CN103043220A - 航空母舰舰载机起降系统及其起降方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空母舰舰载机起降系统，其包括设置在航空母舰上的舰载机起飞装置和降落装置，所述舰载机起飞装置为与配备轨道导向器的轨道槽相延续的舰艏弹升甲板，所述舰载机降落装置为与跑步机跑步带式跑道相延续的舰艉后桥。本发明还公开了一种与所述起降系统对应的起降方法，通过所述舰艏弹升甲板、配备轨道导向器的轨道槽实现舰载机的起飞；通过所述舰艉后桥实现所述舰载机的降落。所述起降系统及方法对现有舰载机滑跃、弹射和垂直起飞技术扬长避短，提高了起飞效率，通过向舰后延伸降落跑道并从而降低着舰速度，减轻了现有舰载机降落技术的难度和风险；适用于各种舰载机起降；也使设计建造“袖珍航空母舰”成为可能。

Description

航空母舰舰载机起降系统及其起降方法

技术领域

本发明涉及航空母舰的构造技术领域，尤其涉及一种航空母舰舰载机起降系统及其起降方法。

背景技术

航空母舰作为一种超级主战武器平台，威力主要在于其搭载的众多舰载机从位于大洋中的航空母舰舰上起降，控制广大海域，进能够攻击方圆数万平方公里海域内的目标，守能够防御来自同样广大海域内的各种武器的攻击。故航空母舰舰载机武器系统形成战斗力的重要前提和关键技术之一，是舰载机在航空母舰舰上成功起降。以下分别对现有技术中舰载机的起飞、降落和综合三个阶段进行描述：

A、起飞阶段

通常，与飞机陆基起飞相关的三个基本参数是：1).推重比、2).滑跑距离、3).最小安全离地速度。即飞机起飞时以其推重比(飞机发动机推力对飞机重量之比)产生的加速度，加速滑跑完一定滑跑距离(通常远大于航空母舰甲板长度)后，达到最小安全离地速度，当达到前述速度，飞机的升力等于飞机的重量，继而升空。

飞机的升力公式记为：

Y为升力(单位N)

C^y为升力系数

ρ为空气密度(单位kg/m³)

υ为飞机的速度(单位m/s)

S为飞机机翼面积(单位m²)

故飞机的升力与速度的平方成正比。

如果飞机起飞时加速滑跑短于上述距离，尚未达到最小安全离地速度，飞机机翼产生的升力尚小于飞机的自重，就飞不起来。在航空母舰有限的飞行甲板长度内，世界各国海军航空母舰舰载机起飞方式主要有：垂直起飞(即垂直/短距滑跑起飞)、滑跃起飞(或称滑翘起飞)，和弹射起飞(例如蒸汽弹射、电磁弹射起飞)。

1、垂直起飞

垂直起飞是利用舰载机发动机的推力矢量控制产生垂直向上推力，实现起飞。

由于垂直起飞是在舰载机相对静止或相当低速的情况下，依靠舰载机自身发动机的动力将飞机垂直向上推升，起飞须消耗大量机载燃油，因此适合这种起飞方式的飞机机型小、荷载小，航程短，目前这种起飞方式已很少使用。

2、滑跃起飞

滑跃起飞是舰载机仅依靠自身动力首先在航空母舰飞行甲板跑道上加速滑跑，后经航空母舰前段的上翘甲板，跃入空中，离舰起飞。其原理是把甲板上翘角(5°～15°)视为抛射角，舰载机滑跑离舰时虽然尚未达到起飞速度，但在离舰后向前上方冲出作斜抛运动，增加了滞空时间(相当于延长了跑道)，舰载机得以继续加速到起飞速度。但以此方式所增加的滞空时间相当有限，战机通常只能半荷载起飞，起飞时发动机处于加力状态，因此缩短飞机寿命，战机单纯为了实现滑跃起飞提高升力需做某些结构加重，如加大机翼面积，而其他各种固定翼战术支援机，例如预警机、电子侦察机、反潜机、空中加油机等不能起飞。俄罗斯、英国、意大利、西班牙和印度等国的航空母舰，由于技术限制尚无过关的蒸汽弹射器，只能采用滑跃起飞。滑跃起飞的起飞重量及起飞效率不如弹射起飞。其作战效率不如蒸汽弹射器。

3、弹射起飞

舰载机除用自身动力外，还需利用弹射器施加外力，在舰上加速滑跑约百米，离舰时达到最小安全离地速度，然后靠自身动力爬升起飞。目前主要指蒸汽弹射起飞，而电磁弹射起飞处于研发中。

蒸汽弹射器问世于1950年8月，原型是英国海军航空兵预备队司令米切尔研制的。在工作原理上，蒸汽弹射器是以高压蒸汽推动活塞带动弹射轨道上的滑块，把与之相连的舰载机弹射出去。时至今日，只有美国全面掌握了蒸汽弹射器技术，如美国大型航空母舰上的C-13-1型蒸汽弹射器冲程达到94.6米，可将36.3吨重的舰载机以185节(即339千米/小时)的高速弹射出去，能够满足F-14、F-18战斗机和E-2预警机等起飞要求。

但是，蒸汽弹射器存在如下的主要缺点：

(1)所需弹射力大、作功多。所需弹力大因为舰载机被弹射时停止在起飞线上，为使其从静止达到高速，弹射器需施力高达几百吨；作功多因为大弹射力乘以长做功的路程(W＝F*S)，弹射器需继续推动舰载机加速滑跑约100米冲程。

(2)弹射器结构庞大，大到长约100米(整个冲程范围)，占据了很大航空母舰舰体空间。

(3)飞行员于弹射起飞瞬间因高过载(如5.8G)引起发懵和非常不舒服。

(4)能耗高。蒸汽弹射器一次弹射作业通常要消耗614千克蒸汽。弹射一架中型战斗机，大约要消耗一吨半到两吨淡水。将其烧成蒸汽也必须耗费较大量的能源。

(5)消耗淡水多，就需要更大型的自制淡水装置、水箱、蒸汽储气罐和弹射器管路仓等，需占用更大空间。

(6)这种密封要求严、加工精度高、建造技术难度大、造价高的弹射器自身设备和辅助装置，占据着浩大空间，不仅平时维护使用较难，战时这个大体积的脆弱部分，易受损且难以修复。

此外，蒸汽弹射器效率低，一般在4％-6％之间；平均无临界故障间隔为405个周期，每弹射3000-3200次需海上停飞检修或返港检修。

由于蒸汽弹射器效率低，于是美国海军从1982年开始进行电磁弹射系统的技术研究。上世纪90年代末，美国海军决定在新一代的CVN 21(即福特级)航空母舰上采用电磁弹射器。2009年9月，电磁弹射器项目开始进入系统功能演示验证阶段。2010年12月，电磁弹射器首次成功进行了F/A-18E舰载战斗机的弹射起飞试验。预计“福特”号航空母舰将在2015年9月交付美国海军。在美国航空母舰上使用多年的蒸汽弹射器将退出历史舞台。电磁弹射器的效率大为提高(约60％)。电磁弹射系统的维修人员比蒸汽弹射系统减少了30％。电磁弹射器相对于蒸汽弹射器有优势，但仍然存在如下缺陷：

(1)所需弹射力大、做功多。因为弹射器施力于静止在起飞线上的舰载机，使之达到高速，所需弹射力大；作功多因为弹射力大且做功的路程长(W＝F*S)，弹射器需继续推动舰载机加速滑跑约100米冲程。

(2)弹射器结构庞大。需约百米长的直线感应电动机(约百米长水平弹射冲程)，大功率电力控制设备，强迫储能装置和电力电子变换系统等4部分，结构仍然颇为复杂。占据了很大航空母舰舰体空间和吨位。

(3)能耗高。一次电磁弹射起飞电能的消耗仍相当大(122兆焦)。

(4)研制经费昂贵。美国正在施工的“布什”号航空母舰，不但造价高昂，而且体积过于庞大，战时受到攻击的机率随之增大，易受损伤而难于修复。

4、滑车起飞

本申请人还曾提出一种滑车起飞方式，并已获得实用新型专利授权。其技术方案是以装有发动机的滑车承载着舰载机在航空母舰甲板轨道上加速滑跑，并将舰载机抛射升空。其基本原理是，对比舰载机本身，如果上述车-机联合体推力增大的比例大于质量增大的比例，在甲板上滑跑时的加速度就增大，离舰前滑跑完一定距离时的末速度(离舰速度)就增大。但技术方案中对滑车机构未作具体描述，难免对工程技术的实施带来各种不确定性和难度；特别是对车载发动机未作具体限定，在实施例理论依据讨论中曾以航空发动机为例，而专用航空发动机的研发有较大难度，且重量重、体积大，与滑车、舰载机的适配，和在舰艏的制动，成为工程技术化应用的难点。

B、降落阶段

1、现行航空母舰舰载机降落技术

通常，陆基飞机降落经过五个阶段：(1)下滑；(2)拉平(机轮离地2米时收油门至怠速，减少下滑角，在0.5米高度时退出下滑状态；(3)平飞减速(最低平飞速度)；(4)飘落触地(此时飞机速度减低到升力不足以平衡飞机重量)；(5)着陆滑跑(在机轮摩擦力，空气阻力等作用下刹车减速至停)。而舰载机降落(不论起飞采用弹射或滑跃)则是下滑直接钩挂舰上阻拦索(并不经过上述平飞，减速等阶段)。阻拦索设置在航空母舰斜角甲板上，共3根或4根，第一根距舰尾55-60米，然后每6米或14米设置一根。阻拦索的高度距甲板表面5-20厘米或30-50厘米。舰载机从正在快速前驶的航空母舰的右后上方下滑，以机尾尾钩钩挂阻拦索，在甲板滑跑100米以内制动至停。统计数据表明，航空母舰舰载机80％的事故率不是出现在空中，而是在降落着舰过程中发生的。造成航空母舰舰载机降落着舰过程复杂，困难和风险，有如下主要原因：

1)甲板跑道短。航空母舰舰长有限，可供舰载机降落的区段更有限。而航空母舰降落区的长度与舰载机降落安全性相关。

2)着舰速度高。以现有技术直接下滑着舰时，非但不能收油门减速，反而要适时加力，以备如果钩挂不到阻拦索，立即复飞(舰载机飞行训练统计数据表明，在安全着舰，复飞，逃逸，撞舰四种状况中，复飞概率最大，为40％-50％)。

