CN104590579A - 航母飞机助推弹射起飞方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航母飞机助推弹射起飞方法，该方法采用如下构件：助推器(12)、凹槽(3)、拦阻索(24)、导焰板(2)。该方法具有以下优点：不消耗电力；结构简单，制造和维护容易，使用方便；可弹射质量较大的飞机(10)；准备弹射飞机(10)的时间短暂，弹射飞机(10)快速；助推器(12)即使损坏，可用备份立即更换，航母战斗力不受影响；不弹射时不消耗能源，弹射效率高；弹射质量小的无人机时无人机不会损坏；前后机轮轮距不同的飞机(10)都能弹射。

Description

航母飞机助推弹射起飞方法

技术领域

本发明涉及一种航母飞机助推弹射起飞方法，尤其是可节省航母大量空间或不需强大电力且能让质量大的飞机能够起飞的航母飞机助推弹射起飞方法。

背景技术

当前航母上飞机起飞的方式有三种，这三种起飞方式不是存在严重缺点，就是须投入大量资金、人力和经过长的时间进行高新技术开发。

其一为滑跃起飞，虽然占用空间小，但飞机装载的燃油和武器受到限制，航程短，战斗力不强，飞机的性能不能充分发挥；滑跃甲板一旦遭到战损，整个航母就半瘫痪了；需要将航母的船头转向逆风飞机才能起飞，容易贻误战机；飞机起飞受海况的影响大。

其二为蒸汽弹射，锅炉、贮气罐体积庞大，管道密集；设备复杂，安装调试要求高；未弹射飞机时锅炉不能熄火，能源消耗巨大，效率低下；航母上宝贵空间被蒸汽弹射装置占据，其它装备被迫减少，不得不另备供应船与之伴随；不能弹射无人机。

其三为现在正在开发电磁弹射，其需要强大电力驱动；需要解决稀土强磁、高温超导和新型电能存储等高新技术，而开发这些高新技术需要大量资金、人力和经过长的时间。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种航母飞机弹射起飞新的方法，该方法具有以下优点：体积小，不消耗电力；结构简单，制造和维护容易，使用方便；可弹射质量较大的飞机；准备弹射飞机的时间短暂，弹射飞机快速；助推器万一损坏，可用备份立即更换，航母的战斗力不受影响；不弹射时不消耗能源，弹射效率高；弹射质量小的无人机时无人机不会损坏；前后机轮轮距不同的飞机都能弹射。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案为：

航母飞机助推弹射起飞方法采用如下构件：助推器、凹槽、拦阻索、导焰板。

助推器由底板、发动机、油箱、前轮架、后轮架、轨道轮和尾钩组成，底板的顶面和底面为相同矩形，要弹射的飞机位于其顶面上，薄长方体形感应器沿纵向嵌入该底板顶面的横向中央，其接近该底板的前端，其面积较大的顶面与该底板的顶面齐平，长方体形挡板横向嵌入该底板的顶面上，其与该底板通过公知公用固定配合装置活动连接，其位于该感应器的正后方，其面积较大的顶面与该底板的顶面齐平，等待弹射的飞机位于该底板上正中时其前轮刚好压在该感应器上，该挡板绕该固定配合装置向前转出90°并用挡板撑杆支撑后，该挡板与该飞机的后轮接触，从而该助推器可推着该飞机一同向前加速运动，油箱固紧连接在该底板的前底面上，发动机为公知公用大推力涡扇喷气发动机，多个这种发动机固紧连接在该底板的后底面上，其进气口朝向前方，其喷口朝向后方但不超出该底板的后端面，该油箱内贮存的航空燃油供多个这种发动机共用，两个前轮架的上端分别固紧连接在靠近该底板两侧之一又接近其前端的该底板的底面上，两个后轮架的上端分别固紧连接在靠近该底板两侧之一又接近其后端的该底板的底面上，轨道轮为公知公用阶梯状轮，由小轮、大轮和轮轴孔同轴构成，该助推器上的前轮轴分别穿过左右两侧两个该前轮架之一下端的轴孔和两个该轨道轮之一的轮轴孔，两个该轨道轮分别靠近这两个前轮架之一，该前轮轴以固定配合方式安装在该前轮架的轴孔上或与该前轮架的轴孔固紧连接，该轨道轮以固定配合方式安装在该前轮轴上或与该前轮轴固紧连接，后轮轴分别穿过左右两侧两个该后轮架之一下端的轴孔和两个该轨道轮之一的轮轴孔，两个该轨道轮分别靠近这两个后轮架之一，该后轮轴以固定配合方式安装在该后轮架的轴孔上或与该后轮架的轴孔固紧连接，该轨道轮以固定配合方式安装在该后轮轴上或与该后轮轴固紧连接，公知公用尾钩的上端通过固定配合装置活动连接在该底板底面的横向中央，其下端通过固定配合装置活动连接有滑轮。

