CN103121509A

CN103121509A - 螺旋飞轮弹射器及其应用

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Publication number: CN103121509A
Application number: CN2012105977409A
Authority: CN
Inventors: 黄上立
Original assignee: Individual
Current assignee: Science And Technology Information Research Institute Gangbei District Guigang City
Priority date: 2012-12-23
Filing date: 2012-12-23
Publication date: 2013-05-29
Anticipated expiration: 2032-12-23
Also published as: CN103121509B

Abstract

本发明——螺旋飞轮弹射器及其应用，涉及舰载机弹射器。传统的舰载机弹射器分为储能和弹射两大部分，技术难点在于：弹射瞬间，巨大的能量从储能器向弹射器爆发式地传输，并要求这种传输过程是稳定、可控的。本发明实现了储能与弹射功能的一体化，直接通过缆索将螺旋飞轮储存的巨大能量稳定地传递给弹射起飞的舰载机；由于避免了巨大能量在储能器与弹射器之间的转化与剧烈传输，使弹射效率比蒸汽弹射器提高10倍以上；既可弹射重型舰载机，也可弹射无人机；弹射器总重比蒸汽弹射器降低2/3以上；并大大简化了控制环节和弹射系统的结构。本发明还可用于前线机场战机的短距起飞以及导弹的冷发射。

Description

螺旋飞轮弹射器及其应用

技术领域：

本发明涉及新型飞轮和航母舰载机的新型飞轮弹射器，以及新型弹射器的其他应用。

背景技术：

现有飞轮为圆盘形的结构，圆盘的中心为飞轮中轴，飞轮旋转的动能通过中轴输入或输出。各种发动机上往往采用飞轮平稳机器转速；冲床利用飞轮储存的动能瞬间产生巨大的冲力。

早期战列舰、重巡洋舰上的舰载机大部分采用飞轮储能式弹射器，美国早期的航母也使用了飞轮储能弹射器，这种弹射器当时在技术上已经较为成熟了，后来被功率更大的液压弹射器所取代。二战后，喷气式舰载机对弹射功率更高的要求，催生了蒸汽弹射器，目前这一技术已沿用了50余年，一直被美国所垄断。

在40年代开发蒸汽弹射器的同时，美国曾进行过超大型的飞轮储能弹射器和电动弹射器的开发和实验。理论上飞轮储能弹射器可以达到很高的功率，但因(飞轮与缆索绞盘之间的)高速离合器的技术难题得不到解决而很快被放弃。现在热门的电磁弹射器，所运用的是飞轮储能和直线电机技术，美国目前已在新一代航母上安装、实验。

从本质上来讲，各种弹射器都包括储能和弹射两大部分：

a.飞轮式弹射器的储能部分是飞轮，弹射部分是缆索绞盘；

b.蒸汽弹射器的储能部分是高温、高压储气罐，弹射部分是巨大的超长气缸；c.电磁弹射器的储能部分是飞轮或蓄电池，弹射部分是直线电机。

上述各种弹射技术共同的难点是：弹射瞬间，巨大的能量从储能器向弹射器爆发式地传输，并要求这种传输过程是稳定、可控的。

发明内容：

本发明的螺旋飞轮弹射器由螺旋飞轮、飞轮基座、驱动主机、挂缆装置、牵引缆索、滑车和缓冲器所构成。

上述螺旋飞轮，采用飞轮与螺旋形缆索绞盘一体化的结构，包括两种结构形式：1.一体化螺旋飞轮——飞轮与缆索绞盘完全融为一体，其外形为圆锥体，(圆锥角大于140度，参见附图1)，飞轮的中轴穿过圆锥体的中心；靠近中轴的锥面过渡为锥度较小的颈部；在圆锥面上具有螺旋形的缆索槽，从锥面颈部一直延伸到飞轮的边缘，并平滑过渡为飞轮边缘的环形缆索槽；在螺旋形缆索槽的始端设有挂缆桩；在缆索槽的末端设有缆索尾部夹紧装置；螺旋飞轮通过配平，实现动平衡。2.分体式螺旋飞轮——飞轮与螺旋形缆索绞盘各自独立，两者通过中轴和栓锁机构牢固地连接为一体，在螺旋形缆索槽的始端和末端同样设有挂缆桩和缆索尾部夹紧装置。