3)预定着舰点精度要求高。对于着舰点精度，纵向，横向，高度误差都不能大，否则可能钩挂不到阻拦索，或撞在舰尾或右侧舰桥...，而舰载机却需在高速下滑中完成“命中”运动中的航空母舰甲板上的着舰部位。

4)下滑角掌控。一般情况下以3～3.5°(3.5～4°)下滑角为佳。过大过小不仅攸关“命中甲板的概率”，而且过大——着舰冲击力增大，过小——滑行距离延长。而舰载机的下滑轨迹总会和正确的下滑线有一定的偏离，往往会呈现出忽高忽低的曲线变化。

5)与跑道中心线对中。从某种意义上说，对中比下滑角还要重要。因为航空母舰的跑道很窄，偏右——可能撞到航空母舰上层建筑(舰桥)，偏左——可能撞到停机坪的其他飞机。故舰载机着舰阶段应飞行(下滑)在降落跑道中心线所在的垂直平面内。而用于降落的斜角甲板跑道的中心线与航空母舰前进方向并不一致，呈一个6～13°角(即斜角甲板与航空母舰纵轴呈角6～13°)。这种设计旨在使舰载机着舰后滑跑避开舰前待起飞的舰载机，但也因此难为了下滑降落中的舰载机。要从后方追赶航空母舰，与航空母舰同向，高速向前，就不能飞行(下滑)在与航空母舰前进方向呈6～13°角的斜角甲板跑道中心线所在的垂直平面内；刚要沿与航空母舰纵轴呈6～13°角的方向斜行，通过斜角甲板跑道中心线的垂直平面内已向右前方平行移动。难怪美国飞行员总是抱怨斜角甲板在“躲避”降落的飞机。

2、现行航空母舰舰载机垂直降落技术

与起飞技术领域相似，降落方面也有垂直降落技术。这一技术始于上世纪七十年代英国鹞式飞机面世，限于海鹞、雅克-38等机型，已用得较少。最近美国F-35垂直降落试飞成功，据报道主要用于海军陆战队，战时可能面临仅有狭小地面可供降落的特殊情况；而F-35的空军型还是陆基机场滑跑起降，海军型在航空母舰上还是弹射起飞、斜角甲板-阻拦索降落着舰为主。因为垂直降落时，飞机没有水平速度，利用不上机翼升力；需采用矢量推进技术产生巨大的、垂直向上的力“烘托”着飞机在空中“悬停”缓降，施力源为舰载机本身的动力；需消耗大量机载燃油。本来历经垂直起飞消耗，机载燃油已欠充分，还需预留大量余油备降，飞机携弹量和航程必然受限。且其他舰载攻击机，预警机等支援飞机是不会采用矢量推进技术的，不宜垂直起降。所以垂直起降技术尚不能缓解航空母舰舰载机起降系统面临的问题。

3、关于“全天候电子助降系统”

美国人从“阿波罗”登月计划的实施中，发明研究了一系列尖端科技，精度雷达技术，电子计算机技术，遥测导航技术，微波通讯技术和微电子技术等得到飞跃发展。美国人应用到航空母舰上研制了“全天候电子助降系统”。指令舰载机的自动驾驶仪自动修正误差从而准确着舰。

但是，从上世纪七十年代，“全天候电子助降系统”发明后的几十年中，美国航空母舰舰载机在很大程度上仍然依靠对飞行员的训练来保证降落安全性；舰载机着舰的关键时刻还是以飞行员结合光学助降装置的操纵为主，就重要性而言，菲涅耳透镜光学助降装置一类的设备在舰载机下滑着舰时所起到的作用要比雷达大得多；人工引导一直是保证舰载机安全降落的重要手段；下滑轨迹的尽头的调整上还得由飞行员依靠自己的经验和舰上着舰引导员的指挥；视觉导航仍被认为好处是成本低，自主性强，导航参数的获得不依赖外部设备，抗干扰能力强，利于自主降落；正因为如此美国第二代舰载机中的一些攻击机和支援飞机尚没有安装这套助降设备。

这可能与战时有电磁静默的需要、可能发生电磁干扰、电子战等有关。更与计算中心所需参数测量、采集和处理的难度、精度有关：航空母舰在动，舰载机也在动，两者之间还存在复杂相对运动，海上又缺乏地标，导致所需飞行数据采集不全面且精度不够，数据处理也难。

所以航空母舰舰载机降落技术从运动学角度的改进、简化、优化，其意义不限于降落操作的需要，更为全天候电子助降系统参数测量、采集、处理的易化、精确所必需，可谓建立更可靠全天候电子助降系统的前提。

4、可伸出航空母舰舰体外的舰载机跑道

申请人曾提出一种可伸出航空母舰舰体外的舰载机跑道方案，已申请发明专利，其中向舰体的侧后或后端滑动伸出的舰载机跑道可用于舰载机降落着舰。但方案中所述伸出航空母舰舰体外的舰载机跑道与海面基本保持水平，航空母舰飞行甲板高出海面二十米左右，使伸出舰外的跑道由浮船及若干个临时漂浮物支撑到如此高度有相当技术难度；而且使其保持水平状态也未必对降落着舰最为有利；加之方案中伸出舰外甲板跑道对航空母舰在海上的纵摇、横摇及海浪影响完善的减摇防范措施、其他助降、制动机制的配合缺乏具体描述等。

C、综合方面

1910年美国飞行员E.B.伊利首次驾机从战舰起飞，1911年又首次驾机在战舰降落，掀开了航空母舰舰载机起降一百年的历史。他不幸在一次着舰事故中机毁人亡，导致舰载机曾一度改在附近海面降落。不久，各国海军开始尝试在航空母舰前后设两段式甲板，分别用于起降。为防止舰载机着舰时撞上在航空母舰中央的上层建筑，英国海军率先把它移到舰的一侧，成为直通式甲板。为避免舰载机从后段甲板着舰后滑跑时撞上前段甲板待起飞的舰载机，上世纪50年代一位英国海军上校卡梅尔提出了斜角甲板设想，沿用至今。当前各国重、中型航空母舰普遍采用斜直两段式飞行甲板，其中直甲板设在舰前部，用于起飞；斜角甲板位于舰后部，在上层建筑和直甲板左侧，其中心线与航空母舰前进方向夹6°～13°角(即斜角甲板与航空母舰纵轴夹角6°～13°)，用于降落。作为航空母舰起降系统海上平台的飞行甲板，不言而喻最根本的问题是长度短，当然也有如下所述布局和实用性问题。

1、飞行甲板长度短。对于现代喷气式飞机正常起降，即便最大航空母舰长300米左右的飞行甲板，也太短。按照现行技术加长飞行甲板不得已的办法是，放大航空母舰的排水量，而伴之以造价上升和行驶、停泊的不便。这显然是一把双刃剑。在航空母舰的吨位增加到10万吨左右后，几十年来“举步不前”，到了拐点，吨位再增加，就弊大于利。

2、舰载机降落时，难以对航空母舰斜角甲板跑道中心线对中。当舰载机从航空母舰后方同向飞近正在行驶的航空母舰时，舰载机的飞行方向与降落跑道中心线所在的垂直平面夹角6°～13°；当舰载机从航空母舰右后方与航空母舰前进方向夹6°～13°角斜行时，这个斜角甲板降落跑道中心线所在的垂直平面已随航空母舰前进而右移，诚如美国飞行员总是抱怨斜角甲板在“躲避”降落的飞机。在这个斜角甲板跑道中心线所在的垂直平面内飞行、下滑着舰，并非易事。因此美国在未来航空母舰设计方案中出现了平行航空母舰轴线，把降落甲板设计在航空母舰左舷的设计，只是由于甲板宽度受到限制和舷侧甲板处风浪“升降”幅度较大而一直没有得到采用。

3、舰载机降落时，直接下滑“摔撞”式着舰，亦与在航空母舰斜角甲板跑道降落有关。陆基飞机降落着陆分为五个阶段：下滑，拉平，平飞减速，飘落着地和滑行至停。这样着陆过程比较平缓，飞行员决策判断比较方便和可以减小对飞机抗冲击性能的要求等。英国航空专家也曾认为，舰载机“在先进的飞行控制系统的控制下，采用精确的拉平方式着舰，而不是惯常“摔撞”式着舰...”。舰载机直接下滑“摔撞”式着舰，这样设计主要考虑航空母舰是一个运动的降落平台，降落跑道走向又与航空母舰运动方向不同(具有一定夹角)，如果舰载机降落下滑轨迹也包括拉平、平飞减速、“飘落着地”等阶段，舰载机跟踪的理想轨迹将是很复杂的曲线，同时也要求控制系统有更高的操控能力，这很难实现。

4、航空母舰后段甲板利用率不高。航空母舰斜角甲板位于舰后部，用于降落。阻拦索设置在航空母舰斜角甲板上，共4根(或3根)，第一道距舰尾55-60米，然后每14米(或6米)设置一根。为了防止舰载机着舰时高度低而撞上舰艉，舰载机预计着舰点通常在钩挂第二(甚至第三)道阻拦索，即舰载机的机轮触及甲板的位置大都在离舰艉70多米处，加上阻拦制动所需的制动距离100米左右，这样降落甲板的长度必须超过190米，再加上阻拦制动结束后飞机离开降落区的回旋半径，总长度就超过了200多米，其中有70多米基本空置未用。如果舰载机机轮从舰艉就能触及甲板，才可提高甲板长度的可用性。

5、航空母舰前段甲板利用率不高。航空母舰长300米左右，如上所述，用于降落的斜角甲板从后向前就占了200多米(“尼米兹”级的降落区长度甚至增加到256米左右)，航空母舰前段用于起飞的甲板所余不多。通常起飞跑道长也就只能长100米左右。起飞滑跑类似于一种匀加速运动，起飞跑道长一些，对提高离舰速度有显著意义。如果能把航空母舰舰艉、后段甲板更有效地利用，使舰载机降落着舰后在距舰艉100米以内制动至停，空出多一些舰前甲板，则可适当增长舰载机起飞滑跑距离，并有利于其他甲板作业。

6、在航空母舰发展史上，如上述在吨位增大到10万吨级所谓大型航空母舰，似乎到了排水量的拐点，军事家门又在反思超小型航空母舰，即所谓“袖珍航空母舰”的可能性。能“发射”战机(与发射导弹比军事意义不同)，舰体又小、隐身性好、机动灵活、舰速快、造价低，这显然是一种很诱人、或者说很有前瞻性的设想。问题也是飞行甲板不够长。如果要增长甲板长度，按现行技术就要增加排水量，如何“袖珍”是一个问题。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是：提供一种航空母舰舰载机起降系统及其起降方法。