凹槽为航母甲板上凹下的且位于矩形槽底板上方的长方体形空腔，其前端与航母的前端之间有足够航母甲板供航母上飞机转移，该槽底板的上表面与该航母甲板的上表面平行，在该槽底板上有两条直形轨道槽，这两条轨道槽与该凹槽的中轴线平行，分居于通过该中轴线的竖直平面的两侧且与该竖直平面等距，其前端朝向航母上飞机起飞方向，其后端固紧连接有阻轮板，该槽底板上的尾钩槽位于这两条轨道槽的正中央，其与该轨道槽平行，其前端与该轨道槽的前端齐平或位于该轨道槽前端的后方，其后端位于该轨道槽后端的后方，助推器位于该凹槽中，该助推器的底板的顶面与该航母甲板的顶面齐平，该底板的两个侧面分别与相应位置的该凹槽的两个侧壁之一彼此对置且活动接触，从而该助推器未弹射飞机时该航母甲板上的飞机可通过该底板从该凹槽的一侧转移至另一侧，该助推器两侧的轨道轮分别安装在这两条轨道槽之一上，该轨道轮的小轮的圆周表面可沿相应位置的位于这两条轨道槽之一同侧的该航母甲板的顶面滚动，该轨道轮的大轮位于该槽底板顶面下方的部分深入该轨道槽的槽中，该大轮外露的环形侧向面中进入该轨道槽中的部分与对置的该轨道槽的侧向面活动接触，该助推器位于该轨道槽的后端时其后的轨道轮受该阻轮板的阻挡使其不能向后移动，该助推器上尾钩下端的滑轮位于该尾钩槽中，该尾钩有足够大的质量以使其在该助推器弹射飞机时其上滑轮始终沿该尾钩槽的槽底面滚动，该尾钩的钩子朝向前方且其弧形钩体的一半露出另一半隐藏在该尾钩槽中。

公知公用拦阻索的两端分别穿过凹槽上槽底板的两个拦阻索孔之一伸向航母甲板的下面，这两个拦阻索孔位于助推器上飞机弹射起飞处的前面，又位于该槽底板上的两条轨道槽之间且分别与这两条轨道槽之一接近，其从上至下逐渐向后倾斜，这两个拦阻索孔之间的拦阻索垂直跨越该槽底板上的尾钩槽，且沿横向露出在该槽底板的顶面上，当该助推器通过该拦阻索孔时，其上尾钩的钩子能可靠钩住该拦阻索，该拦阻索可使其减速直到停止运动，当其停止运动时其上在前的轨道轮仍在该轨道槽中且离该轨道槽的前端还有一段安全距离。

公知公用导焰板为矩形板，其位于航母甲板上的矩形凹坑中，其与航母甲板下部向前的延伸部分的前端通过公知公用固定配合装置活动连接，该延伸部分的前端与凹槽上的槽底板的后端之间通过倾斜板固紧连接，该导焰板未绕该固定配合装置转出时其顶面与该航母甲板的顶面齐平且其四周与相应位置的该凹坑的侧壁活动接触，其前端刚好与位于该凹槽上轨道槽后端的助推器的底板的后端接触且其顶面与该底板的顶面齐平，飞机既可通过其在该航母甲板上转移，又可通过其进到该底板上，该导焰板绕该固定配合装置转出时其前底面和前端面刚好与该倾斜板的对应面接触，其在公知公用撑杆的支撑下可保持相对位置固定，当该助推器上的发动机和该飞机上的发动机开始工作时其能将喷出的尾气引向航母的后上方，该导焰板的质量须满足以下要求，当该飞机通过其进到该底板上的过程中，其重力相对该固定配合装置的力矩阻止其后端上翘。

