CN107902101B - 一种导轨式***舰载机弹射起飞装置及其操作方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种导轨式***舰载机弹射起飞装置，包括：固定安装在***甲板边缘适宜缺口内的底座、带升降功能的登轨板、带升降功能的弹射轨道、推进火箭和液压***。本发明使用外置导轨进行舰载机的弹射起飞工作；使用推进火箭作为弹射过程的动力来源；多套弹射装置可安装在同一艘***上并同时工作，装备了本发明的***可以一次性弹射至多10架舰载机；在***甲板受损时仍可进行舰载机弹射起飞工作；可与蒸汽弹射器、电磁弹射器和拦机绳共同工作。因此，本发明具有安装位置在甲板边缘处，无需占用甲板跑道空间、工作时不受甲板状态限制、可在单艘***上安装多套、允许多套装置同时运行、安装与维护成本低廉等特点。
Description
技术领域
本发明属于***舰载机弹射技术领域，涉及一种机电控制领域，具体涉及一种导轨式***舰载机弹射起飞装置及其操作方法。
背景技术
目前在海军领域，***主要搭载蒸汽式舰载机弹射装置，少数国家正在研究电磁式舰载机弹射装置。由于以上两种弹射装置皆需要占用甲板跑道且在单艘***上的安装数量极为有限，单位时间内弹射舰载机的数量受限制，在有舰载机进行着舰工作时也无法运作。而当甲板跑道受损时，这两种弹射装置将完全无法使用，导致整艘***战斗力大幅度缩水。在敌***力过于猛烈时，该***搭载的所有舰载机会因为无法起飞逃逸而与***一起沉入海底，造成巨大损失。同时，这两种弹射装置研发、制造、安装与保养的成本都极其高昂。
发明内容
为了克服上述现有技术的不足，本发明提供一种无需占用甲板跑道、可以与拦机绳等跑道装置同时使用、在甲板受损时仍可正常工作、可以在单艘航母上安装多套且同时运作的导轨式***舰载机弹射起飞装置及其操作方法。
一种导轨式***舰载机弹射起飞装置，包括固定安装在***甲板边缘适宜缺口内的底座(1)、带升降功能的登轨板(2)、带升降功能的弹射轨道(3)、推进火箭(4)和液压***(5)；
所述登轨板(2)包括2块水平平行布置的搭载板(21)、固定安装于所述搭载板(21)下侧面的升降机构A，所述搭载板(21)通过所述升降机构A固定在所述底座(1)上；所述2块搭载板(21)之间留有用于安装弹射轨道(3)的空缺位置；
所述弹射轨道(3)包括导轨(31)、升降机构B；所述弹射轨道(3)安装在所述空缺位置，通过所述升降机构B固定在所述底座(1)上；
所述推进火箭(4)装填在弹射轨道(3)内；
所述液压***(5)嵌入甲板内部，为所述登轨板(2)与弹射轨道(3)的升降提供动力。
进一步地，所述底座(1)包括嵌入甲板内的轴承架(11)、一端均与所述轴承架(11)垂直连接的4副活塞杆固定架(12)和加强活塞杆固定架(13)；所述加强活塞杆固定架(13)居于中间，两侧均为2副所述活塞杆固定架(12)；所述活塞杆固定架(12)和加强活塞杆固定架(13)为细长板形结构，上侧均设置两两对立的连接轴孔A；
所述搭载板(21)通过一端部设置的支撑轴(22)与所述轴承架(11)旋转连接；所述升降机构A一端与所述搭载板(21)旋转连接，另一端与所述4副活塞杆固定架(12)旋转连接；
所述导轨(31)固定端设有抗压金属门(37)；所述导轨(31)固定端与所述搭载板(21)共用所述支撑轴(22)，通过所述支撑轴(22)与所述轴承架(11)旋转连接，安装于所述2块搭载板(21)之间的空缺内；所述升降机构B一端与所述导轨(31)旋转连接，另一端与所述加强活塞杆固定架(13)旋转连接；所述抗压金属门(37)安装在所述导轨(31)的尾部且可以人工开闭。
进一步地，所述升降机构A包括2对活塞杆(27)、与所述活塞杆(27)一端旋转连接的支撑端A；
所述支撑端A固定连接在所述搭载板(21)下侧面，包括固定贴于所述搭载板(21)下侧面的承重板(23)、垂直固定在所述承重板(23)上的两两对立平行的4对支撑架(25)，所述支撑架(25)为细长板形结构，上设置有连接轴孔B；
所述活塞杆(27)通过设置在一端部的旋转轴(24)与所述连接轴孔B旋转连接，通过设置在另一端部的连接轴(26)旋转连接在所述活塞杆固定架(12)的连接轴孔A上。
进一步地，所述升降机构B包括加强活塞杆(35)、与所述加强活塞杆(35)一端旋转连接的支撑端B；
所述支撑端B包括固定贴于所述导轨(31)下侧面的加强承重板(32)、与所述加强承重板(32)表面垂直连接的1副加强支撑架(34)，所述加强支撑架(34)为两两对立的细长板形结构，上设置有连接轴孔C；