为更好地理解本发明要解决的技术问题，分别从起飞、降落和综合三方面予以描述：

A、起飞方面

本发明描述的三种现有起飞技术，各有所长，各有所短。其中，

所述垂直起飞，施力方向向上，符合起飞升空的直接目的，是对头的，其长处简言之“向上的施力方向”；但其存在的严重问题是起飞时基本借用不上飞机机翼的升力，又无其他外力相助，全靠飞机自身动力克服自身重量，起飞时消耗大量机载燃油，势必导致机型小、荷弹少、航程短、战斗力弱，其短处简言之“起飞消耗大量机载燃油”。

所述滑跃起飞，飞机离舰时向前上方斜抛航迹跃入空中，增加了飞机滞空继续加速的时间，其长处简言之“向前上方跃入空中”；但起飞亦无外力相助，全靠飞机自身动力冲上五、六十米长的航空母舰前段上坡甲板跑道，离舰速度受到一定的负面影响，而且滑跃起飞适用的斜坡甲板上翘角5～15°，并非物理学中可从斜抛运动获得较长滞空时间的抛射角，总之获得的滞空继续加速的时间较短，战机只能半荷载起飞，预警机等不能起飞，其短处简言之“无外力相助滞空时间较短”。

所述弹射起飞，起飞受到航空母舰舰上施与的外力相助，可以起飞各种舰载机，优势明显，其长处简言之“施与外力相助”；但由于外力施加在飞机静止于起飞线时，然后作用于整个约百米的冲程，施力于水平方向，间接地通过水平加速来提高机翼产生垂直向上的升力，所需外力非常大(大到几百吨)，外力作用路程长(百米冲程)，做功多，能耗高，装置庞大、占用航空母舰很多吨位和空间、战时易损伤，其短处简言之“所需外力大、做功多、装置庞大”。

因此，在起飞方面本发明要解决的技术问题是，构成一种航空母舰舰载机起降系统的新起飞技术，使用这种新起飞技术能够发扬上述三种现有起飞技术各自之所长。分别是：(1)“向上的施力方向”，(2)“向前上方跃入空中”，(3)“施与外力相助”；同时又能避免上述三种现有起飞技术各自之所短，分别是：(1)“起飞消耗大量机载燃油”，(2)“无外力相助且滞空继续加速时间较短”，和(3)“所需外力过大、做功多、装置庞大”。此外，发展、改进滑车起飞技术，作为新起飞技术的辅助部分。

B、降落方面

本发明要解决的技术问题在于，在降落方面提供一种航空母舰舰载机起降系统的新降落技术，从而使航空母舰可供舰载机降落的区段有所延长，但对航空母舰排水量、正常行驶和停泊并无影响；明显降低舰载机降落着舰速度；有利于舰载机“命中”预定着舰点；避免舰载机直接下滑着舰中下滑角掌控复杂性及其相关问题；有利于、易于舰载机降落着舰过程中对降落跑道中心线对中；对可向航空母舰舰体外伸出的舰载机跑道技术方案扬其所长，避其所短，改进、优化；从运动学角度的改进、简化、优化航空母舰舰载机降落技术，以利于全天候电子助降系统参数测量、采集、处理的易化和精确；加强舰载机着舰后在航空母舰飞行甲板后段滑跑时的刹车作用，使之在尽短距离内停下来。

C、综合方面

本发明目的在于，从整体上综合优化航空母舰起降系统中起飞装置和降落装置的协调配合，以图：(1)加长航空母舰舰载机跑道实用长度，但不以放大航空母舰排水量、增加吨位和造价、行驶和停泊不便为代价。(2)使降落跑道中心线与航空母舰前进方向平行，以利于舰载机降落着舰过程中对降落跑道中心线的对中操作。(3)改善航空母舰舰艉、舰后段降落区的可用性，并利于变下滑”摔撞”式着舰为拉平方式着舰。(4)简化或免除庞大弹射机构或滑翘甲板，改善航空母舰舰中飞行甲板作业。(5)改善、适当扩大舰前起飞区。(6)使“袖珍航空母舰”成为可能。

(二)技术方案

为解决上述问题，一方面，本发明提供了一种航空母舰舰载机起降系统，它包括设置在航空母舰上的舰载机起飞装置和降落装置；所述舰载机起飞装置位于航空母舰飞行甲板前段，为与配备轨道导向器的轨道槽相延续的舰艏弹升甲板；所述舰载机降落装置位于航空母舰飞行甲板后端，为与跑步机跑步带式跑道相延续的舰艉后桥；所述舰艏弹升甲板为设置在航空母舰舰艏上的能够向上弹升舰载机的跑道甲板；所述舰艏弹升甲板略长于舰载机前、后轮之间的距离，略宽于舰载机左、右轮之间的宽度；所述舰艏弹升甲板向上弹力来自电磁弹射力，或蒸汽弹射力，或其他液压动力、气压动力、机械力；所述舰艏弹升甲板后端与所述轨道槽前端相延续；所述轨道槽位于从航空母舰舰载机起飞线到所述舰艏弹升甲板后端的舰载机起飞跑道甲板下面；所述轨道导向器适配于所述轨道槽中，有简便导向器和助推导向器两种形式；所述舰艉后桥由航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出，远端搭在一艘辅助舰船之上构成；所述辅助舰船吃水线以上高度略低于航空母舰吃水线以上高度，使所述舰艉后桥桥面为一前高后低平缓坡道；航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出后在舰体上留下的空缺，由其下方的升降式甲板上升填补成为航空母舰后段甲板跑道；所述升降式甲板后段一部分为所述跑步机跑步带式跑道；从上方垂直向下俯视，所述舰艉后桥坡道中心线在所述航空母舰后段甲板跑道中心线和所述跑步机跑步带式跑道中心线的延长线上，即所述舰艉后桥坡道中心线、所述跑步机跑步带式跑道中心线和所述航空母舰后段甲板跑道中心线在同一垂直平面内，所述垂直平面与航空母舰纵轴平行；所述跑步机跑步带式跑道侧视为一封闭环带之上方部分，这一部分随所述升降式甲板上升后，亦与所述航空母舰后段甲板跑道平齐；所述封闭环带内设有滚轮，可驱动封闭环带上段与甲板跑道平齐的部分，即所述跑步机跑步带式跑道，高速向后方运动；所述舰艉后桥坡道使航空母舰舰载机降落跑道向航空母舰舰后适度延长，航空母舰舰上降落区终止线设置在距航空母舰舰艉100米以内，其前方的航空母舰起飞区得以扩大，舰载机起飞跑道的数量和长度能够相应增多和/或延长。

优选地，所述舰艏弹升甲板在舰艏可设置多块(比如4块)，与之相对应的所述轨道槽亦可有多条(比如4条)；每一块所述舰艏弹升甲板对应一条所述轨道槽，或一块所述舰艏弹升甲板对应两条在舰艏会聚靠近的所述轨道槽；所述轨道槽的横截面呈倒“T”型，下宽上窄，所述轨道槽内腔上方的空隙窄使整个甲板表面基本保持平整；所述轨道槽内腔内壁涂有润滑剂；所述简便导向器为一体积小巧的金属框架结构，其横截面略小于所述轨道槽横截面，亦呈倒“T”型；所述简便导向器的上下左右与所述轨道槽内腔内壁相接触的部位设有滑轮或滚珠，使所述简便导向器既限位于所述轨道槽中，又可在其中由轨道槽导向前后自由滑动；所述简便导向器上部露出甲板表面的部分为卡扣机关，舰载机在起飞线等待起飞时，所述卡扣机关与从舰载机的双前轮起落架中部向下方伸出的连接杆活动连接，这种连接使舰载机加速滑跑时沿轨道槽导向径直向前；所述助推导向器包括简便导向器以及连接在所述简便导向器后部的一个也适配于所述轨道槽中的杆状结构，其横截面也略小于所述轨道槽横截面，亦呈倒“T”型，其上下左右与所述轨道槽内壁相接触的部位亦设有滑轮或滚珠，使所述助推导向器既限位于所述轨道槽中，又可在其中由轨道槽导向前后自由滑动；所述杆状结构上部露出甲板表面的部分与结构小巧的助推发动机相联接，所述助推发动机为液氧-煤油液体火箭发动机；所述助推导向器前部上方露出甲板表面的部分亦为卡扣机关，舰载机在起飞线等待起飞时，所述卡扣机关与从舰载机的双前轮起落架中部向前下方伸出的连接杆活动连接，这种连接使舰载机在飞机发动机和所述助推导向器助推发动机共同推动下加速滑跑时沿轨道槽导向径直向前；所述轨道槽前段接近所述弹升甲板处设有所述轨道导向器的制动装置，当所述轨道导向器向前运动触及所述制动装置时，所述卡扣机关与所述连接杆适时分离，所述轨道导向器制动，所述舰载机继续滑跑到达所述舰艏弹升甲板之上；所述舰艏弹升甲板向上弹升舰载机的时间，从舰载机后轮滚上所述弹升甲板后端，到舰载机前轮滚到所述弹升甲板前缘(约几十毫秒到几百毫秒)，时间长短因舰载机不同而异；所述舰艏弹升甲板弹升运动方向为前上方(或上方，因航空母舰和舰载机此时均高速向前，其合向量的方向也为前上方)，且以适当的俯仰角速度弹升，形成一定上翘角，即所述舰艏弹升甲板前端上升的高度略大于后端上升的高度；所述舰艏弹升甲板上弹运动的幅度从几公分到几米，因所弹舰载机不同而异；所述舰艏弹升甲板向上的弹力大于“重升差”，“重升差”即舰载机起飞重量与舰载机加速滑跑到所述舰艏弹升甲板上时已具有的升力之差，具体施力大小因各种舰载机不同而异；使舰载机得以较佳的上翘轨迹角、较高的离舰速度和较高的垂直向上分速度跃入空中，实现起飞。

