20厘米,在两段齿条连接处,适当减少齿厚度,以便能够消化齿条连接处的伸缩缝,和消化轨道弯曲造成的齿条连接处的缝隙;驱动齿轮由变速器的从动轮带动,驱动齿轮设置在地面之下;设置接力驱动齿轮来传递驱动力,驱动齿轮与接力驱动齿轮啮合,接力驱动齿轮的直径设置为0.5~2米;接力驱动齿轮与列车齿条啮合,接力驱动齿轮的加速旋转运动,带动列车齿条作加速直线运动,从而带动轨道列车作加速直线运动。
10.根据权利要求1所述的飞轮弹射器,其特征是:陆基弹射器传动方式采用钢缆曳引,钢缆缠绕在绞轮上,绞轮分为锥体状和直筒状两种,绞轮直径1~4米;绞轮由变速器的从动轮带动,绞轮转动带动钢缆运动;中小型弹射器,配备1套动力***,配备1套中小型绞轮,用于弹射90吨以下中小型飞机;大型弹射器,配备2套动力***,并配备2套中小型绞轮(可以分别单独使用),和配备1套个大型绞轮;弹射180吨以下的大型飞机时,启动2套动力***并联使用,使用大型绞轮,通过选配绞轮离合器,来实现选用中小型绞轮,或大型绞轮;特大型弹射器,配备4套动力***,配备有2套中小型绞轮(可以分别单独使用),和配备1套特大型绞轮(由2套、或3套、或4套动力***并联使用带动);特大型弹射器弹射180吨以下大型飞机时,2套动力***并联使用和使用特大型绞轮;特大型弹射器弹射360吨以下特大型飞机时,4套动力***并联使用和使用特大型绞轮;通过选配绞轮离合器,来实现选用中小型绞轮或特大型绞轮;中小型绞轮配备钢缆的直径4~5厘米,大型绞轮配备钢缆的直径5~8厘米,特大型绞轮配备钢缆的直径6~10厘米;钢缆缠绕在绞轮上,另外一头连接在牵引梭上,绞轮转动,收回钢缆,带动钢缆运动,从而带动牵引梭运动;牵引梭由牵引梭车体和牵引托等部件构成;牵引梭车体长度1~5米,宽度0.3~1米,高度0.3~1米,牵引托的纵横宽度(0.5~1.5米)×(0.5~5米),牵引托用于承载飞机前起落架和推动飞机,前起落架所承担的重量完全压在牵引托上;牵引托上设置螺杆伸缩装置,和活动后栏板,由螺杆伸缩装置控制活动后栏板升降,螺杆伸长可放下后栏板,形成斜面桥,以便让飞机的前起落架轮子能够驶上牵引托,缩回螺杆,可将后栏板拉起至垂直状态并予以固定,后栏板直接与飞机前起落架的轮子接触,在弹射飞机过程中,通过对前起落架施加推力,实现对飞机的牵引;在牵引梭车体内,配备电动机暨发电机两用机,弹射时予以助推,复位时推动牵引梭倒退实现复位,制动时利用惯性能量发电回收能量;牵引梭车体上,设置轨道下车轮和轨道上车轮,轨道下车轮与轨道下缘方接触,轨道上车轮与轨道上缘方接触,轨道上下车轮协同作用,用于承担牵引梭的重力和力矩,上下轮合力抱紧轨道,得以保持牵引梭平稳,并限定牵引梭在轨道内运行;在较繁忙的机场,一般是飞机排队等待起飞,前面的飞机弹射后出去后,立即曳引后面的飞机停在起飞位上,刹住后起落架的轮子,牵引托复位过程中,接近前起落架轮子时,放下后栏板,栏板的端头边正好着地贴着地面(地面采用光滑耐磨材料),形成斜面桥,让起落架能够轻松驶上斜面桥,牵引托在运行过程中,将前起落架“铲”起,停靠在牵引托上。
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