所述加强活塞杆(35)通过设置在端部的加强旋转轴(33)与所述连接轴孔C旋转连接，通过设置在另一端部的加强连接轴(36)旋转连接在所述加强活塞杆固定架(13)的连接轴孔A上。
进一步地,推进火箭包括火箭外壳(41)、整流罩(42)、尾翼(43)、火箭发动机(44)、燃料箱(45)，其特征在于：所述推进火箭还包括：安装在所述火箭外壳(41)背部外侧的挂钩(46)、安装在所述燃料箱(45)内部的剩余燃料传感器(47)、安装在所述整流罩(42)上的飞行高度传感器(48)、安装在所述挂钩(46)上的挂钩离合器(49)、安装在所述整流罩(42)内部的中央处理器(50)、安装在所述火箭外壳(41)内部的中央蓄电池(54)；
所述挂钩(46)可自动搜寻被弹射舰载机的机腹中央位置的副油箱槽位的信号，并与所述槽位紧密对接；
所述挂钩离合器(49)用于控制所述挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位的对接和脱离；
所述中央处理器(50)连接并控制所述火箭发动机(44)、剩余燃料传感器(47)、飞行高度传感器(48)、挂钩离合器(49)，包括：安装于所述整流罩(42)内用于控制所述中央处理器(50)的电源通断总开关(51)、安装于被弹射的舰载机驾驶室内用于与所述挂钩离合器(49)和中央处理器(50)进行无线通讯的通讯器(52)、安装在所述通讯器(52)上的按钮(53)；所述中央处理器(50)会自动寻找被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位并通过所述挂钩离合器(49)控制所述挂钩(46)与该槽位紧密对接。
所述中央蓄电池(54)与所述火箭发动机(44)、剩余燃料传感器(47)、飞行高度传感器(48)、挂钩离合器(49)、中央处理器(50)和总开关(51)构成回路；
所述按钮(53)可以实现如下功能：在所述中央处理器(50)的无线信号控制下以不同的频率闪烁、在被按下的时候控制所述通讯器(52)与中央处理器(50)进行通讯、被按下时直接向挂钩离合器(49)发出指令。
进一步地，所述液压***包括油缸(61)，油管(62)、油泵(63)、阀门(64)、电气控制***(65)、安装在甲板表面的终端控制箱(66)；
所述油管(62)分别用于活塞杆(27)和油缸(61)的连接、加强活塞杆(35)和油缸(61)的连接；所述油缸(61)通过所述油泵(63)向所述活塞杆(27)、加强活塞杆(35)供油；所述阀门(64)分别内置于所述油管(62)中，用于控制油路开闭；
所述电气控制***(65)分别控制登轨板(2)和弹射轨道(3)的加强活塞杆(35)、油缸(61)、油管(62)、油泵(63)和阀门(64)；
所述终端控制箱(66)通过所述电气控制***(65)控制所述阀门(64)的开闭，进而控制所述油泵(63)向所述活塞杆(27)和加强活塞杆(35)泵油，用于升降所述搭载板(21)与导轨(31)；
所述终端控制箱(66)配有控制所述电气控制***(65)的操纵杆。
进一步地，在工作时需保持所述导轨(31)与***甲板的夹角不小于所述搭载板(21)与***甲板的夹角。
进一步地，不同推进火箭(4)的信号频率不相同。
进一步地，所述油管(62)均为可盘曲折叠的软质油管。
本发明还包括一种导轨式***舰载机弹射起飞装置的操作方法，包括以下步骤：
S1、准备阶段：首先，通过所述终端控制箱(66)使液压***(5)工作，将所述登轨板(2)的搭载板(21)和弹射轨道(3)的导轨(31)下降至最低；然后，打开抗压金属门(37)，用甲板弹药装填车将所述推进火箭(4)装填入所述导轨(31)，同时在确保所述中央蓄电池(54)电量充足的情况下闭合所述总开关(51)，随后关闭所述抗压金属门(37)；最后，被弹射的舰载机驶上所述登轨板(2)并到达预定位置；
S2、就绪阶段：首先，所述中央处理器(50)会自动寻找被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位并控制挂钩离合器(49)使挂钩(46)与该槽位进行对接；然后，对接完成后，所述中央处理器(50)会发出无线信号通知被弹射舰载机驾驶舱内的所述通讯器(52)与终端控制箱(66)，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)持续发出红色亮光；最后，通过所述终端控制箱(66)操控所述液压***(5)将所述导轨(31)抬升到弹射该舰载机所需要的高度，同时被弹射舰载机收起起落架并发动引擎；