优选地，在航空母舰舰体内设有驱动航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出和收回的驱动机构；在航空母舰舰体内还设驱动所述升降式甲板适时上升和下降的驱动机构；所述驱动机构驱动航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出后构成所述舰艉后桥，使航空母舰甲板跑道向后有所延长；所述舰艉后桥近端被支撑在接近航空母舰舰艉的舰体上，其高度和平衡可被控制机构适当调节；所述舰艉后桥近端与航空母舰舰体之间有弹簧或液压形式的缓冲减振器；所述舰艉后桥桥面坡道近端与所述跑步机跑步带式跑道后端，进而与所述航空母舰后段甲板跑道相延续；所述舰艉后桥远端搭在所述辅助舰船上的支撑机构之上；所述支撑机构有多个支撑臂从下方支撑舰艉后桥坡道，所述支撑臂臂长的伸收受控制机构操纵，以调节所述舰艉后桥坡道的相对平衡；所述舰艉后桥坡道上设有数道阻拦索；所述阻拦索为电磁制动装置或其他制动过程平稳、不会使阻拦索不均衡引起滑行偏差的制动装置，可精确调节阻拦索两头的制动力大小，及时调整降落飞机滑行方向，使被制动的飞机准确地沿着舰艉后桥坡道中心线滑行；所述舰艉后桥坡道用于作为航空母舰舰载机降落跑道，它从所述辅助舰船上方通达航空母舰舰上所述跑步机跑步带式跑道以及所述航空母舰后段甲板跑道；所述跑步机跑步带式跑道具有一定柔韧性，材质结实、抗拉力佳，表面与胶轮之间摩擦系数较大；所述各种驱动机构的动力可来自航空母舰动力的一部分；在所述辅助舰船和/或航空母舰舰艉适当部位，装置对海浪、舰船纵摇、横摇等状况的测量、传感和反应系统，测得的参数被输入计算机中心，对所述舰艉后桥坡道可能受到的影响与其应当保持相对稳定的位置进行分析、比较，然后传送信息到所述支撑机构的终端设备内，指令其自动升降、修正误差，从而维持舰载机降落时所述舰艉后桥坡道相对稳定；所述舰艉后桥坡道中心线、所述跑步机跑步带式跑道中心线和所述航空母舰后段甲板跑道中心线以对比鲜明的颜色、荧光、灯光标出；在所述航空母舰后段甲板跑道中心线适当位置，设中心线标杆；在所述辅助舰船和/或航空母舰适当部位，装置光学、雷达、电子助降指示系统。

优选地，所述辅助舰船有自主动力，可支撑着所述舰艉后桥随航空母舰行驶，并适时协助所述舰艉后桥伸出或收回；平时所述舰艉后桥收回，航空母舰和所述辅助舰船分开，各自独立行使、停泊；所述辅助舰船作为航空母舰编队的成员之一，还可适当兼负作战、警卫、供给等任务。

优选地，航空母舰飞行甲板降落区位于航空母舰后部，航空母舰上层建筑的左方；航空母舰飞行甲板中段空出的区域，可适当增加飞行甲板停机数量；航空母舰飞行甲板起飞区位于航空母舰前部；舰载机起飞跑道起飞线后方设有加固、增强的导流板，用于屏蔽、防护飞机发动机和助推导向器助推发动机的喷气、尾流。

优选地，应用所述舰艉后桥坡道、所述跑步机跑步带式跑道等，舰上降落区收限在距舰艉100米以内，其前方起飞区保留常规约100米长起飞跑道条件下，可以建造舰长较短、排水量较小的“袖珍航空母舰”，仍然保留航空母舰舰载机海上移动平台的功能。

另一方面，本发明提供了一种航空母舰舰载机起降方法，包括如下步骤：

1)、停泊在航空母舰甲板上的舰载机驶抵起飞线，将舰载机前起落架下方的连接杆与轨道导向器上部卡扣机关活动连接，起飞线后方的导流板支起；

2)、接到起飞预备指令后舰载机发动机点火，如使用助推导向器时其上连接的助推发动机适时点火，接到起飞指令后舰载机启动滑跑；

3)、受到轨道导向器的限位、导向，舰载机沿轨道槽向前加速滑跑；

4)、舰载机继续加速，滑跑完全程接近舰艏弹升甲板时，轨道导向器触及设置于轨道槽前段的制动装置；

5)、轨道导向器上部的卡扣机关与舰载机前起落架下方的连接杆分离；

6)、轨道导向器制动；

7)、舰载机继续加速向前，高速滑跑到弹升甲板上；

8)、如果此时舰载机已达到相当于或高于最小安全离地速度的预期离舰速度，舰载机离舰、升空；

9)、如果此时舰载机尚未达到预期离舰速度，舰艏弹升甲板将高速向前滑跑的舰载机向前上方弹起，且以飞行轨迹角所需的俯仰角速度弹升舰载机；

10)、舰载机以向前上方合向量的方向，以上翘轨迹角的斜抛运动航迹跃入空中，高速离舰升空，并在随后较充分的滞空时间里继续加速到起飞速度，完成起飞；

11)、舰载机预备降落前，由操作人员通过控制系统驱动航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出，其远端搭在辅助舰船上的支撑机构之上，构成舰艉后桥，桥面为一前高后低平缓坡道；航空母舰甲板跑道后段伸出后在舰体上留下的空缺，由其下方的升降式甲板上升填补为航空母舰后段甲板跑道；升降式甲板后段一部分为跑步机跑步带式跑道；俯视看去，舰艉后桥坡道中心线在航空母舰后段甲板跑道中心线和跑步机跑步带式跑道中心线的延长线上，即舰艉后桥坡道中心线、跑步机跑步带式跑道中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线在同一垂直平面内，此垂直平面与航空母舰纵轴平行；航空母舰甲板跑道得以在舰后方适度加长；

12)、辅助舰船和航空母舰上对海浪、舰船纵摇、横摇等状况测量、传感和反应系统，配合计算机中心、后桥坡道支撑机构等协同工作，维持舰艉后桥坡道平衡、相对稳定；

13)、在辅助舰船和航空母舰之上助降系统引导下，舰载机从航空母舰后方安全高度完成对舰艉后桥坡道中心线、跑步机跑步带式跑道中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线的对中，飞行在舰艉后桥坡道中心线、跑步机跑步带式跑道中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线所在的垂直平面内，与航空母舰同向前进；

14)、舰载机下滑，拉平(在机轮的海拔高度相当于舰艉后桥坡道低段上方约2米时收油门至怠速，减少下滑角，在机轮的海拔高度相当于舰艉后桥坡道低段上方约0.5米时退出下滑状态)，平飞减速(可达最低平飞速度)，机翼处于升力最大、阻力也最大的临界角，舰载机在舰艉后桥坡道上”飘落触地”(机速减低到升力不足以平衡机重)时舰载机尾钩钩挂阻拦索，阻拦索为电磁制动装置或其他制动过程平稳、不会引起滑行偏差的制动装置，使被制动的飞机准确地沿着舰艉后桥坡道中心线滑行；

15)、在阻拦索、机轮摩擦力、空气阻力及舰艉后桥坡道坡度等刹车作用下，舰载机在舰艉后桥坡道减速滑跑上舰；

16)、存有余速的舰载机减速滑跑到跑步机跑步带式跑道之上，跑步机跑步带式跑道快速逆向运动，加大了机轮摩擦力的刹车作用；在机轮摩擦力的刹车作用下，舰载机在航空母舰后段甲板跑道制动至停止；

17)、若干舰载机降落后，升降式甲板被操控降回原址，舰艉后桥坡道甲板与辅助舰船分离，并被反向驱动回收，复位舰上。

其中，在上述步骤12)～16)中，辅助舰船连同舰艉后桥一起随航空母舰行驶。

(三)有益效果

A、与现行滑跃起飞技术相比

1、与现行滑跃起飞技术相比，其优越效果主要表现在：

1)以外力相助使舰载机离舰时获得正的轨迹角、俯仰角速度。

2)离舰速度大大提高。

3)离舰轨迹角大小可调，当需要时可以大于滑跃起飞斜坡甲板10～15°固定角度。

4)离舰时垂直向上分速度较大。

2、从经典力学、运动学的角度分析来看，其优越效果表现在：从经典力学、运动学的角度看，斜抛运动的滞空时间取决于其竖直向上分速度设为U和垂直下落的加速度设为I。而竖直向上或垂直下落所用的时间设为T相等，滞空时间为2T。即滞空时间与竖直向上分速度U成正比，与垂直下落的加速度I成反比。其中

$U=\mathrm{IT}\⇒T=U/I---\left(1\right)$

现将滑跃起飞技术与本发明起飞技术滞空时间长短作一对比分析：为便于对比分析，同一种类型的舰载机分别按滑跃起飞技术和本发明技术，依靠自身动力在舰上滑跑路程长度相同，均为S；然后分别从滑翘甲板和舰艏弹升甲板以相同正性轨迹角(均为α，为锐角)离舰；滑跃起飞离舰速度为Vh，从弹升甲板离舰速度为Vb；滑跃起飞离舰时竖直向上分速度为Uh，Uh＝VhSinα；从弹升甲板离舰时竖直向上分速度为Ub，Ub＝Vb Sinα；按滑跃起飞技术在舰上滑跑完上坡路程长S的末速度即为其离舰速度Vh；按本发明技术在舰上滑跑完水平路程长S的速度为Vs，弹升甲板向上弹舰载机产生的速度为Vt，从弹升甲板离舰速度Vb为Vs和Vt的向量和。

因为两者滑跑路程长度相同，按本发明S全程水平滑跑，而滑跃起飞S中包括五、六十米上坡，所以Vs＞Vh......(2)

因为Vb是Vs和Vt的向量和，当弹升甲板弹升方向向前上方、上方，即Vs和Vt的夹角≤90°时，它们的向量和就大于这两个向量中任何一个，所以Vb＞Vs......(3)

由公式(2)和(3)，推导得Vb＞Vs＞Vh    故Vb＞Vh  ......(4)

由公式(4)得到Vb Sinα＞Vh Sinα

又由于Uh＝VhSinα，Ub＝Vb Sinα   得到Ub＞Uh  ...(5)

在通常无其他外力作用的情况下，I＝g，g为自由落体加速度；在上述舰载机(质量M)以一定的轨迹角度(如α)、一定的速度V(因此具有一定的升力E)和一定的发动机推力F离舰时，舰载机还受到E产生的加速度(E/M)垂直向上的分量(E/M)COSα和发动机推力F产生的加速度(F/M)垂直向上的分量(F/M)Sinα这两个垂直向上的加速度

所以I＝g-(E/M)COSα-(F/M)Sinα......(6)

又因为E∝V²(飞机升力与速度的平方成正比)，所以可设E＝kV²   ......(7)

设Eh为舰载机滑跃起飞离舰时受到的升力，Eb为舰载机从弹升甲板离舰时受到的升力，

由公式(7)得到公式(8)和(9)，即Eh＝kVh²   ......(8)

Eb＝kVb²......(9)

由公式(4)得到Eb＞Eh  ......(10)

设Ih为上述舰载机滑跃起飞离舰时相关的I值(垂直下落的加速度)，Ib为上述舰载机从弹升甲板离舰时相关的I值(垂直下落的加速度)