螺旋飞轮弹射器的关键，在于实现了储能与弹射功能的一体化：直接通过缆索将螺旋飞轮储存的巨大能量稳定地传递给弹射起飞的舰载机。由于避免了巨大能量在储能器与弹射器之间的转化与剧烈传输，使弹射效率比蒸汽弹射器提高10倍以上，并大大简化了控制环节和弹射系统的结构。

螺旋形缆索槽的总长等于舰载机弹射距离的1.1～1.3倍，等于牵引缆索长度的1.0～1.1倍。

弹射过程简述：飞轮在主机的驱动下达到预定转速后，主机与飞轮之间的离合器分离，飞轮依靠其巨大的惯性旋转；实施弹射时，挂缆机构将牵引缆索的头部挂接到飞轮颈部的挂缆桩上，(事先，牵引缆索的尾部锁定于滑车的“锁缆装置”上，此时滑车处于弹射的起点。)由于飞轮正在持续旋转，缆索随即被缠绕到飞轮颈部的缆索槽中，并沿着螺旋形的缆索槽被一直收卷下去；缆索的尾部接近飞轮时，滑车的锁缆装置将缆索尾部释放，滑车释放缆索后随即紧急刹车；被滑车牵引的舰载机此时已达到起飞速度，并脱离滑车起飞。缆索尾部释放后被收卷到飞轮的缆索槽中，并被飞轮边缘的夹紧装置夹住，这样整条牵引缆索都被缠绕在飞轮的缆索槽中，并随着飞轮旋转。

上述滑车依靠安装于飞轮附近的强力缓冲器来减速和刹车。

在弹射开始时，牵引缆索头部被挂接在旋转的飞轮颈部，颈部的半径较小，随着飞轮的旋转，缆索沿着螺旋形缆索槽被迅速收卷，收卷半径ρ(也就是螺旋线的极径)越来越大，缆索收卷的线速度(V＝ωρ)也随之增大，这样飞轮就通过缆索和滑车牵引着舰载机不断加速，直至缆索卷入飞轮边沿的环形缆索槽，收卷半径不再增大，缆索尾部与滑车分离，滑车刹车，而舰载机在喷气发动机的推力下继续加速，与滑车脱离并从甲板起飞。(参见附图4螺旋飞轮弹射过程示意图)

由此可见，螺旋飞轮弹射器由于其独特的结构，具有储能与弹射的双重功能，彻底消除了现有弹射器的技术瓶颈——要在瞬间将巨大能量从储能器向弹射器传输，并须保持稳定可控。

螺旋飞轮初始转速的确定：在飞轮弹射过程结束的瞬间，舰载机的速度与飞轮边沿的线速度相等，这样就确定了在弹射过程结束时飞轮的转速和飞轮剩余的动能E₁；飞轮的动能E＝0.5Jω²，J为飞轮的转动惯量，ω为飞轮转动的角速度。

由舰载机的起飞重量、弹射过程的末速度，可以算出舰载机弹射过程中所需输入的能量：E₂＝0.5mv²-FS

式中m：舰载机的质量v：舰载机的弹射末速度

F：舰载机自身发动机的推力S：弹射距离

飞轮的初始动能E₀=E₁+E₂+W

E₁：弹射后飞轮的剩余动能

E₂：舰载机弹射过程中所输入的能量

W：弹射过程中的能量损耗W＝W₁+W₂+W₃

W₁：弹射过程中飞机的气动阻力和飞轮的气动阻力所产生的损耗。

W₂：缆索、滑车所增加的动能。

W₃：缆索、滑车和飞机轮子所产生的摩擦损耗。

飞轮的初始动能确定后，即可计算飞轮的初始转速：

将式E₀＝0.5Jω₀ ²(ω₀为飞轮初始角速度)