S3、弹射阶段：首先，被弹射舰载机飞行员确认该舰载机已做好弹射起飞准备；然后，飞行员按动所述按钮(53)向所述中央处理器(50)发出指令，与此同时，所述通按钮(53)的红色亮光熄灭；最后，所述中央处理器(50)接收到来自所述通讯器(52)的指令后，控制所述火箭发动机(44)点火，推动所述推进火箭(4)搭载被弹射的舰载机升空；
S4、升空后阶段：推进火箭与舰载机的分离；所述推进火箭与舰载机的分离控制，通过以下3种方式实现：一是，被弹射舰载机引擎转速逐渐提升，所述燃料箱(45)内的燃料逐渐消耗完毕，所述剩余燃料传感器(47)会自动探知所述燃料箱(45)内剩余燃料质量并在剩余燃料质量不足满载燃料质量的预定比例时向所述中央处理器(50)发出讯号，此时所述中央处理器(50)会向被弹射舰载机的通讯器(52)再次发射讯号，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)不断闪烁红色亮光；在预定时间后所述中央处理器(50)向所述挂钩离合器(49)发出指令，所述挂钩(46)脱离被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位；二是，被弹射舰载机在被推进火箭(4)搭载飞行的同时，所述推进火箭(4)的飞行高度会持续攀升，所述飞行高度传感器(48)会自动探知飞行高度并在飞行高度超过预定海拔高度时向所述中央处理器(50)发出讯号，所述中央处理器(50)会向所述通讯器(52)再次发射讯号，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)持续发出红色亮光，预定时间后所述中央处理器(50)向所述挂钩离合器(49)发出指令，控制所述挂钩(46)脱离被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位；三是，若无法自动控制所述挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位脱离，则被弹射舰载机的飞行员可在所述按钮(53)的红色亮光熄灭后按下所述按钮(53)，所述通讯器(52)会直接向所述挂钩离合器(49)发出指令，控制挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位脱离；最后，脱离被弹射舰载机的推进火箭(4)将直接坠向海面。
本发明的有益效果：
(1)本发明提供的一种导轨式***舰载机弹射起飞装置结构简单，制造与安装过程简单，所需材料简单，成本低廉；
(2)本发明提供的一种导轨式***舰载机弹射起飞装置安装在***甲板边缘位置，无需占用甲板跑道空间，可以与拦机绳等安装在甲板跑道位置的设备同时工作，使***可以在起飞舰载机的同时允许舰载机降落；
(3)本发明提供的一种导轨式***舰载机弹射起飞装置安装在***甲板边缘位置，工作时无需考虑甲板跑道状态，在甲板跑道受损时仍可以正常工作，使***在甲板因遭到攻击而受损时仍可以支持舰载机起飞；
(4)本发明提供的一种导轨式***舰载机弹射起飞装置可以在单艘***上安装多套，且多套装置可以同时工作，使***可以一次性起飞大量舰载机。
附图说明
图1为本发明所提供的一种导轨式***舰载机弹射起飞装置的结构示意图。
图2为一种底座的结构示意图。
图3为一种登轨板的结构示意图。
图4为一种弹射轨道的结构示意图。
图5为一种推进火箭的结构示意图。
图6为一种推进火箭的通讯部件示意图。
图7为一种液压***的结构示意图。
图中各标号表示：1.底座；2.登轨板；3.弹射轨道；4.推进火箭；5.液压***；11.轴承架；12.活塞杆固定架，13.加强活塞杆固定架；21.搭载板；22.支撑轴；23.承重板；24.旋转轴；25.支撑架；26.连接轴；27.活塞杆；31.导轨；32.加强承重板；33.加强旋转轴；34.加强支撑架；35.加强活塞杆；36.加强连接轴；37.抗压金属门；41.火箭外壳；42.整流罩；43.尾翼；44.火箭发动机；45.燃料箱；46、挂钩；47.剩余燃料传感器；48.飞行高度传感器；49.挂钩离合器；50.中央处理器；51.总开关；52.通讯器；53.按钮；54.蓄电池；61.油缸；62.油管；63.油泵；64.阀门；65.电气控制***；66.终端控制箱。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步描述：
实施例1：