由公式(6)得到Ih＝g-(Eh/M)COSα-(F/M)Sinα    ......(11)

由公式((6)得到Ib＝g-(Eb/M)COSα-(F/M)Sinα  ......(12)

由公式(10)、(11)、(12)得到Ib＜Ih    ......(13)

设2Th为上述舰载机滑跃起飞离舰后滞空时间，2Tb为上述舰机从弹升甲板离舰后滞空时间，

由(1)得到Th＝Uh/Ih    ......(14)

由(1)得到Tb＝Ub/Ib    ......(15)

由公式(5)、(13)、(14)、(15)、得到Tb＞＞Th    并且2Tb＞＞2Th    ......(16)

综上，舰载机从弹升甲板离舰后滞空时间大大长于滑跃起飞离舰后滞空时间。滞空时间的延长等于变相地增长了起飞跑道，可使舰载机增加起飞重量、达到更高起飞速度。

需要指出的是，除了以上基础分析以外，本发明还包括更多特有的技术手段，保证、加强起飞效果，适应各种舰载机起飞。比如：

1)本发明弹升甲板弹升轨迹角可调。滑跃起飞的正性轨迹角，是由巨大的滑跃甲板的上翘角决定，是固定的(设为α)。而舰艏弹升甲板弹送舰载机的角度灵活机动可控，随需要设定。比如设为角β。在一定范围内(α＜β)，β的适度加大，可以进一步增加滞空时间。

2)使用助推导向器，加大舰载机起飞滑跑的推重比和加速度，大幅提高从弹升甲板离舰速度和增加滞空时间。

3)如前述起飞区扩大、起飞跑道加长，也可成为提高舰载机从弹升甲板离舰速度和增加滞空时间的叠加因素之一。

4)现行滑跃起飞技术，因没有轨道导向，一次只能起飞一架舰载机(一口起飞)。本发明有轨道导向，可在起飞区设置多条起飞跑道，实现机群快速起飞。

B、与现行弹射起飞技术对比

1、本发明舰艏弹升甲板技术，与现行弹射起飞对比，主要改变有：

1)外力施加的地点不同。弹升甲板外力施加的地点在航空母舰舰艏起飞跑道的末端；弹射起飞外力施加始于航空母舰中部起飞跑道的起始点。

2)外力施加的方向不同。弹升甲板所施外力向前上方；弹射起飞外力施加于水平方向。

3)外力施加时舰载机所处状况不同。弹升甲板外力施加时舰载机已加速滑跑完整个冲程，达到相当高速(因而已具备相当高的升力，舰载机的起飞重量已被部分抵消)；弹射起飞外力施加时舰载机处于静止状态，

4)外力施加的距离长度不同。弹升甲板所施外力作用距离仅向前上几公分至多几米；传统弹射起飞外力施加于长约百米的整个冲程。

5)外力施加的大小不同。弹升甲板所施外力小，只要大于“重升差”(舰载机起飞重量与滑跑到弹升甲板上时已具有的升力之差)，便有作用；弹射起飞所施外力大，往往大到几百吨。

6)外力作功、能量消耗不同。本发明小；弹射起飞大。

7)结构、体积、吨位不同。本发明起飞装置较简、较小；弹射起飞装置复杂、庞大。

8)辅助外力有无不同。本发明有，如助推导向器；现行弹射起飞技术无其它外力相助。

简言之，舰艏弹升甲板起飞技术比弹射起飞省力、省功、结构较简较小。

2、对助推导向器的功效，以F/A-18E为例作一补充分析佐证：

F/A-18E

(1)基本情况

1)飞机发动机推力(F^j)：156.6千牛

两台F404-GE-402发动机，每台78.3千牛

2)飞机最大起飞重量(M^j)：25401千克

3)陆基起飞滑跑距离(L)：427米

4)加速度(a)：6.1651米/秒平方

a＝F/M(摩擦力等忽略不计)

5)陆基滑跑时间(t^l)：11.7695秒

$L=(1/2)a{t}^{l^2}\⇒t^l=\sqrt{2L/a}=11.7695$ (秒)

6)最小安全离地速度(V^l)：72.5603米/秒

V^l＝a t^l＝72.5603(米/秒)相当于261公里/时

(2)如果飞机仅靠自身发动机推力飞不起来

1)航空母舰舰上水平滑跑距离(S)：110米

2)舰上滑跑时间(t^j)：5.9736秒

$S=(1/2)a{t}^{j^2}\⇒t^l=\sqrt{2S/a}=5.9736$ (秒)

3)舰上滑跑完S时速度(V^s)：36.8283米/秒

V^s＝a t^j＝36.8283(米/秒)相当于132公里/时

远未达到最小安全离地速度(V^l)：72.5603米/秒

4)加上航空母舰舰速(V^j)：15.4333米/秒，相当于55公里/时(30节)

1节(kn)＝1海里/时＝(1852/3600)m/s是速度单位

5)离舰速度(V^k)：52.2615米/秒  相当于188公里/时

V^k＝V^s+V^j＝36.8283+15.4333＝52.2615(米/秒)

6)离舰速度(V^k)与最小安全离地速度(V^l)还差：20.2298米/秒

V^l-V^k＝72.5603-52.2615＝20.2298(米/秒)

飞机飞不起来

(3)飞机与助推导向器协力可实现起飞

1)联合推力(F)：396.6千牛

飞机发动机推力(F^j)：156.6千牛    (两台F404-GE-402，78.3*2千牛)

液氧-煤油液体火箭发动机推力(F^h)：240千牛

F＝F^j+F^h＝156.6+240＝396.6(千牛)

2)飞机与助推导向器联合体质量(M)：26111千克

飞机最大起飞重量(M^j)：25401千克

液氧-煤油液体火箭发动机助推导向器质量(M^h)：710千克

M＝M^j+M^h＝25401+710＝26111(千克)

3)联合体加速度(a)：15.1890米/秒平方

a＝F/M(摩擦力等忽略不计)

4)航空母舰舰上水平滑跑距离(S)：110米

5)舰上滑跑时间(t^j)：3.9048秒

$S=(1/2)a{t}^{j^2}\⇒t^l=\sqrt{2S/a}=3.8058$ (秒)

6)舰上滑跑完S时速度(V^s)：57.8064米/秒

V^s＝a t^j＝57.8064(米/秒)相当于208公里/时

7)加上航空母舰舰速(V^j)：15.4333米/秒，相当于55公里/时(30节)

1节(kn)＝1海里/时＝(1852/3600)m/s是速度单位

8)离舰速度(V^k)：73.2397米/秒  相当于263公里/时

V^k＝V^s+V^j＝57.8064+15.4333＝73.2397(米/秒)

离舰速度(V^k)73.2397米/秒高于最小安全离地速度(V^l)72.5603米/秒，可以直接离舰起飞，以如此结构简单、能耗低的助推导向器，也可起到庞大复杂、高能耗的弹射器相同的作用。本发明舰艏弹升甲板，助推导向器，可以各自单独使用或相辅相成，实现各种舰载机起飞。

C、与垂直起降技术对比

1、与传统垂直起飞技术对比，主要改进有：

1)垂直向上的施力源不同。本发明向上的施力源为外力，弹升甲板施与；传统垂直起飞向上的施力源为舰载机本身的动力。

2)利用舰载机机翼升力不同。本发明利用较好；传统垂直起飞几乎利用不上。

3)起飞消耗机载燃油不同。本发明较少；垂直起飞大量消耗。

2、与垂直降落技术对比

与垂直降落技术对比，基本同上。飞机垂直降落时没有什么水平速度，几乎利用不上机翼升力；需要巨大的垂直向上的力“烘托”着飞机在空中“悬停”缓降，施力源为舰载机本身的动力；需消耗大量机载燃油。本发明的不同也在这几点。其中最重要的是不必消耗大量机载燃油。

3、应用垂直起降技术的飞机的种类有限

有鉴于舰载攻击机，预警机和其他支援飞机是不会采用矢量推进技术的，而不宜垂直起降。本发明适配于各种舰载机起降，也凸显有益效果。

D、与现行斜角甲板降落技术对比

1)增长实用降落跑道长度。舰载机降落安全性与甲板长度有很大关系。而增加航空母舰长度将带来吨位、造价的增加，伴以行动、停泊的不便，不可取。本发明有如“变形金刚”似的可收放舰艉后桥，增加了降落时航空母舰甲板长度和安全性，对航空母舰吨位、造价、行动、停泊都无妨碍。

2)着舰速度显著降低。对比现有技术下滑着舰(下滑速度通常在250公里/时以上)，非但不减速，反而要加力，以备如果着舰失败立即拉起复飞(复飞概率甚至比安全着舰概率还高)；而依照本发明，舰载机在经过平飞减速(减到最低平飞速度，通常最低平飞速度每小时只一百来公里，如F-15：122公里/时，F-16：135公里/时)以后，“飘落触地”时，因为航空母舰有同方向的速度约55公里/时，减去这个数值，实际上相对于舰艉后桥坡面甲板的速度和通常汽车车速相仿。如此在较低的速度中着舰，不仅较易于操控，提高了降落安全性；使阻拦索、尾钩承受的制动过载也大为降低(鉴于阻拦索被钩断后横扫甲板、机毁人亡事故时有发生，美军规定阻拦索每用3、4次，尾钩50次，就要更换)，也提高了它们的利用率。

3)有利于舰载机降落时“命中”预定着舰点。按现有降落技术，舰载机从高空下滑“摔撞”向海上运动平面中的某点(航空母舰斜角甲板上的第二道阻拦索)，瞄准不易，纵向、横向、高度的误差在所难免。而本发明提出的降落技术，着舰前舰载机在高于舰艉后桥坡道低段约0.5～2米的海面平飞尾追航空母舰，舰艉后桥坡道有如悬挂在舰载机正前方的目标“靶”，易于精确“瞄准”。美国海军规定舰载机着舰时，航空母舰纵摇不得超过2^o，横摇不得超过7^o，舰艉下沉不得超过1.5米。在这样振幅并不大(以及更平稳的)海况下，加之航空母舰摇曳和海浪沉浮的频率不快(如“尼米兹”级航空母舰纵摇周期约25秒)，辅助舰船和航空母舰上对海浪、舰船纵摇、横摇等状况测量、传感和反应系统，配合计算机中心、后桥坡道支撑机构等协同工作，维持舰艉后桥坡道平衡、相对稳定，是可行的。美国在未来航空母舰设计方案中出现了平行航空母舰轴线，把降落甲板设计在航空母舰左舷的设计，只是由于甲板宽度受到限制和舷侧甲板处风浪“升降”幅度较大而一直没有得到采用。对于像那样十万吨级的巨大航空母舰左舷的些微“升降”也难以平衡、稳定，但对伸出海上的甲板跑道(有如起重机的长长悬臂)重量轻得多，在现代技术条件下，控制其相对平衡和稳定，应能做到。而且舰载机在所谓舰艉后桥坡道着舰时，还具有一定升力(有相当余速)，可抵消部分机重，而舰载机下沉速度不高，辅助舰船有被动的浮力支撑(比如一艘宽约20米，长五、六十米的船，一架舰载机全重压上，只下沉1厘米许)和主动的支撑臂反应，即便着舰点有轻微弹性反应，尚未反应前，舰载机已驶离着舰点甚远，受不到什么不利波及。