代入：E₀＝E1+E2+W

可得：0.5Jωω₀ ²＝E1+E2+W

由此可算出飞轮的初始角速度ω₀。

附图说明：

图1.一体化螺旋飞轮的三面图。

图2.挂缆机构示意图。

图3.牵引缆索头示意图。

图4.螺旋飞轮弹射过程示意图：

a.弹射初始阶段

b.弹射中段状态

c.弹射末段状态

d.弹射起飞阶段

图5.弹射器主体结构示意图。

图6.缆索尾部锁紧装置示意图。

图7.牵引缆索尾部控制机构示意图。

图8.分体式螺旋飞轮的剖视图。

图1至图7中的标注含义：

(1)螺旋飞轮 (11)飞轮主轴 (12)螺旋形缆索槽 (121)缆索槽截面 (13)轮周 (14)轮辐 (15)飞轮颈部 (16)挂缆桩 (17)尾部锁紧装置 (171)弧形夹钳 (172)夹钳弹簧 (18)定位标志 (19)光电检测器 (2)牵引缆索 (21)牵引缆索头 (211)挂缆孔 (22)牵引缆索尾部 (3)挂缆引导轮 (31)定滑轮(32)动滑轮 (33)阻尼器 (4)牵引滑车 (41)滑车锁缆装置 (42)滑车导轨(43)缆索尾部引导槽 (44)缆索尾部卷盘 (5)飞轮基座 (51)缆索压轮(52)缓冲器 (6)驱动主机 (61)离合器 (7)舰载机 (8)飞行甲板(9)圆盘飞轮 (91)螺旋形缆索绞盘 (92)栓锁机构

具体实施方式：

以下以一个具体实例阐述发明的实施方式。

本例采用一体化的螺旋飞轮为弹射器主体，飞轮的半径R＝3.5米

飞轮的质量m＝20×10³千克

飞轮的惯量半径r＝2.5米

飞轮的转动惯量J＝mr²＝20×10³×2.5²＝125×10³(千克米²)

设定舰载机的弹射起飞速度V＝306公里/小时(85米/秒)

因此，弹射过程结束时，飞轮边沿的线速度也是85米/秒，则飞轮的角速度ω＝V/R＝85/3.5＝24.3(弧度/秒)

1.弹射后飞轮的剩余动能E₁＝0.5Jω²＝36.9(兆焦)

2.舰载机从飞轮吸收的能量E₂：

设：舰载机全重40吨，发动机平均推力12吨，弹射距离80米。

E₂＝0.5mv²-FS＝135.1(兆焦)

3.弹射过程中的能量损耗W：

①设：弹射过程中，飞机和飞轮的气动阻力损耗为1兆焦(可通过实验

测算修正。)

②设：缆索重1.5吨，滑车重1吨

缆索、滑车所增加的动能W₂＝0.5J₁ω²+0.5mv²＝6兆焦

(缆索增加的动能等于缆索缠绕在飞轮上，随飞轮旋转的动能。J₁为缆索缠绕在飞轮上的转动惯量，m为滑车质量)

③缆索、滑车、飞机轮子的摩擦损耗W₃：不大于1兆焦。

弹射过程总损耗W＝W₁+W₂+W₃＝1+6+1＝8(兆焦)

(飞轮弹射过程中总的能量损耗，可以通过弹射模拟负载进行测试。)

飞轮的初始动能E₀＝E₁+E₂+W＝36.9+135.1+8＝180(兆焦)

求飞轮的初始转速：E₀＝0.5Jω₀ ²

ω₀=(2E₀/J)^1/2＝53.66(弧度/秒)

弹射过程中飞轮输出的能量E_OUT＝E₂+W＝143.1(兆焦)

通过以上实例，简单阐述了螺旋飞轮弹射器的主要参数，根据弹射负载的要求(舰载机质量、弹射起飞速度)如何计算飞轮的初始转速。以下具体描述新型弹射器各部分的结构及工作原理。