图1至图7示出了本发明提供的一种导轨式***舰载机弹射起飞装置的实施例，其中，图1为本发明所提供的一种导轨式***舰载机弹射起飞装置的结构示意图；图2为一种底座的结构示意图；图3为一种登轨板的结构示意图；图4为一种弹射轨道的结构示意图；图5为一种推进火箭的结构示意图；图6为一种推进火箭的通讯部件示意图；图7为一种液压***的结构示意图。
一种导轨式***舰载机弹射起飞装置，包括固定安装在***甲板边缘适宜缺口内的底座(1)、带升降功能的登轨板(2)、带升降功能的弹射轨道(3)、推进火箭(4)和液压***(5)；
所述底座(1)包括嵌入甲板内的4副轴承架(11)、一端均与所述轴承架(11)垂直连接的4副活塞杆固定架(12)和1副加强活塞杆固定架(13)；所述加强活塞杆固定架(13)居于中间，两侧对称设置2副所述活塞杆固定架(12)；所述活塞杆固定架(12)和加强活塞杆固定架(13)为细长板形结构，上侧对对称设置两两对立的连接轴孔A；
所述登轨板(2)包括2块水平平行布置的搭载板(21)、固定安装于所述搭载板(21)下侧面的升降机构A；所述搭载板(21)通过一端部设置的支撑轴(22)与所述轴承架(11)旋转连接；所述2块搭载板(21)之间留有用于安装弹射轨道(3)的空缺位置；所述升降机构A包括2对活塞杆(27)、与所述活塞杆(27)一端旋转连接的支撑端A；
所述支撑端A固定连接在所述搭载板(21)下侧面，包括固定贴于所述搭载板(21)下侧面的2块承重板(23)、垂直固定在所述承重板(23)上的两两对立平行的4副支撑架(25)，所述支撑架(25)为细长板形结构，上设置有连接轴孔B；
所述活塞杆(27)通过设置在一端部的旋转轴(24)与所述连接轴孔B旋转连接，通过设置在另一端部的连接轴(26)旋转连接在所述活塞杆固定架(12)的连接轴孔A上。
所述弹射轨道(3)包括导轨(31)、设置在所述导轨(31)固定端的抗压金属门(37)、升降机构B；所述导轨(31)固定端与所述搭载板(21)共用所述支撑轴(22)，通过所述支撑轴(22)与所述轴承架(11)旋转连接，安装于所述2块搭载板(21)之间的空缺内；所述升降机构B一端与所述导轨(31)旋转连接，另一端与所述加强活塞杆固定架(13)旋转连接；所述抗压金属门(37)安装在所述导轨(31)的尾部且可以人工开闭。
所述升降机构B包括加强活塞杆(35)、与所述加强活塞杆(35)一端旋转连接的支撑端B；
所述支撑端B包括固定贴于所述导轨(31)下侧面的加强承重板(32)、与所述加强承重板(32)表面垂直连接的1副加强支撑架(34)，所述加强支撑架(34)为两两对立的细长板形结构，上设置有连接轴孔C；
所述加强活塞杆(35)通过设置在端部的加强旋转轴(33)与所述连接轴孔C旋转连接，通过设置在另一端部的加强连接轴(36)旋转连接在所述加强活塞杆固定架(13)的连接轴孔A上。
推进火箭(4)装填在弹射轨道(3)内，包括火箭外壳(41)、整流罩(42)、尾翼(43)、火箭发动机(44)、燃料箱(45)、安装在所述火箭外壳(41)背部外侧的挂钩(46)、安装在所述燃料箱(45)内部的剩余燃料传感器(47)、安装在所述整流罩(42)上的飞行高度传感器(48)、安装在所述挂钩(46)上的挂钩离合器(49)、安装在所述整流罩(42)内部的中央处理器(50)、安装在所述火箭外壳(41)内部的中央蓄电池(54)；
所述挂钩(46)可自动搜寻被弹射舰载机的机腹中央位置的副油箱槽位的信号并与该槽位紧密对接；
所述挂钩离合器(49)用于控制所述挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位的对接和脱离；
所述中央处理器(50)连接并控制所述火箭发动机(44)、剩余燃料传感器(47)、飞行高度传感器(48)、挂钩离合器(49)，包括：安装于所述整流罩(42)内用于控制所述中央处理器(50)的电源通断总开关(51)、安装于被弹射的舰载机驾驶室内用于与所述挂钩离合器(49)和中央处理器(50)进行无线通讯的通讯器(52)、安装在所述通讯器(52)上的按钮(53)；所述中央处理器(50)会自动寻找被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位并通过所述挂钩离合器(49)控制所述挂钩(46)与该槽位紧密对接。
所述中央蓄电池(54)与所述火箭发动机(44)、剩余燃料传感器(47)、飞行高度传感器(48)、挂钩离合器(49)、中央处理器(50)和总开关(51)构成回路；
所述按钮(53)可以实现如下功能：在所述中央处理器(50)的无线电信号控制下以不同的频率闪烁；在被按下的时候控制所述通讯器(52)与中央处理器(50)进行无线通讯；被按下时直接向挂钩离合器(49)发出无线电指令。为了防止多枚推进火箭(4)在同时工作时发生无线电互相干扰的情况，每一枚推进火箭(4)的无线电信号频率都应有所不同。
