CN203780806U - 一种舰载机高压弹射装置 - Google Patents

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Abstract

本实用新型提供了一种舰载机高压弹射装置,包括弹射气缸、活塞、飞机套筒、推进杆;所述弹射气缸为空心圆柱状,其内有弹射气缸中孔;所述弹射气缸中一端装设有活塞,另一端正对飞机套筒;所述活塞上于弹射气缸中孔位置连接有推进杆;所述活塞和推进杆均为空心圆柱状,活塞内的通孔和推进杆内的推进杆孔直径相同且相通;所述推进杆外径小于活塞外径;所述推进杆孔为盲孔;所述飞机套筒设置在飞机重心所在大梁上,且飞机套筒内套筒盲孔正对推进杆;所述套筒盲孔直径大于等于推进杆外径。

Description

一种舰载机高压弹射装置
技术领域
本实用新型涉及一种舰载机高压弹射装置。
背景技术
现在舰载机的起飞主要有滑跃式起飞和弹射式起飞两种***,弹射式起飞的优点较多,但目前相关技术过于复杂,不便于操作,特别是不便于维护,而且体积较大又不便存放,一旦发生故障极有可能整套***因此瘫痪。
如申请号为CN200910118815.9的中国发明专利申请公开了一种航母弹射器,该弹射器通过活塞凸起推动起飞,但这种结构有一个极为严重的问题即活塞凸起部分承受的是径向力,在实际使用过程中很容易发生折断,而且对于推动的控制是由3道气体阀门控制,显然更多的控制必然导致更高的失控风险,况且在该弹射器的结构中,对于活塞的更换也极为麻烦,需要将活塞由下至上取出,由于活塞本身质量较大,因此对于取活塞则几乎是必然要在靠岸着陆的情况下进行,极不方便。
实用新型内容
为解决上述技术问题,本实用新型提供了一种舰载机高压弹射装置,该舰载机高压弹射装置通过简单的结构,以直推的方式,让活塞以轴向受力进行推动,避免了折断的发生。
本实用新型通过以下技术方案得以实现。
本实用新型提供的一种舰载机高压弹射装置,包括弹射气缸、活塞、飞机套筒、推进杆;所述弹射气缸为空心圆柱状,其内有弹射气缸中孔;所述弹射气缸中一端装设有活塞,另一端正对飞机套筒;所述活塞上于弹射气缸中孔位置连接有推进杆;所述活塞和推进杆均为空心圆柱状,活塞内的通孔和推进杆内的推进杆孔直径相同且相通;所述推进杆外径小于活塞外径;所述推进杆孔为盲孔;所述飞机套筒设置在飞机重心所在大梁上,且飞机套筒内套筒盲孔正对推进杆;所述套筒盲孔直径大于等于推进杆外径。
还包括储气罐,通过输气管连通于所述活塞内的通孔。
所述储气罐数量为两个以上。
所述输气管内径大于活塞内的通孔直径。
在所述弹射气缸靠飞机套筒一端下方还设置有附有喷泉的水槽。
所述喷泉正对弹射气缸和飞机套筒之间
所述储气罐内填充有高压氮气。
所充高压氮气初始压强为12MPa。
所述弹射气缸长度51.5米,其内的弹射气缸中孔分为两部分,连接输气管一端长度1.5米的部分为内径0.6米至内径0.498米的锥形孔,其余部分为装设活塞和推进杆、内径为0.5米的圆柱形孔;所述活塞长度为0.5米,外径为0.5米,内径为0.14米;所述推进杆长度为50.5米,外径为0.2米,内径为0.14米,推进杆孔长度为50.2米;所述飞机套筒的套筒盲孔长度为1米,直径为0.2米。
所述储气罐直径为2米,长度为8米,容积为25立方米,数量为两个;所述输气管内径为0.425米。
本实用新型的有益效果在于:可成功地把高压氮气分子的内能转化为飞机的动能,整体既可在航母平面甲板上弹射舰载机,又可在航母斜面甲板上弹射无人机,结构独具匠心,构思巧妙,优异功能可与美国福特号航母电磁弹射器媲美。
附图说明
图1是本实用新型的剖视结构示意图;
图2是图1中V-V面的截面图;
图中:1-弹射气缸,11-弹射气缸中孔,2-活塞,3-飞机套筒,31-套筒盲孔,4-储气罐,5-输气管,6-推进杆,61-推进杆孔,7-阀门。
具体实施方式
下面结合附图进一步描述本实用新型的技术方案,但要求保护的范围并不局限于所述。
如图1、图2所示的一种舰载机高压弹射装置,包括弹射气缸1、活塞2、飞机套筒3、推进杆6;所述弹射气缸1为空心圆柱状,其内有弹射气缸中孔11;所述弹射气缸1中一端装设有活塞2,另一端正对飞机套筒3;所述活塞2上于弹射气缸中孔11位置连接有推进杆6;所述活塞2和推进杆6均为空心圆柱状,活塞2内的通孔和推进杆6内的推进杆孔61直径相同且相通;所述推进杆6外径小于活塞2外径;所述推进杆孔61为盲孔;所述飞机套筒3设置在飞机重心所在大梁上,且飞机套筒3内套筒盲孔31正对推进杆6;所述套筒盲孔31直径大于等于推进杆6外径。
还包括储气罐4,通过输气管5连通于所述活塞2内的通孔。
所述储气罐4数量为两个以上。
所述输气管5内径大于活塞2内的通孔直径。
在所述弹射气缸1靠飞机套筒3一端下方还设置有附有喷泉的水槽。
所述喷泉正对弹射气缸1和飞机套筒3之间
所述储气罐4内填充有高压氮气。
所充高压氮气初始压强为12MPa。
所述弹射气缸长度51.5米,其内的弹射气缸中孔分为两部分,连接输气管一端长度1.5米的部分为内径0.6米至内径0.498米的锥形孔,其余部分为装设活塞和推进杆、内径为0.5米的圆柱形孔;所述活塞长度为0.5米,外径为0.5米,内径为0.14米;所述推进杆长度为50.5米,外径为0.2米,内径为0.14米,推进杆孔长度为50.2米;所述飞机套筒的套筒盲孔长度为1米,直径为0.2米。
所述储气罐4直径为2米,长度为8米,容积为25立方米,数量为两个;所述输气管5内径为0.425米。