一体化螺旋飞轮的结构：

如图1A所示：螺旋飞轮(1)总体上呈圆锥形，在圆锥面上加工出螺旋形的缆索槽(12)，螺旋飞轮(1)的中央为飞轮主轴(11)。

图1B为螺旋飞轮(1)的剖视图，靠近飞轮主轴(11)的圆锥面为锥度较小的飞轮颈部(15)。图中(121)为飞轮缆索槽截面放大的视图。

图1C为螺旋飞轮(1)的背面视图：辐射状的6根辐条为轮辐(14)，用于加强飞轮的整体强度和刚性；周边的一圈为轮周(13)，用于提高飞轮的强度，并加大飞轮的惯量矩。

飞轮的挂缆机构：

弹射过程开始时，必须将缆索头准确地挂接到转动的飞轮颈部。为此，如图2A所示：在飞轮颈部(15)的缆索槽起始端设置挂缆桩(16)，在飞轮颈部上方安装挂缆引导轮(3)。在飞轮主轴(11)的正下方安装了光电检测器(19)。

牵引缆索头(21)预先卡在挂缆引导轮(3)的边缘，光电检测器(19)由定位标志(18)测出挂缆桩(16)通过飞轮正下方的时间，以及飞轮的转速。挂缆时，由电脑控制挂缆引导轮(3)适时启动，使牵引缆索头(21)转到主轴(11)正上方的交汇点A时，准确挂接在飞轮颈部的挂缆桩(16)上，如图2B所示。挂接瞬间，挂缆桩的线速度略大于牵引缆索头的线速度。

牵引缆索头如图3所示：牵引缆索头(21)与缆索(2)端部牢固连接，缆索头上设有挂缆孔(211)。牵引缆索头(21)前半部翘起，以便于挂缆。挂缆时，挂缆桩(16)插入挂缆孔(211)，使牵引缆索头(21)被挂在飞轮颈部，从而牵引缆索被飞轮所卷绕。

牵引缆索(2)的抗拉强度高(达200吨以上)，重量要轻，柔韧度要好，采用凯夫拉纤维制成的缆索可达到上述要求。

图2中，动滑轮(32)和定滑轮(31)是用于将牵引缆索(2)绷紧，并起引导作用的，阻尼器(33)可发挥绷紧缆索和阻尼的作用，减轻挂缆瞬间所产生的冲击力，以上机构组成挂缆缓冲器。图2A所示为挂缆前的准备状态；图2B为挂缆桩(16)挂住牵引缆索头(21)瞬间的状态。

挂缆引导轮(3)如何适时启动才能实现准确挂缆呢？以下详细说明：设牵引缆索头(21)的旋转半径与挂缆桩(16)的旋转半径相等。

弹射前，螺旋飞轮的转速为ω₁(匀速转动)

参见图2：挂缆桩(16)从主轴(11)的正下方旋转到正上方，所用的时间t₁＝π/ω₁

实现准确挂缆的条件有两条：1.牵引缆索头(21)和挂缆桩(16)同时到达交会点A。2.挂缆瞬间，挂缆桩(16)的线速度略大于牵引缆索头(21)的线速度。

设ω₂为挂缆引导轮(3)的瞬时角速度。

当光电检测器检测到定位标志(18)通过飞轮主轴正下方时(参见图2a)挂缆引导轮(3)立即启动，匀加速旋转，角加速度为dω₂/dt。

当缆索头(21)到达交汇点A时，所用的时间也是t₁(即π/ω₁)

则到达交汇点时ω₂＝(dω₂/dt)t₁

令：到达交汇点时ω₂＝0.9ω₁(为满足准确挂缆的第二个条件)

则有(dω₂/dt)t₁＝0.9ω₁

(dω₂/dt)(π/ω₁)＝0.9ω₁

因此dω₂/dt＝0.9ω₁ ²/π

在t₁期间缆索头(21)所转过的角度为φ(参见图2a)

φ＝0.5(dω₂/dt)t₁ ²＝0.5(0.9ω₁ ²/π)(π/ω₁)²＝0.45π

由此可见：在上述条件下，不论飞轮的转速为多少，弹射启动前，挂缆引导轮(3)保持缆索头(21)到交汇点A的角距离为固定值(φ＝0.45π)，挂缆引导轮(3)启动后的角加速度为0.9ω₁ ²/π；这样就满足了实现准确挂缆的两个条件。