4)避免了现有技术降落过程中下滑角及其有关问题。按现有技术降落，舰载机下滑轨迹往往和正确的下滑线有一定的偏离，呈现忽高忽低的曲线变化，而下滑角(一般情况下3°～3.5°，或3.5°～4°)不仅攸关“命中甲板的概率”，且攸关着舰冲击力和滑行距离。本发明舰载机在平飞减速中”飘落触地”，无需面对下滑角掌控的复杂性。按现行降落技术直接下滑着舰还有一些问题与下滑角有关，其中之一就是舰载机下沉速度过大。通常陆基飞机在距地面0.5～2米高度平飞减速后“飘落触地”那一刻也有一定的下滑角，只是这个下滑角比通常舰载机下滑着舰的下滑角要小得多，陆基标准下沉速度3米/秒，通常不到对应的舰载机按现行降落技术直接下滑着舰时下沉速度的1/2；而按本发明舰载机降落平飞减速后“飘落触地”的下滑角类似于上述陆基飞机着陆时，甚至还要小些，因为其着舰点由于航空母舰行使而向前移动，对比陆基飞机相应的着陆下滑角还要小些，故按本发明降落着舰时下沉速度等于或低于陆基标准下沉速度(约3米/秒)，低于对应的舰载机按现有技术直接下滑着舰下沉速度的1/2。因此可一定程度上减轻舰载机为适应现行技术降落(如高下沉速度)带来的结构(如起落架)增重，而这也是与同类型陆基战机相比，舰载机战术技术性能都有相当大的下降的原因之一。

5)有利于、易于降落着舰过程中的对降落跑道中心线的对中。航空母舰跑道很窄，降落着舰对中不佳，可能撞到舰桥、停机坪的其他飞机、落不到舰上或掉进海里。当前各国重、中型航空母舰用于降落着舰的斜角甲板的中心线与航空母舰前进方向(航空母舰纵轴)并不一致，夹一个6°～13°角。舰载机从舰后同向追赶前进中的航空母舰时，并不在那个与斜角甲板降落跑道中心线所在的垂直平面内；舰载机若从航空母舰侧后方以与航空母舰前进方向夹6°～13°角飞行(下滑)，瞬间航空母舰斜角甲板降落跑道中心线所在的垂直平面已随航空母舰行使，向右前方移，难于对中。而本发明中航空母舰飞行甲板后段中线、舰艉后桥坡道中线都在航空母舰纵轴上，与航空母舰前进方向同向，舰载机从舰后安全高度飞行时就可开始调整到它们的中心线所在的垂直平面内，并在随后同向追赶前进中的航空母舰的足够长的一段时间中(下滑、平飞、平飞减速)继续调整、保持在这个降落跑道中心线所在的垂直平面内(这并不难，因为航空母舰体积、重量很大，直线快速前进时就是有点偏离弧度也很小；舰载机相比之下小巧灵活得多，易于在直线前进中维持在这个垂直平面内)，直到“飘落触地”在舰艉后桥坡道中心线，钩挂阻拦索；由于舰载机本来对中甚佳，加之电磁制动装置等制动过程平稳、不会使阻拦索不均衡引起滑行偏差，可精确调节阻拦索两头的制动力大小，及时调整降落飞机滑行方向，使被制动的飞机准确地沿着舰艉后桥坡道中心线减速滑跑上舰，沿跑步机跑步带跑道中心线、航空母舰飞行甲板后段中线刹车至停。

6)有利于全天候电子助降系统参数测量、采集、处理的易化和精确。以舰艉后桥坡道-跑步机跑步带式跑道代替斜角甲板作为降落跑道，以平飞减速着舰代替下滑“摔撞”式着舰，减低着舰速度，使降落跑道走向与航空母舰前进方向一致，易于降落过程中对降落跑道中线对中等，从而使航空母舰舰载机降落技术从运动学角度得到改进、简化、优化。

7)减少舰上滑跑刹车距离。陆基飞机着陆后机轮摩擦阻力是减速滑跑几百米刹车至停的机制之一。启动机轮摩擦阻力刹车的舰载机在跑步机跑步带式跑道上，后者向舰艉快速倒“抽”的距离，就相当于舰载机机轮摩擦阻力刹车的距离。舰载机离开跑步机跑步带式跑道后，余速无几，在短距内能刹车至停。

E、与现行航空母舰飞行甲板布局对比

1)提高了飞行甲板降落区实际利用率。现有技术用于舰载机降落的斜角甲板上，第一道阻拦索位于距舰艉50～60米处，从此向前每14米一道阻拦索。为了安全，舰载机通常选择钩挂第二或第三道阻拦索，如此从着舰点到舰艉约有70米留空未有效利用；本发明中，舰载机降落过程中机轮触及舰上飞行甲板降落区从舰艉始，无空留未用。

2)增加了可用跑道长度，而且舰艉后桥坡道，平时可收回，不影响航空母舰行使、停泊。

3)航空母舰后段甲板备有跑步机跑步带式跑道。

4)通过舰艉后桥坡道中心线的垂直平面、跑步机跑步带式跑道中心线的垂直平面和航空母舰后段甲板跑道中心线的垂直平面为同一个平面。

5)舰载机降落区终止线可设在距舰艉100米以内(因着舰速度显著降低、舰艉后桥坡道和跑步机跑步带式跑道作用，舰载机可在此区内安全制动)。

6)起飞区甲板作业区宽裕。

7)在起飞跑道前端舰艏部位设置弹升甲板，在起飞跑道甲板下方设置轨道槽并安放轨道导向器(简便导向器或助推导向器)，每付弹升甲板对应一条轨道槽，或一付弹升甲板对应两条在前端相互会聚靠拢的轨道槽；免除了起飞跑道前段五、六十米长的巨大滑翘甲板或起飞跑道甲板下方设置庞大弹射器。

8)航空母舰飞行甲板中段空出的区域，用于改善甲板作业，如适当增加飞行甲板停机数量。

9)通过舰艉后桥向航空母舰舰后延长了降落跑道，航空母舰舰上降落区可限在距舰艉约100米内，加上其前方起飞区约100米起飞跑道，航空母舰舰长可以显著缩短，排水量减小，使“袖珍航空母舰”这种舰体小、隐身性好、机动灵活、舰速快、造价低的舰载机海上理想的移动平台，成为可能。

附图说明

图1是本发明航空母舰舰载机起降系统的俯视示意图；

图2是本发明航空母舰舰载机起降系统的侧视示意图；

图3是本发明轨道槽横截面正视示意图；

图4是本发明轨道槽和其中轨道导向器横截面正视示意图；

图5是本发明中简便轨道导向器侧视示意图；

图6是本发明中助推轨道导向器侧视示意图。

图中：1：航空母舰；2：舰载机；3：轨道槽；4：起飞线；5：舰艏弹升甲板；7：起飞区；8：降落区；10：舰艉后桥；11：舰艉后桥坡道中心线；12：阻拦索；13：跑步机跑步带式跑道；14：航空母舰后段甲板跑道；15：航空母舰后段甲板跑道中心线；16：降落区终止线；18：辅助舰船；19：海面吃水线；20：支撑机构；21：跑步机跑步带式跑道环带滚轮；24：甲板表面；25：轨道槽内腔；26：轨道导向器；27：滑轮；28：卡扣机关；29：杆状结构；30：助推发动机；31：上层建筑；32：导流板。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明进行详细说明如下。

实施例1

如图1-6所示，所述舰艏弹升甲板5设置在航空母舰舰艏，为可向上弹升舰载机2的跑道甲板；所述舰艏弹升甲板5略长于舰载机2的前、后轮之间的距离，略宽于舰载机2左、右轮之间的宽度；所述舰艏弹升甲板5向上弹力来自电磁弹射力、蒸汽弹射力，或其他例如液压动力、气压动力、机械力；所述舰艏弹升甲板5后端与所述轨道槽3前端相延续；所述轨道槽3位于航空母舰1的起飞区7，从舰载机2起飞线4到所述舰艏弹升甲板5后端的舰载机2的起飞跑道甲板下面；所述轨道导向器26适配于所述轨道槽内腔25中，所述轨道导向器26有如图5所示的简便导向器和图6所示的助推导向器。

其中，所述舰艏弹升甲板5在舰艏可设置多块，例如4块，与之相对应的所述轨道槽3亦可有多条，例如4条；每一块所述舰艏弹升甲板5对应一条所述轨道槽3，或一块所述舰艏弹升甲板5对应两条在舰艏会聚靠近的所述轨道槽3；所述轨道槽3的横截面呈倒“T”型，下宽上窄，所述轨道槽内腔25上方的空隙较窄，使航空母舰1甲板表面24基本保持平整；所述轨道槽内腔25涂有润滑剂；所述简便导向器为一体积小巧的金属框架结构，其横截面略小于所述轨道槽3横截面，亦呈倒“T”型；所述简便导向器的上下左右与所述轨道槽内腔25内壁相接触的部位设有滑轮27或滚珠，使所述简便导向器既限位于所述轨道槽3中，又能够在其中由轨道槽3导向而前后自由滑动；所述简便导向器上部露出甲板表面24的部分为卡扣机关28，舰载机2在起飞线4等待起飞时，所述卡扣机关28与从舰载机2双前轮起落架中部向下方伸出的连接杆活动连接，所述活动连接使舰载机2加速滑跑时沿轨道槽3导向径直向前；所述助推导向器包括所述简便导向器以及连接在其后部的一个也适配于所述轨道槽内腔25中的杆状结构29，其横截面也略小于所述轨道槽3横截面，亦呈倒“T”型，其上下左右与所述轨道槽内腔25内壁相接触的部位亦设有滑轮27或滚珠，使所述助推导向器既限位于所述轨道槽3中，又可在其中由轨道槽3导向前后自由滑动；所述杆状结构29上部露出甲板表面24的部分与结构小巧的助推发动机30相联接，所述助推发动机30为液氧-煤油液体火箭发动机；所述助推导向器前部的简便导向器结构部分上方露出甲板表面24的部分亦为卡扣机关28，舰载机2在起飞线4等待起飞时，所述卡扣机关28与从舰载机2的双前轮起落架中部向前下方伸出的连接杆活动连接，所述连接使舰载机2在飞机发动机和所述助推导向器的助推发动机30共同推动下加速滑跑时沿轨道槽3导向径直向前；所述轨道槽3前段接近所述舰艏弹升甲板5处设有所述轨道导向器的制动装置(图中未示)，当所述轨道导向器向前运动触及所述制动装置时，所述卡扣机关28与所述连接杆适时分离，所述轨道导向器制动，所述舰载机2继续滑跑到达所述舰艏弹升甲板5之上。