弹射器储气罐4的设计,两个直径为2米,长度为8米的圆柱形储气罐,每个储气罐4的体积约为25m3,两个储气罐4总的体积为50m3,每个储气罐4里充满了压强为12MPa的高压氮气,储气罐4安装在航母甲板下或甲板上,气体初始压强设定为12MPa,根据玻意耳定理,P1V1=P2PV2,弹射结束时,气体膨胀了约10m3,P1=12MPa,V1=50m3,V2=60m3,算出气缸冲程末的压强约为10MPa,做功的平均压强p=1/2×(12+10)=11(MPa)。
弹射气缸1的前端长度1米的地方为内部直径是0.6米的圆柱形,空心圆柱后面内部设计为空心圆锥形状,空心圆锥长度为0.5米(圆锥高度),圆锥末端圆的内部直径设计为498mm(圆锥末端圆的内部直径为498mm,活塞2直径为500mm,刚好可以挡住活塞2不前移),弹射气缸1正前端的中心部位有一个进气口,进气口是直径为0.5米的圆,该进气口前面是进气管道,管道上一般设计有阀门7,两个储气罐4的两个输气管5的气体汇合在该管道,储气罐4的输气管5内部直径设计为0.425米。弹射开始时,高压氮气从输气管5的阀门进入弹射气缸1,弹射气缸1的冲程为50米,弹射气缸1设计为圆柱形的圆筒,圆筒内部直径为0.5米,长度为50米。离弹射气缸1前端1.5米处有一长度为0.5米的活塞2,活塞2的直径为0.5米,活塞2中间有一直径为0.14米的圆柱形洞(即活塞是中空的),有一部分高压氮气可进入推进杆6内,弹射气缸1的前端和尾部都有牢固的支撑点。
推进杆6长度设计为50.5米,推进杆6前端牢固焊接在活塞2尾端的中心部位上,推进杆6为一圆柱形杆,外部直径为0.2米,内部直径为0.14米的中空杆,部分高压氮气可从活塞2处进入推进杆6内,推进杆6的管壁厚为3cm,推进杆6尾端0.3米长的部分为实心钢材。推进杆6一般采用特种弹簧钢制作,有很强的韧性和强度,恢复形变能力好,不容易形变;推进杆6的材料也可考虑钛合金。
般载机设计必须与弹射气缸1相匹配,舰载机的尾部设计一个内部直径为0.2米的飞机套筒3,飞机套筒3嵌入飞机大梁内部(飞机套筒不外露)即在飞机大梁的尾部做一个长1米,内部直径为0.2米的套筒盲孔31,套筒盲孔31与飞机大梁在一条水平线上。飞机的重心就在大梁上。
本实用新型开始工作前,推进杆6***套筒盲孔31内,紧密结触;活塞2处于初始位置。经测算,推进杆6质量约为6.3T,活塞2质量约0.705T。
总功率W=PS横截面积L=11MPa×3.14×0.252m2×50m≈107.9M(J)
推进杆6(质量约为6.3T)能量(动能)损耗(飞机起飞速度按250千米/小1时,即691米/秒计算)
活塞21能量损耗
总的能量损耗E损总=E损1+E损2=15+1.68=16.68M(J)
做的有用功
E有用=E—E损总=107.9MJ-16.68MJ=91.22MJ
作用在推进杆6上的平均推力
F=PS=11MPa×3.14×0.252m2=2.158M(牛)
推进杆6设计为中空的,是因为同等质量的钢材,做成空心的,可承受更大的压力,另外一个优点是有一部分的高压氮气可直接作用在推进杆6尾端的正面管壁上,可分担推进杆6侧面管壁的一部分压力,推进杆6就不容易顶弯。当然,在工艺和技术条件允许的情况下,还可以对推进杆6进行加固,在推进杆6中空部分每隔1米设计一个十字架形状的圆形钢材,钢材直径为3cm,长度为14cm,牢固焊接在推进杆内部的管壁上,共49个。这样推进杆6的强度就得到进一步加强。
弹射气缸1设计的高度与飞机大梁的高度一致。航母甲板设计为弹射式起飞方式(甲板水平)。推进杆6行程的轨迹为一条水平线,考虑推进杆6的承重问题,推进杆6由弹射气缸1和飞机尾部来承重,为减轻承重负担,可在弹射气缸1的后面,航母甲板上设计一个水槽,水槽不断向上喷水,形成喷泉,水向上的力量也可承担推进杆6部分重量,水槽喷出的喷泉可挡住喷气飞机喷出的高热气体,可考虑不用挡流板。弹射结束后,活塞2、推进杆6(柱塞杆或顶杆)落入水槽内,很快停下。
弹射气缸1设计在航母甲板上,弹射气缸1可设计为高度可自由升降,方便弹射各种不同高度的舰载机。
飞机弹射前,弹射气缸1的推进杆6(柱塞杆)***飞机尾部飞机套筒3的套筒盲孔31中,活塞2处于初始位置,飞机发动机功率开到最大,飞机尾部固定在位持器上。接到弹射指令后,高压氮气从两个储天罐4经过阀门7同时进入弹射气缸1。弹射气缸1推动活塞2前进,活塞2推动推进杆6,传递动力到飞机大梁上,飞机在发动机和本实用新型的合力下,位持器钢圈断裂,本实用新型对飞机做功,使飞机在短时间内达到起飞速度(69米/秒)(舰载机质量估算为30T),从航母甲板上顺利起飞,同时关闭阀门7。飞机起飞后,使用复位***,使活塞2、推进杆6重新***弹射气缸1内,推进杆6***飞机尾部飞机套筒3的套筒盲孔31中,储气罐4重新补充氮气,压强达到12MPa,准备弹射下一架飞机。
氮气是惰性气体,不会腐蚀、氧化气缸,不会发生***、燃烧事故;高压氮气弹射器的力量大小可调节(通过压强来调节),可弹射重型战斗机,也可弹射无人机;能量利用率高(蒸汽弹射器能量利用率只有6%,且存在开口气缸容易变形,高压气体不易密封等缺点);制造成本低,占据空间少,维护容易,航母人员编制减少;由于力直接作用在飞机大梁上,即与飞机的重心成一条直线,延长了飞机的使用寿命;针对辽宁舰的甲板设计为滑跃式起飞的特例(辽宁舰飞机起飞的甲板跑道为一有12°角的斜面),由于弹射气缸高度设计为可调,调整弹射气缸前端、后端与甲板水平线的高度,后端略高于前端,使推进杆与水平线成12°夹角,这样本实用新型就可应用于辽宁舰上,弹射战斗机和无人机。