改变初始条件(例如改变光电检测器(19)的位置；改变挂缆引导轮(3)的半径等)可以得出不同的角距离φ和角加速度，但实现准确挂缆的原理相同。

一体化螺旋飞轮的解缆：

弹射过程结束后，需将缠绕在飞轮上的缆索迅速解下，以便下一次弹射。为此，可利用刹车装置使飞轮停下后再解缆，但刹车和解缆时间较长，延长了弹射周期。为此，设计了一种解缆装置，可在3-5秒内完成解缆。(具体方法不在本发明方案中。)

螺旋飞轮弹射器的弹射过程：

图4a所示为弹射初期阶段：舰载机(7)挂接在滑车(4)后面，滑车连接着牵引缆索(2)的末端，牵引缆索头部挂上了飞轮颈部的挂缆桩，随着飞轮的持续转动，缆索开始卷入飞轮上的螺旋形缆索槽。飞轮的正上方，紧挨飞轮边缘的是缆索压轮(51)，用于将缆索尾部压入缆索槽中安装的尾部锁紧装置。飞轮的左上方安装了缓冲器(52)，用于滑车的缓冲、停车。

图4b所示为弹射中段状态：牵引缆索(2)已卷入螺旋形缆索槽的中段，牵引缆索末端连接的滑车(4)牵引着舰载机(7)加速前冲。

图4c所示为弹射末段状态：牵引缆索(2)已基本卷入螺旋形缆索槽中，舰载机(7)已加速到起飞速度；滑车(4)接近飞轮(1)上方，即将释放牵引缆索尾部(22)。

图4d所示为弹射起飞阶段：牵引缆索尾部(22)已脱离滑车(4)，被卷入螺旋飞轮的缆索槽中；滑车与舰载机(7)分离，舰载机依靠惯性和自身发动机的推力继续加速起飞；滑车被缓冲器(52)截停。

一体化螺旋飞轮弹射器的主体结构：

如图5所示，飞轮主轴(11)的两端安装于飞轮基座(5)上，挂缆引导轮(3)安装于基座(5)上靠近螺旋飞轮(1)颈部的位置；驱动主机(6)也安装于基座(5)上。

在新一轮弹射准备期，驱动主机(6)与飞轮之间的离合器(61)闭合；闭合前，主机的转速调整到与飞轮转速一致，(离合器闭合瞬间无功率传输。)闭合后，主机带动飞轮不断加速，直至所需的弹射速度。这一加速过程可持续10～30秒，由驱动主机的功率和所需的弹射能量决定。在弹射前，离合器分离。飞轮的弹射过程持续1.5～3秒，随后立即进入解缆过程…如此往复循环弹射。

图5所示为飞轮垂直安装的结构；实际上，也可根据航母结构的需要，采用水平安装的结构。

牵引缆索尾部的控制：

参见图6：在弹射过程即将结束，滑车(4)沿着滑车导轨(42)接近螺旋飞轮(1)时，滑车上的锁缆装置(41)释放，为控制高速运动的缆索尾部(22)，在滑车上装有缆索尾部卷盘(44)，缆索尾部卷绕在卷盘(44)上，当滑车锁缆装置(41)释放后，卷盘(44)减缓了缆索尾部释放时的冲击力，缆索尾部释放后穿过缆索尾部引导槽(43)被卷绕到螺旋飞轮(1)边缘的缆索槽中，安装于飞轮上方的缆索压轮(51)将缆索尾部压紧在缆索槽中，并被飞轮边缘安装的多个尾部锁紧装置(17)锁紧。滑车导轨(42)安装于飞行甲板(8)的下方。

尾部锁紧装置(17)顺着螺旋飞轮(1)边缘的缆索槽安装，其截面如图7所示：锁紧装置(17)由左右对称的弧形夹钳(171)和夹钳弹簧(172)构成，夹钳的唇部向外张开，便于缆索被压入夹子口中，从而被可靠约束；弧形夹钳(171)两侧的夹钳弹簧(172)提供了足够的夹紧力。