所述液压***(5)嵌入甲板内部且控制所述登轨板(2)与弹射轨道(3)的升降，包括3个油缸(61)，3组油管(62)、3台油泵(63)、3个阀门(64)、2套电气控制***(65)、安装在甲板表面的一台终端控制箱(66)；
所述油管(62)均为可盘曲折叠的软质油管，分别用于所述活塞杆(27)和油缸(61)的连接、所述加强活塞杆(35)和油缸(61)的连接，即第一组油管62连接一对活塞杆27和第一个油缸61、第二组油管62连接另一对活塞杆27和第二个油缸61、第三组油管62连接一根加强活塞杆35和第三个油缸61；所述油缸(61)通过所述油泵(63)向所述活塞杆(27)、加强活塞杆(35)供油，即即第一个油缸61为一对活塞杆27供油、第二个油缸61为另一对活塞杆27供油、第三个油缸61为一根加强活塞杆35供油；所述阀门(64)分别内置于所述油管(62)中，用于控制油路开闭；
所述电气控制***(65)分别控制登轨板(2)和弹射轨道(3)的加强活塞杆(35)、油缸(61)、油管(62)、油泵(63)和阀门(64)；
所述终端控制箱(66)配有控制所述电气控制***(65)的操纵杆,通过所述电气控制***(65)控制所述阀门(64)的开闭，进而控制所述油泵(63)向所述活塞杆(27)和加强活塞杆(35)泵油，用于升降所述搭载板(21)与导轨(31)；所述终端控制箱(66)可以接收并处理来自推进火箭(4)的信号，该液压***(5)安装在底座(1)上且嵌入***甲板内，在使用时，甲板工作人员只需操纵终端控制箱(66)上的操纵杆就可以通过电气控制***(65)控制油泵(63)向活塞杆(27)和加强活塞杆(35)泵油，以抬升登轨板(2)的搭载板(21)与弹射轨道(3)的导轨(31)，也可以操控终端控制箱(66)上的其他操纵杆以通过电气控制***(65)控制阀门(64)的开闭，从而间接降低登轨板(2)的搭载板(21)与弹射轨道(3)的导轨(31)。
在工作时需保持所述导轨(31)与***甲板的夹角不小于所述搭载板(21)与***甲板的夹角。
实施例2
本发明还包括一种导轨式***舰载机弹射起飞装置的操作方法，包括以下步骤：
S1、准备阶段：首先，通过所述终端控制箱(66)使液压***(5)工作，将所述登轨板(2)的搭载板(21)和弹射轨道(3)的导轨(31)下降至最低；然后，打开抗压金属门(37)，用甲板弹药装填车将所述推进火箭(4)装填入所述导轨(31)，同时在确保所述中央蓄电池(54)电量充足的情况下闭合所述总开关(51)，随后关闭所述抗压金属门(37)；最后，被弹射的舰载机驶上所述登轨板(2)并到达预定位置；在被弹射舰载机登上登轨板(2)的过程中，甲板跑道只需支持舰载机低速行驶。
S2、就绪阶段：首先，所述中央处理器(50)会自动寻找被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位并控制挂钩离合器(49)使挂钩(46)与该槽位进行对接；然后，对接完成后，所述中央处理器(50)会发出无线电信号通知被弹射舰载机驾驶舱内的所述通讯器(52)与终端控制箱(66)，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)持续发出红色亮光，此时登轨板2仍保持准备阶段的状态；最后，通过所述终端控制箱(66)操控所述液压***(5)将所述导轨(31)抬升到弹射该舰载机所需要的高度，同时被弹射舰载机收起起落架并发动引擎；
S3、弹射阶段：首先，被弹射舰载机飞行员确认该舰载机已做好弹射起飞准备；然后，飞行员按动所述按钮(53)向所述中央处理器(50)发出无线电指令，与此同时，所述通按钮(53)的红色亮光熄灭；最后，所述中央处理器(50)接收到来自所述通讯器(52)的指令后，控制所述火箭发动机(44)点火，推动所述推进火箭(4)搭载被弹射的舰载机升空；