Claims (10)

1.一种舰载机高压弹射装置,包括弹射气缸(1)、活塞(2)、飞机套筒(3)、推进杆(6),其特征在于:所述弹射气缸(1)为空心圆柱状,其内有弹射气缸中孔(11);所述弹射气缸(1)中一端装设有活塞(2),另一端正对飞机套筒(3);所述活塞(2)上于弹射气缸中孔(11)位置连接有推进杆(6);所述活塞(2)和推进杆(6)均为空心圆柱状,活塞(2)内的通孔和推进杆(6)内的推进杆孔(61)直径相同且相通;所述推进杆(6)外径小于活塞(2)外径;所述推进杆孔(61)为盲孔;所述飞机套筒(3)设置在飞机重心所在大梁上,且飞机套筒(3)内套筒盲孔(31)正对推进杆(6);所述套筒盲孔(31)直径大于等于推进杆(6)外径。 
2.如权利要求1所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:还包括储气罐(4),通过输气管(5)连通于所述活塞(2)内的通孔。 
3.如权利要求2所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:所述储气罐(4)数量为两个以上。 
4.如权利要求2所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:所述输气管(5)内径大于活塞(2)内的通孔直径。 
5.如权利要求1所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:在所述弹射气缸(1)靠飞机套筒(3)一端下方还设置有附有喷泉的水槽。 
6.如权利要求5所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:所述喷泉正对弹射气缸(1)和飞机套筒(3)之间。 
7.如权利要求2所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:所述储气罐(4)内填充有高压氮气。 
8.如权利要求6所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:所充高压氮气初始压强为12MPa。 
9.如权利要求1所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:所述弹射气缸(1)长度51.5米,其内的弹射气缸中孔(11)分为两部分,连接输气管(5)一端长度1.5米的部分为内径0.6米至内径0.498米的锥形孔,其余部分为装设活塞(2)和推进杆(6)、内径为0.5 米的圆柱形孔;所述活塞(2)长度为0.5米,外径为0.5米,内径为0.14米;所述推进杆(6)长度为50.5米,外径为0.2米,内径为0.14米,推进杆孔(61)长度为50.2米;所述飞机套筒(3)的套筒盲孔(31)长度为1米,直径为0.2米。 
10.如权利要求2所述的舰载机高压弹射装置,其特征在于:所述储气罐(4)直径为2米,长度为8米,容积为25立方米,数量为两个;所述输气管(5)内径为0.425米。 
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