尾部锁紧装置(17)还可采用液压或气动锁紧机构。

螺旋形缆索槽的曲线形状的确定：

螺旋飞轮弹射器在弹射过程中，各时刻的加速度由螺旋槽的曲线形状决定：1.如果采用阿基米德螺旋线(极坐标方程为ρ＝φ+R₀式中ρ为极径；φ为极角，φ＝ωt，R₀为t＝0时的极径，在本例中为飞轮中轴的半径)。如果飞轮总是匀速转动，则ω为常数，缆索卷绕速度V＝ωρ＝ω(ωt+R₀)，说明缆索被匀加速收卷；但是，飞轮在弹射过程中将动能传递给了舰载机，转速ω会降低，因此加速度会递减，不能满足匀加速弹射的条件。

2.为保证舰载机在弹射过程中基本上是匀加速的，可采用极径ρ加速扩张的螺旋线(螺旋线的间距从内到外逐渐增大)，其极坐标方程为：

ρ＝at+bt²+R₀式中a、b、R₀都为常数。

由于螺旋线极径的加速扩张，也就是卷绕半径的加速扩张，具有使牵引加速度上升的趋势，适当选择常数a、b就可以抵消飞轮转速下降的影响，使舰载机接近于匀加速弹射。

3.采用有限元法可以更准确地设计螺旋槽的曲线形状：

例如：将全部弹射时间t分为m段，每段时间为Δt(本例中，设t＝2秒，m＝1000，则Δt＝2毫秒)分别求出每段时间末螺旋曲线的极径和极角，即可准确描绘出整条螺旋曲线：

由舰载机的瞬时速度V_t＝At(A为弹射加速度，t为弹射时间)，可得：V₁、V₂、…V_n…(1≤n≤m，n为整数，以下同；V_n为t_n时刻舰载机的瞬时速度)

由舰载机的动能E＝0.5mV_t ²可得：

E₁、E₂、…E_n…(E_n为t_n时刻舰载机的动能)

由：P_n＝P₀-(E_n+弹射损耗)

P_n：t_n刻飞轮的动能P₀：飞轮的初始动能n＝1，2，3，…m

可得：P₁、P₂、…P_n…(1≤n≤m，P_n为t_n时刻飞轮的动能)

由P_n＝0.5Jω_n ²可得：

ω₁、ω₂、…ω_n…(ω_n为t_n时刻飞轮的角速度)

由ρ_n=V_n/ω_n可得：

ρ₁、ρ₂、…ρ_n…(ρ_n为t_n时刻螺旋线的极径)

由θ_n=ω₁Δt+ω₂Δt…ω_nΔt＝(ω₁+ω₂…ω_n)Δt(本例中Δt＝2毫秒)

可得：θ₁、θ₂、…θ_n…(θ_n为t_n时刻螺旋线的极角)

将极座标(ρ₁，θ₁)，(ρ₂，θ₂)…(ρ_n，θ_n)…(ρ_m，θ_m)的各点用平滑曲线连接起来就得到一条完整的螺旋曲线。欲获得更精确的曲线，可选择更多点。上述各点的极座标的求解过程，可编制成计算机程序，很方便的完成。

在弹射的初始阶段，加速度应从小到大逐渐增加，以减少飞行员的不适感和对舰载机的强烈冲击，为此螺旋线的初始段应作适当修正：开始0.2～0.3秒内，极径ρ的增长应较慢，与此相适应，在初始段，螺旋形缆索槽缠绕于锥度较小的飞轮颈部。螺旋槽的末段也作适当修正，使其平滑地过渡到飞轮边缘的环形缆索槽，这样使弹射过程结束时，舰载机受力变化较平缓。

在弹射过程中，对于各个阶段的加速度，蒸汽弹射器需要通过专用软件和复杂的执行机构(包括多个阀门)来控制；电磁弹射器也需要通过专用软件和电力电子器件来控制；而新型弹射器是通过螺旋形缆索槽的曲线形状来事先设定的，弹射过程中不需要任何干预，这样就大大简化了弹射器的控制系统，并显著提高系统运行的可靠性。