S4、升空后阶段：推进火箭与舰载机的分离；所述推进火箭与舰载机的分离控制，通过以下三种方式实现。一是，被弹射舰载机引擎转速逐渐提升，所述燃料箱(45)内的燃料逐渐消耗完毕，所述剩余燃料传感器(47)会自动探知所述燃料箱(45)内剩余燃料质量并在剩余燃料质量不足满载燃料质量的预定比例时向所述中央处理器(50)发出讯号，此时所述中央处理器(50)会向被弹射舰载机的通讯器(52)再次发射讯号，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)不断闪烁红色亮光；在预定时间后所述中央处理器(50)向所述挂钩离合器(49)发出指令，所述挂钩(46)脱离被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位；二是，被弹射舰载机在被推进火箭(4)搭载飞行的同时，所述推进火箭(4)的飞行高度会持续攀升，所述飞行高度传感器(48)会自动探知飞行高度并在飞行高度超过预定海拔高度时向所述中央处理器(50)发出讯号，所述中央处理器(50)会向所述通讯器(52)再次发射讯号，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)持续发出红色亮光，预定时间后所述中央处理器(50)向所述挂钩离合器(49)发出指令，控制所述挂钩(46)脱离被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位；三是，若无法自动控制所述挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位脱离，则被弹射舰载机的飞行员可在所述按钮(53)的红色亮光熄灭后按下所述按钮(53)，所述通讯器(52)会直接向所述挂钩离合器(49)发出指令，控制挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位脱离；最后，脱离被弹射舰载机的推进火箭(4)将直接坠向海面。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (8)
1.一种导轨式***舰载机弹射起飞装置，其特征在于：包括固定安装在***甲板边缘适宜缺口内的底座(1)、带升降功能的登轨板(2)、带升降功能的弹射轨道(3)、推进火箭(4)和液压***(5)；
所述登轨板(2)包括2块水平平行布置的搭载板(21)、固定安装于所述搭载板(21)下侧面的升降机构A，所述搭载板(21)通过所述升降机构A固定在所述底座(1)上；所述2块搭载板(21)之间留有用于安装弹射轨道(3)的空缺位置；
所述弹射轨道(3)包括导轨(31)、升降机构B；所述弹射轨道(3)安装在所述空缺位置，通过所述升降机构B固定在所述底座(1)上；
所述推进火箭(4)装填在弹射轨道(3)内；
所述液压***(5)嵌入甲板内部控制所述登轨板(2)与弹射轨道(3)的升降；
所述底座(1)包括嵌入甲板内的轴承架(11)、一端均与所述轴承架(11)垂直连接的4副活塞杆固定架(12)和加强活塞杆固定架(13)；所述加强活塞杆固定架(13)居于中间，两侧均为2副所述活塞杆固定架(12)；所述活塞杆固定架(12)和加强活塞杆固定架(13)为细长板形结构，上侧均设置两两对立的连接轴孔A；
所述搭载板(21)通过一端部设置的支撑轴(22)与所述轴承架(11)旋转连接；所述升降机构A一端与所述搭载板(21)旋转连接，另一端与所述4副活塞杆固定架(12)旋转连接；
所述导轨(31)固定端设有抗压金属门(37)；所述导轨(31)固定端与所述搭载板(21)共用所述支撑轴(22)，通过所述支撑轴(22)与所述轴承架(11)旋转连接，安装于所述2块搭载板(21)之间的空缺内；所述升降机构B一端与所述导轨(31)旋转连接，另一端与所述加强活塞杆固定架(13)旋转连接；所述抗压金属门(37)安装在所述导轨(31)的尾部且可以人工开闭；
所述推进火箭包括火箭外壳(41)、整流罩(42)、尾翼(43)、火箭发动机(44)、燃料箱(45)，其特征在于，所述推进火箭还包括：安装在所述火箭外壳(41)背部外侧的挂钩(46)、安装在所述燃料箱(45)内部的剩余燃料传感器(47)、安装在所述整流罩(42)上的飞行高度传感器(48)、安装在所述挂钩(46)上的挂钩离合器(49)、安装在所述整流罩(42)内部的中央处理器(50)、安装在所述火箭外壳(41)内部的中央蓄电池(54)；
所述挂钩(46)可自动搜寻被弹射舰载机的机腹中央位置的副油箱槽位的信号并与所述槽位紧密对接；
所述挂钩离合器(49)用于控制所述挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位的对接和脱离；
所述中央处理器(50)连接并控制所述火箭发动机(44)、剩余燃料传感器(47)、飞行高度传感器(48)、挂钩离合器(49)，包括：安装于所述整流罩(42)内用于控制所述中央处理器(50)的电源通断总开关(51)、安装于被弹射的舰载机驾驶室内用于与所述挂钩离合器(49)和中央处理器(50)进行无线通讯的通讯器(52)、安装在所述通讯器(52)上的按钮(53)；所述中央处理器(50)会自动寻找被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位并通过所述挂钩离合器(49)控制所述挂钩(46)与所述槽位紧密对接；