其中，所述舰艏弹升甲板5向上弹升舰载机2的时间，从舰载机2后轮滚上所述弹升甲板5后端，到舰载机2前轮滚到所述弹升甲板5前缘约几十毫秒到几百毫秒，时间长短因舰载机2不同而异；所述舰艏弹升甲板5弹升运动方向为前上方(或上方，因航空母舰和舰载机此时均高速向前，其合向量方向也为前上方)，且以适当的俯仰角速度弹升，形成一定上翘角，即所述舰艏弹升甲板5前端上升的高度略大于后端上升的高度；所述舰艏弹升甲板5上弹运动的幅度从几公分到几米，因所弹舰载机2不同而异；所述舰艏弹升甲板5向上的弹力大于“重升差”，“重升差”即舰载机2起飞重量与舰载机2加速滑跑到所述舰艏弹升甲板5上时已具有的升力之差，具体施力大小因各种舰载机2不同而异；使舰载机2得以较佳的上翘轨迹角、较高的离舰速度和较高的垂直向上分速度跃入空中，实现起飞。

所述舰艉后桥10由航空母舰1甲板跑道后段向舰后斜下方伸出，远端搭在一艘辅助舰船18之上构成；所述辅助舰船18的吃水线19以上高度低于航空母舰1的吃水线19以上高度，使所述舰艉后桥10桥面为一前高后低平缓坡道；航空母舰1甲板跑道后段向舰后斜下方伸出后在舰体上留下的空缺，由其下方的升降式甲板上升填补成为航空母舰后段甲板跑道14；所述升降式甲板后段一部分为所述跑步机跑步带式跑道13；如图2，所述跑步机跑步带式跑道13侧视为一封闭环带之上方部分，这一部分随所述升降式甲板上升后，亦与航空母舰后段甲板跑道14平齐；如图1，从上方垂直向下俯视，所述舰艉后桥坡道中心线11在所述航空母舰后段甲板跑道中心线15和所述跑步机跑步带式跑道13中心线的延长线上，即所述舰艉后桥坡道中心线11、所述跑步机跑步带式跑道13中心线和所述航空母舰后段甲板跑道中心线15在同一垂直平面内，所述垂直平面与航空母舰纵轴平行；所述封闭环带内设有滚轮21，可驱动封闭环带上段与甲板跑道平齐的部分，即所述跑步机跑步带式跑道13，高速向后方运动。

其中，在航空母舰1舰体内设有驱动航空母舰1甲板跑道后段向舰后斜下方伸出和收回的驱动机构；在航空母舰1舰体内还设有驱动所述升降式甲板适时上升和下降的驱动机构；所述驱动机构驱动航空母舰1甲板跑道后段向舰后斜下方伸出后构成所述舰艉后桥10，使航空母舰1甲板跑道向后有所延长；所述舰艉后桥10近端被支撑在接近航空母舰1舰艉的舰体上，其高度和平衡可被控制机构适当调节；所述舰艉后桥10近端与航空母舰1舰体之间有弹簧或液压形式的缓冲减振器；所述舰艉后桥10桥面坡道近端与所述跑步机跑步带式跑道13后端，进而与所述航空母舰后段甲板跑道14相延续；所述舰艉后桥10远端搭在所述辅助舰船18上的支撑机构20之上；所述支撑机构20有多个支撑臂从下方支撑舰艉后桥10坡道，所述支撑臂臂长的伸收受控制机构操纵，以调节所述舰艉后桥10坡道的相对平衡；所述舰艉后桥10坡道上设有数道阻拦索12；所述阻拦索12为电磁制动装置或其他制动过程平稳、不会使阻拦索12不均衡引起滑行偏差的制动装置，可精确调节阻拦索12两头的制动力大小，及时调整降落飞机滑行方向，使被制动的飞机准确地沿着舰艉后桥坡道中心线11滑行；所述舰艉后桥10坡道用于作为航空母舰1舰载机2降落跑道，它从所述辅助舰船18上方通达航空母舰1舰上所述跑步机跑步带式跑道13和所述航空母舰后段甲板跑道14。

其中，所述跑步机跑步带式跑道13具有一定柔韧性，材质结实、抗拉力佳，表面与胶轮之间摩擦系数较大。

其中，所述各种驱动机构的动力可来自航空母舰1动力的一部分。

其中，在所述辅助舰船18和/或航空母舰1舰艉适当部位，装置对海浪、舰船纵摇、横摇等状况的测量、传感和反应系统，测得的参数被输入计算机中心，对所述舰艉后桥10坡道可能受到的影响与其应当保持相对稳定的位置进行分析、比较，然后传送信息到所述支撑机构20的终端设备内，指令其自动升降、修正误差，从而维持舰载机2降落时所述舰艉后桥10坡道相对稳定；所述舰艉后桥坡道中心线11、所述跑步机跑步带式跑道13中心线和所述航空母舰后段甲板跑道中心线15以对比鲜明的颜色、荧光、灯光标出；在所述航空母舰后段甲板跑道中心线15适当位置，设中心线标杆；在所述辅助舰船18和/或航空母舰1适当部位，装置光学、雷达、电子助降指示系统。

其中，所述辅助舰船18有自主动力，可支撑着所述舰艉后桥10随航空母舰1行驶，协助所述舰艉后桥10伸收；所述辅助舰船18作为航空母舰1编队的成员之一，还可适当兼负作战、警卫、供给等任务。

其中，航空母舰1飞行甲板起飞区7位于航空母舰1前部；舰载机2起飞跑道起飞线4后方设有加固、增强的导流板32，用于屏蔽、防护飞机发动机和助推导向器助推发动机30的喷气、尾流；航空母舰1飞行甲板降落区8位于航空母舰1后部，航空母舰1上层建筑31的左方；由于上述航空母舰1降落跑道通过所述舰艉后桥10向舰后有效延长而舰载机2着舰速度有效降低，以及应用所述跑步机跑步带式跑道13等，所述降落区终止线16设置在距航空母舰1舰艉约100米以内；在其前方起飞区7保留常规约100米长起飞跑道条件下，可以建造舰长较短、排水量较小的“袖珍航空母舰”，仍然能够保留航空母舰1舰载机2海上移动平台的功能。

实施例2

本发明所述航空母舰舰载机起降系统的起降使用方法，包括如下步骤：

步骤1：停泊在航空母舰1甲板上的舰载机2驶抵起飞线4，将舰载机2前起落架下方的连接杆与轨道导向器上部卡扣机关28活动连接，起飞线4后方的导流板32支起；

步骤2：接到起飞预备指令后舰载机2发动机点火，如使用助推导向器时其上连接的助推发动机30适时点火，接到起飞指令后舰载机2启动滑跑；

步骤3：受到轨道导向器的限位、导向，舰载机2沿轨道槽3向前加速滑跑；

步骤4：舰载机2在飞机发动机和助推导向器助推发动机30推动下继续加速滑跑，滑跑完全程接近舰艏弹升甲板5时，轨道导向器触及设置于轨道槽3前段的制动装置；

步骤5：轨道导向器上部的卡扣机关28与舰载机2的前起落架下方的连接杆分离；

步骤6：轨道导向器制动；

步骤7：舰载机2继续加速向前，高速滑跑到舰艏弹升甲板5上；

步骤8：当舰载机2已达到相当于或高于最小安全离地速度的预期离舰速度，舰载机2离舰、升空；

步骤9：当舰载机2尚未达到预期离舰速度，弹升甲板5将高速向前滑跑的舰载机2向前上方弹起，且以飞行轨迹角所需的俯仰角速度弹升舰载机2；

步骤10：舰载机2以向前上方合向量的方向，以上翘轨迹角的斜抛运动航迹跃入空中，高速离舰升空，并在随后充分的滞空时间里继续加速到起飞速度，完成起飞；

步骤11：舰载机2预备降落前，由操作人员通过控制系统驱动航空母舰1甲板跑道后段向舰后斜下方伸出，远端搭在辅助舰船18上的支撑机构20之上，构成舰艉后桥10，舰艉后桥10的桥面为一前高后低平缓坡道；航空母舰1甲板跑道后段伸出后在舰体上留下的空缺，由其下方的升降式甲板上升填补成为航空母舰后段甲板跑道14；升降式甲板后段一部分为跑步机跑步带式跑道13；俯视看去，舰艉后桥坡道中心线11在航空母舰后段甲板跑道中心线15和跑步机跑步带式跑道13中心线的延长线上，即舰艉后桥坡道中心线11、跑步机跑步带式跑道13中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线15在同一垂直平面内，所述垂直平面与航空母舰纵轴平行；航空母舰1甲板跑道得以在舰后方适度加长；

步骤12：辅助舰船18和航空母舰1上对海浪、舰船纵摇、横摇等状况测量、传感和反应系统，配合计算机中心、舰艉后桥10坡道支撑机构20协同工作，维持舰艉后桥10坡道平衡、相对稳定；

步骤13：在辅助舰船18和航空母舰1之上助降系统引导下，舰载机2从航空母舰1后方安全高度完成对舰艉后桥坡道中心线11、跑步机跑步带式跑道13中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线15的对中，飞行在舰艉后桥坡道中心线11、跑步机跑步带式跑道13中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线15所在的垂直平面内，与航空母舰1同向前进；