当然，对于某一个螺旋飞轮，它的螺旋曲线形状是固定的，只对于所需弹射能量在一定范围内的舰载机具有匀加速弹射特性；对于所需弹射能量大于这一范围的舰载机，飞轮的初始转速较高，弹射过程中，飞轮的转速下降较快，弹射加速度有一个从高到低的变化过程；对于所需弹射能量小于这一范围的舰载机，飞轮的初始转速较低，弹射过程中，飞轮的转速下降较慢，弹射加速度有一个从低到高的变化过程。但这一变化是非常平稳的，只要最大加速度不大于3g(即不大于飞行员和舰载机的最大承受能力)，就可以按预定速度完成弹射起飞。对于所需弹射能量很小的无人机来说，起飞速度较低，飞轮初始转速较低，而弹射距离不变，所以最大加速度很低，可以顺利完成弹射起飞。

分体式螺旋飞轮的结构：

图8为分体式螺旋飞轮的剖视图：圆盘飞轮(9)与螺旋形缆索绞盘(91)各自独立，两者通过飞轮主轴(11)和拴锁机构(92)牢固地连接为一体；在螺旋形缆索绞盘(91)的锥面上设有螺旋形缆索槽，在螺旋形缆索槽的始端和末端同样设有挂缆桩和缆索尾部夹紧装置。在储能和弹射的过程中，飞轮和缆索绞盘结合为一体，与一体化螺旋飞轮的工作模式完全相同；弹射完成后，绞盘可与飞轮脱离，便于解缆。

螺旋飞轮弹射器的特点：

1.弹射器输出能量范围宽：上述实例为5～200兆焦。

2.弹射重量适应范围广：1～50吨。

3.弹射起飞速度可调：60～360公里。

4.弹射系统重量较轻：上述实例为120吨以下。

(蒸汽弹射器总重为500吨以上)

5.弹射效率高：不低于70％。(蒸汽弹射器的效率仅为5％)

6.弹射周期：15～40秒(由舰载机所需弹射能量和主机驱动功率决定)

7.新型弹射器制造工艺相对简单，制造成本为蒸汽弹射器的1/5以下。

螺旋飞轮弹射器的其他应用：

新型弹射器的滑车导轨可水平安装，也可倾斜或垂直安装，因此既可水平弹射，也可倾斜或垂直弹射。而且由于新型弹射器的成本低，弹射能量可大可小，使其可应用于以下领域：

a.无人机的弹射起飞

b.前线机场中，战机的短距起飞：

在机场跑道遭到严重破坏时，舰载机可依靠弹射器在不足100米的跑道上起飞。还可以将机库设于地下或山洞中，战机从洞中弹射起飞，从而大大提高前线机场的抗打击能力。

c.导弹的冷发射：

实现导弹的弹射起飞，可消除导弹发射初期的红外辐射，增加导弹阵地(或军舰)的隐蔽性，并提高导弹的射程。

Claims

1.螺旋飞轮弹射器由螺旋飞轮、飞轮基座、驱动主机、挂缆装置、牵引缆索、滑车、滑车导轨和缓冲器所构成，其特征在于：螺旋飞轮采用了飞轮与螺旋形缆索绞盘一体化的结构，包括以下两种结构形式：1.一体化螺旋飞轮——飞轮与缆索绞盘完全融为一体，其外形为圆锥体，飞轮的中轴穿过圆锥体的中心；靠近中轴的锥面过渡为锥度较小的颈部；在圆锥面上具有螺旋形的缆索槽，从锥面颈部一直延伸到飞轮的边缘，在螺旋形缆索槽的始端设有挂缆桩，末端设有缆索尾部夹紧装置；螺旋飞轮通过配平，实现动平衡；2.分体式螺旋飞轮——飞轮与螺旋形缆索绞盘各自独立，两者通过中轴和栓锁机构牢固地连接为一体，在螺旋形缆索槽的始端和末端同样设有挂缆桩和缆索尾部夹紧装置；螺旋飞轮弹射器可用于舰载机的弹射起飞，前线机场战机的短距离弹射起飞，导弹的冷发射。