所述中央蓄电池(54)与所述火箭发动机(44)、剩余燃料传感器(47)、飞行高度传感器(48)、挂钩离合器(49)、中央处理器(50)和总开关(51)构成回路；
所述按钮(53)可以实现如下功能：在所述中央处理器(50)的无线信号控制下以不同的频率闪烁、在被按下的时候控制所述通讯器(52)与中央处理器(50)进行通讯；被按下时直接向挂钩离合器(49)发出指令。
2.根据权利要求1所述的导轨式***舰载机弹射起飞装置，其特征在于：所述升降机构A包括2对活塞杆(27)、与所述活塞杆(27)一端旋转连接的支撑端A；
所述支撑端A固定连接在所述搭载板(21)下侧面，包括固定贴于所述搭载板(21)下侧面的承重板(23)、垂直固定在所述承重板(23)上的两两对立平行的4对支撑架(25)，所述支撑架(25)为细长板形结构，上设置有连接轴孔B；
所述活塞杆(27)通过设置在一端部的旋转轴(24)与所述连接轴孔B旋转连接，通过设置在另一端部的连接轴(26)旋转连接在所述活塞杆固定架(12)的连接轴孔A上。
3.根据权利要求2所述的导轨式***舰载机弹射起飞装置，其特征在于：所述升降机构B包括加强活塞杆(35)、与所述加强活塞杆(35)一端旋转连接的支撑端B；
所述支撑端B包括固定贴于所述导轨(31)下侧面的加强承重板(32)、与所述加强承重板(32)表面垂直连接的1副加强支撑架(34)，所述加强支撑架(34)为两两对立的细长板形结构，上设置有连接轴孔C；
所述加强活塞杆(35)通过设置在端部的加强旋转轴(33)与所述连接轴孔C旋转连接，通过设置在另一端部的加强连接轴(36)旋转连接在所述加强活塞杆固定架(13)的连接轴孔A上。
4.根据权利要求3所述的导轨式***舰载机弹射起飞装置,其特征在于：所述液压***包括油缸(61)，油管(62)、油泵(63)、阀门(64)、电气控制***(65)、安装在甲板表面的终端控制箱(66)；
所述油管(62)分别用于活塞杆(27)和油缸(61)的连接、加强活塞杆(35)和油缸(61)的连接；所述油缸(61)通过所述油泵(63)向所述活塞杆(27)、加强活塞杆(35)供油；所述阀门(64)分别内置于所述油管(62)中，用于控制油路开闭；
所述电气控制***(65)分别控制登轨板(2)和弹射轨道(3)的加强活塞杆(35)、油缸(61)、油管(62)、油泵(63)和阀门(64)；
所述终端控制箱(66)通过所述电气控制***(65)控制所述阀门(64)的开闭，进而控制所述油泵(63)向所述活塞杆(27)和加强活塞杆(35)泵油，用于升降所述搭载板(21)与导轨(31)；
所述终端控制箱(66)配有控制所述电气控制***(65)的操纵杆。
5.根据权利要求4所述的导轨式***舰载机弹射起飞装置,其特征在于：在工作时需保持所述导轨(31)与***甲板的夹角不小于所述搭载板(21)与***甲板的夹角。
6.根据权利要求5所述的导轨式***舰载机弹射起飞装置,其特征在于：不同推进火箭(4)的无线电信号频率不相同。
7.根据权利要求6中所述的导轨式***舰载机弹射起飞装置,其特征在于：所述油管(62)均为可盘曲折叠的软质油管。
8.如权利要求4至7任一项所述的导轨式***舰载机弹射起飞装置的操作方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、准备阶段：首先，通过终端控制箱(66)使液压***(5)工作，将登轨板(2)的搭载板(21)和弹射轨道(3)的导轨(31)下降至最低；然后，打开抗压金属门(37)，用甲板弹药装填车将推进火箭(4)装填入所述导轨(31)，同时在确保中央蓄电池(54)电量充足的情况下闭合所述总开关(51)，随后关闭所述抗压金属门(37)；最后，被弹射的舰载机驶上所述登轨板(2)并到达预定位置；
S2、就绪阶段：首先，中央处理器(50)会自动寻找被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位并控制挂钩离合器(49)使挂钩(46)与该槽位进行对接；然后，对接完成后，所述中央处理器(50)会发出信号通知被弹射舰载机驾驶舱内的通讯器(52)与终端控制箱(66)，在被弹射舰载机的驾驶室内按钮(53)持续发出红色亮光；最后，通过终端控制箱(66)操控所述液压***(5)将所述导轨(31)抬升到弹射该舰载机所需要的高度，同时被弹射舰载机收起起落架并发动引擎；