步骤14：舰载机2下滑，拉平(在机轮的海拔高度相当于舰艉后桥10坡道低段上方约2米时收油门至怠速，减少下滑角，在机轮的海拔高度相当于舰艉后桥10坡道低段上方约0.5米的时退出下滑状态)，平飞减速(可达最低平飞速度)，机翼处于升力最大、阻力也最大的临界角，舰载机2在舰艉后桥10坡道上“飘落触地”(机速减低到升力不足以平衡机重)时舰载机2尾钩钩挂阻拦索12，阻拦索12为电磁制动装置或其他制动过程平稳、不会引起滑行偏差的制动装置，使被制动的飞机准确地沿着舰艉后桥坡道中心线11滑行；

步骤15：在阻拦索12、机轮摩擦力、空气阻力及舰艉后桥10坡道坡度刹车作用下，舰载机2在舰艉后桥10坡道减速滑跑上舰；

步骤16：存有余速的舰载机2减速滑跑到跑步机跑步带式跑道13之上，跑步机跑步带式跑道13快速逆向运动，加大了机轮摩擦力的刹车作用；在机轮摩擦力的刹车作用下，舰载机2在航空母舰后段甲板跑道14制动至停止；

步骤17：若干舰载机2降落后，升降式甲板被操控降回原址，舰艉后桥10与辅助舰船18分离，并被反向驱动回收，复位舰上；

其中，步骤12～步骤16所述步骤中，辅助舰船18连同舰艉后桥10一起随航空母舰1行驶。

如附图1-6所示，为与实施例1中的航空母舰1起降系统中起飞装置和降落装置的协调配合，本发明还可以对航空母舰1的飞行甲板布局进行优化：

飞行甲板的降落区8收限在距舰艉100米以内，适度扩大飞行甲板的起飞区7或在保持原有起飞区7长度条件下适度缩短航空母舰1舰长。

其中，向航空母舰1舰艉后方延伸舰载机2降落跑道，即舰艉后桥10坡道，其上设置阻拦索12；在航空母舰后段甲板跑道14的适当部位设置机轮摩擦阻力刹车强化区，即跑步机跑步带式跑道13；使舰载机2降落区8终止线16设在距舰艉100米以内。

其中，平时舰艉后桥10收回，不影响航空母舰1行使、停泊。

其中，航空母舰1飞行甲板中段加前段，作为增长、扩大了的起飞区7，可以适当增长起飞跑道长度(在200米以内)，也可适当增多起飞跑道的数量；或不增长、扩大起飞区7，在保持原有起飞区7长度条件下适度缩短航空母舰1舰长，设计建造“袖珍航母”。

其中，在起飞跑道前端舰艏部位设置舰艏弹升甲板5，在起飞跑道甲板下方设置轨道槽3并安放轨道导向器26(简便导向器或助推导向器)，每付舰艏弹升甲板5对应一条轨道槽3，或一付舰艏弹升甲板5对应两条以上在前端相互会聚靠拢的轨道槽3。

其中，航空母舰1飞行甲板中段空出的区域，可适当增加飞行甲板停机数量。

以上实施方式仅用于说明本发明，而并非对本发明的限制，有关技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化和变型，因此所有等同的技术方案也属于本发明的范畴，本发明的专利保护范围应由权利要求限定。

Claims (4)

1.一种航空母舰舰载机起降系统，其特征在于，它包括设置在航空母舰上的舰载机起飞装置和降落装置；所述舰载机起飞装置为位于航空母舰飞行甲板前段并与配备轨道导向器的轨道槽相延续的舰艏弹升甲板；所述舰载机降落装置为位于航空母舰飞行甲板后端并与跑步机跑步带式跑道相延续的舰艉后桥；所述舰艏弹升甲板为设置在航空母舰舰艏的能够向上弹升舰载机的跑道甲板；所述舰艏弹升甲板长于舰载机前轮与后轮之间的距离，宽于舰载机左轮与右轮之间的宽度；所述舰艏弹升甲板后端与所述轨道槽前端相延续；所述轨道槽位于从航空母舰舰载机起飞线到所述舰艏弹升甲板后端的舰载机起飞跑道甲板下面；所述轨道导向器适配于所述轨道槽中；所述舰艉后桥由航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出，远端搭在一艘辅助舰船之上构成；所述辅助舰船吃水线以上高度略低于航空母舰吃水线以上高度，所述舰艉后桥桥面为一前高后低平缓的坡道；所述舰艉后桥坡道中心线与所述航空母舰后段甲板跑道中心线位于同一垂直平面内，所述垂直平面与航空母舰纵轴平行；所述跑步机跑步带式跑道位于升降式甲板的后段，所述升降式甲板用以填补航空母舰甲板跑道后段伸出舰外后舰上所留空位，所述跑步机跑步带式跑道为一封闭环带的上段，所述封闭环带内设有能够驱动封闭环带上段与甲板跑道平齐部分的滚轮；航空母舰降落区终止线设置在距航空母舰舰艉100米以内。

2.如权利要求1所述航空母舰舰载机起降系统，其特征在于，所述舰艏弹升甲板在舰艏设置多块，与所述舰艏弹升甲板相对应的所述轨道槽亦设有多条；所述轨道槽的横截面呈倒“T”型、下宽上窄；所述轨道槽内腔内壁涂有润滑剂；所述轨道导向器横截面小于所述轨道槽横截面，亦呈倒“T”型，其上下左右与所述轨道槽内腔内壁相接触的部位设有滑轮或滚珠；所述轨道导向器包括简便导向器和助推导向器；所述简便导向器上部露出甲板表面的部分为卡扣机关，所述卡扣机关在舰载机于起飞线等待起飞时与从舰载机的双前轮起落架中部向下方伸出的连接杆活动连接；所述助推导向器包括简便导向器以及连接在所述简便导向器后部的一个也适配于所述轨道槽中的杆状结构；所述杆状结构上部露出甲板表面的部分与助推发动机相联接；所述轨道槽前段接近所述舰艏弹升甲板处设有所述轨道导向器的制动装置。

3.如权利要求1所述航空母舰舰载机起降系统，其特征在于，在航空母舰舰体内设有驱动航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出和收回的驱动机构；所述舰艉后桥近端被支撑在接近航空母舰舰艉的舰体上，所述舰艉后桥近端与航空母舰舰体之间设有弹簧或液压形式的缓冲减振器；所述舰艉后桥桥面坡道近端与航空母舰舰后甲板跑道配合拼接平齐，与舰上所述跑步机跑步带式跑道后端相延续；在航空母舰舰体内还设有驱动所述升降式甲板适时上升和下降的驱动机构；所述舰艉后桥远端搭在所述辅助舰船上的支撑机构之上；所述支撑机构有多个支撑臂从下方支撑所述舰艉后桥坡道，所述支撑臂臂长的伸收受控制机构操纵；所述舰艉后桥坡道上设有数道阻拦索，所述阻拦索为电磁制动装置；所述各种驱动机构的动力可来自航空母舰动力的一部分；在所述辅助舰船和/或航空母舰舰艉部位设置对海浪、舰船纵摇、横摇状况的测量、传感和反应系统；在所述航空母舰后段甲板跑道中心线位置，设中心线标杆；在所述辅助舰船和/或航空母舰后部设置光学、雷达、电子助降指示系统。

4.一种航空母舰舰载机起降方法，其特征在于包括如下步骤：

1)停泊在航空母舰甲板上的舰载机驶抵起飞线，将舰载机前起落架下方的连接杆与轨道导向器上部卡扣机关活动连接，起飞线后方的导流板支起；

2)接到起飞预备指令后舰载机发动机点火，使用助推导向器时助推发动机适时点火，接到起飞指令后舰载机启动滑跑；

3)受到轨道导向器的限位、导向，舰载机沿轨道槽向前加速滑跑；

4)舰载机继续加速，滑跑完全程接近舰艏弹升甲板时，轨道导向器触及设置于轨道槽前段的制动装置；

5)轨道导向器上部的卡扣机关与舰载机前起落架下方的连接杆分离；

6)轨道导向器制动；

7)舰载机继续加速向前，高速滑跑到舰艏弹升甲板上；

8)当舰载机达到安全离舰速度，舰载机离舰、升空；

9)当舰载机尚未达到离舰速度，舰艏弹升甲板将高速向前滑跑的舰载机向前上方弹起，且以飞行轨迹角所需的俯仰角速度弹升舰载机；

10)舰载机以向前上方合向量的方向，以上翘轨迹角的斜抛运动航迹跃入空中，高速离舰升空，并在随后的滞空时间里继续加速到起飞速度，完成起飞；

11)舰载机预备降落前，由操作人员通过控制系统驱动航空母舰甲板跑道后段向舰后斜下方伸出，远端搭在辅助舰船上的支撑机构之上，构成舰艉后桥，舰艉后桥桥面为一前高后低平缓的坡道；航空母舰甲板跑道后段伸出后在舰体上留下的空缺，由其下方的升降式甲板上升填补成为航空母舰后段甲板跑道；升降式甲板后段一部分为跑步机跑步带式跑道；俯视看去，舰艉后桥坡道中心线在航空母舰后段甲板跑道中心线和跑步机跑步带式跑道中心线的延长线上；航空母舰甲板跑道在舰后方得以加长；

12)辅助舰船和航空母舰上对海浪、舰船纵摇、横摇状况测量、传感和反应系统，配合计算机中心、舰艉后桥坡道支撑机构协同工作，维持舰艉后桥坡道平衡、相对稳定；

13)在辅助舰船和航空母舰之上的助降系统引导下，舰载机从航空母舰后方安全高度完成对舰艉后桥坡道中心线、跑步机跑步带式跑道中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线的对中，即飞行在舰艉后桥坡道中心线、跑步机跑步带式跑道中心线和航空母舰后段甲板跑道中心线所在的同一垂直平面内，与航空母舰同向前进；

14)舰载机下滑，拉平，平飞减速，机翼处于升力最大、阻力也最大的临界角，舰载机在舰艉后桥坡道上飘落触地时舰载机尾钩钩挂阻拦索，舰载机沿着舰艉后桥坡道中心线滑行；

15)在阻拦索、机轮摩擦力、空气阻力及舰艉后桥坡道坡度等刹车作用下，舰载机在舰艉后桥坡道减速滑跑上舰；

16)存有余速的舰载机减速滑跑到跑步机跑步带式跑道之上，跑步机跑步带式跑道快速逆向运动，在机轮摩擦力的刹车作用下，舰载机在航空母舰后段甲板跑道制动至停止；

17)若干舰载机降落后，升降式甲板被操控降回原址，舰艉后桥坡道甲板与辅助舰船分离，并被反向驱动回收、复位舰上；航空母舰和辅助舰船各自独立，分别行使、停泊；

其中在12)-16)所述步骤中，辅助舰船连同舰艉后桥一起随航空母舰行驶。

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