2.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：挂缆装置由飞轮颈部上方安装的挂缆引导轮、飞轮主轴的正下方安装的光电检测器，以及挂缆缓冲器所组成；实施弹射时，牵引缆索头(21)预先卡在挂缆引导轮(3)的边缘，光电检测器(19)经由定位标志(18)测出挂缆桩(16)通过飞轮正下方的时间，以及飞轮的转速；挂缆时，由电脑控制挂缆引导轮(3)适时启动，使牵引缆索头(21)准确挂接在飞轮颈部的挂缆桩(16)上。

3.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：挂缆装置在弹射启动前，挂缆引导轮(3)保持缆索头(21)到交汇点A的角距离为固定值(0.45π)，当光电检测器(19)检测到定位标志通过时，挂缆引导轮(3)立即启动，启动后的角加速度为0.9ω12/π，从而实现准确挂缆。

4.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：实施弹射时，飞轮的预定转速ω由下式所决定：

0.5Jω²＝E₁+E₂+W

J为飞轮的惯量矩，ω为飞轮转动的角速度

E₁：弹射后飞轮的剩余动能

E₂：舰载机弹射过程中从飞轮所获取的能量

W：弹射过程中的能量损耗。

5.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：滑车(4)上装有缆索尾部卷盘(44)，牵引缆索尾部(22)卷绕在上面，在弹射过程中，滑车锁缆装置(41)将缆索尾部锁紧，弹射末期锁缆装置(41)将缆索尾部释放，缆索尾部卷盘(44)可减缓缆索尾部释放的冲击力；缆索尾部释放后被卷入飞轮边缘的缆索槽中，并被尾部锁紧装置(17)锁紧。

6.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：飞轮的主轴(11)的两端安装于飞轮基座(5)上，挂缆引导轮(3)安装于基座(5)上靠近飞轮(1)颈部的位置；驱动主机(6)也安装于基座(5)上；在新一轮弹射准备期，驱动主机(6)与飞轮之间的离合器(61)闭合；闭合前，主机的转速调整到与飞轮转速一致；闭合后，主机驱动飞轮不断加速，直至所需的弹射速度；在弹射前，离合器分离。

7.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：螺旋形缆索槽的曲线形状可采用有限元法准确地设计：将全部弹射时间t分为m段，每段时间为Δt，分别求出每段时间末螺旋曲线的极径和极角，即可准确描绘出整条螺旋曲线：

由舰载机的动能E＝0.5mV_t ²可得：

E₁、E₂、…E_n…(E_n为t_n时刻舰载机的动能)

由：t_n刻飞轮的动能

P_n＝飞轮的初始动能-(t_n时刻舰载机吸收的动能+弹射损耗)

可得：P₁、P₂、…P_n…(P_n为t_n时刻飞轮的动能)

由P_n＝0.5Jω_n ²可得：

ω₁、ω₂、…ω_n…(ω_n为t_n时刻飞轮的角速度)

由ρn＝V_n/ω_n可得：

ρ₁、ρ₂、…ρ_n…(ρ_n为t_n时刻螺旋线的极径)

由θ_n＝ω1Δt+ω₂Δt…ω_nΔt＝(ω₁+ω₂…ω_n)Δt

可得：θ₁、θ₂、…θ_n…(θ_n为t_n时刻螺旋线的极角)

将极座标(ρ₁，θ₁)，(ρ₂，θ₂)…(ρ_n，θ_n)…的各点用平滑曲线连接起来就得到一条完整的螺旋曲线；

按上述曲线设计的螺旋形缆索槽可实现匀加速弹射。

8.根据权利要求1所述的螺旋飞轮弹射器，其特征在于：滑车导轨可水平安装，也可倾斜或垂直安装，因此既可水平弹射，也可倾斜或垂直弹射；除弹射舰载机弹射以外，还可应用于以下领域：

a.无人机的弹射起飞；

b.前线机场中，战机的短距起飞：

c.导弹的冷发射：

导弹采用弹射起飞，可消除导弹发射初期的红外辐射，增加导弹阵地(或军舰)的隐蔽性，并提高导弹的射程。