S3、弹射阶段：首先，被弹射舰载机飞行员确认该舰载机已做好弹射起飞准备；然后，飞行员按动所述按钮(53)向所述中央处理器(50)发出指令，与此同时，所述按钮(53)的红色亮光熄灭；最后，所述中央处理器(50)接收到来自所述通讯器(52)的指令后，控制所述火箭发动机(44)点火，推动所述推进火箭(4)搭载被弹射的舰载机升空；
S4、升空后阶段：推进火箭与舰载机的分离；所述推进火箭与舰载机的分离控制，通过以下3种方式实现：一是，被弹射舰载机引擎转速逐渐提升，燃料箱(45)内的燃料逐渐消耗完毕，剩余燃料传感器(47)会自动探知所述燃料箱(45)内剩余燃料质量并在剩余燃料质量不足满载燃料质量的预定比例时向所述中央处理器(50)发出讯号，此时所述中央处理器(50)会向被弹射舰载机的通讯器(52)再次发射讯号，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)不断闪烁红色亮光；在预定时间后所述中央处理器(50)向挂钩离合器(49)发出指令，挂钩(46)脱离被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位；二是，被弹射舰载机在被推进火箭(4)搭载飞行的同时，所述推进火箭(4)的飞行高度会持续攀升，所述飞行高度传感器(48)会自动探知飞行高度并在飞行高度超过预定海拔高度时向所述中央处理器(50)发出讯号，所述中央处理器(50)会向所述通讯器(52)再次发射讯号，在被弹射舰载机的驾驶室内所述按钮(53)持续发出红色亮光，预定时间后所述中央处理器(50)向所述挂钩离合器(49)发出指令，控制所述挂钩(46)脱离被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位；三是，若无法自动控制所述挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位脱离，则被弹射舰载机的飞行员可在所述按钮(53)的红色亮光熄灭后按下所述按钮(53)，所述通讯器(52)会直接向所述挂钩离合器(49)发出指令，控制挂钩(46)与被弹射舰载机机腹中央位置的副油箱槽位脱离；最后，脱离被弹射舰载机的推进火箭(4)将直接坠向海面。
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| GB523828A (en) * | 1939-01-13 | 1940-07-23 | Francis William King | Improvements in or relating to means of launching aircraft |
| DE3008015A1 (de) * | 1980-03-01 | 1981-09-10 | Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen | Startvorrichtung fuer flugkoerper |
| US4410151A (en) * | 1979-08-30 | 1983-10-18 | Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gmbh | Unmanned craft |
| CN105383706A (zh) * | 2015-12-12 | 2016-03-09 | 王自治 | 弹射器 |
| CN205574298U (zh) * | 2015-10-29 | 2016-09-14 | 天津中翔腾航科技股份有限公司 | 无人机火箭助推发射架 |
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2017
- 2017-10-29 CN CN201711029010.8A patent/CN107902101B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
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| CN105383706A (zh) * | 2015-12-12 | 2016-03-09 | 王自治 | 弹射器 |
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