等待弹射起飞的飞机位于助推器的底板上正中且其前轮压在该助推器的感应器上，该飞机的驾驶员又对该助推器的发动机进行遥控启动时该发动机才能启动，该发动机启动后其工作状态受该驾驶员遥控控制，该发动机启动后当该前轮离开该感应器时该发动机立即停止工作。

助推器上发动机的数量须满足以下两个要求：

其一，助推器上发动机和位于助推器上准备弹射的飞机的发动机都加力工作的情况下，该助推器上的发动机和该飞机的发动机的总推力使该助推器和该飞机组成的系统产生的加速度a₁大于该飞机的发动机的推力使该飞机产生的加速度a₂。满足了这个条件，在弹射过程中该飞机的前轮未离开助推器上的感应器时，该飞机不会相对该助推器运动。

其二，设助推器助推弹射的飞机通过距离s达起飞速度v，根据公式v²＝2a₁s，计算得出s的大小应该等于或小于航母甲板长度的三分之一。满足了这个条件，才能保障该飞机起飞后，该助推器因惯性向前继续运动过程中不会撞击凹槽中轨道槽的前端，而且该凹槽后端的后方还有航母甲板可安装导焰板和供飞机转移。

由于助推器上的后轮架靠近该助推器的底板的后端面，该助推器的重力对该后轮架上的轨道轮与轨道槽的接触点的力矩很大，因而当飞机从导焰板转移到该底板的过程中，该助推器在其重力力矩的作用下可阻止其前端上翘。

航母甲板上飞机的弹射程序是这样的：助推器上后轮架的轨道轮与凹槽中的轨道槽后端的阻轮板接触后，在该助推器上前轮架或后轮架的轨道轮与该轨道槽之间塞入楔子，将该助推器的相对位置锁定；该飞机通过处于水平状态的导焰板，自行至该助推器的底板顶面的中央，且使其前轮压在该底板的感应器上，转出该底板上的挡板且用挡板撑杆将其支撑，使该飞机的后轮与该挡板接触；将导焰板转出并用导焰板撑杆使之相对固定；移开该楔子；该飞机上的驾驶员先遥控启动该助推器上的发动机，后启动该飞机上的发动机，先加大该发动机的推力，后加大该飞机上的发动机的推力，该助推器带着该飞机沿该轨道槽加速滑行，当该飞机已达起飞速度时其机头上抬，该前轮离开该感应器，该发动机立即停止工作，但该飞机自身的发动机仍在工作，从而该飞机离开该助推器起飞；该助推器因惯性继续滑行一段距离后，其上尾钩的钩子钩住拦阻索，该拦阻索使该助推器很快停止运动；该助推器停下后将其推回原处，此过程中其通过该凹槽中的拦阻索孔时，其上尾钩与该拦阻索自动脱离；降下该助推器上的挡板和该导焰板，为下次弹射作好准备。

飞机有重型和轻型之分，如果按照弹射重型飞机确定助推器上发动机的数量和推力，那么弹射轻型飞机或质量不超过该重型飞机的无人机也是可行的，而且不需要做任何结构的改变，至多是让部分该发动机不工作。

助推器上前轮轴或后轮轴上的两个轨道轮的相对位置有两个优选方案。

助推器上前轮轴或后轮轴上的两个轨道轮的相对位置的第一个优选方案是这样的，助推器上前轮轴上的两个轨道轮分别位于该助推器上两个前轮架之一的外侧，助推器上后轮轴上的两个轨道轮分别位于该助推器上两个后轮架之一的外侧。

助推器上前轮轴或后轮轴上的两个轨道轮的相对位置的第二个优选方案是这样的，助推器上前轮轴上的两个轨道轮分别位于该助推器上两个前轮架之一的内侧，助推器上后轮轴上的两个轨道轮分别位于该助推器上两个后轮架之一的内侧。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，在助推器上发动机的总推力已定的情况下，减小助推器的质量可弹射更重型的飞机，由于该助推器在航母甲板上，其上油箱内的航空燃油容易添加，该油箱内贮存的航空燃油的数量无需太多，该助推器的质量便相应减小了，该助推器上的底板如果采用坚固材料制作，其厚度可减薄，相应质量也减小，该发动机的推力增大，其数量可减少，相应该助推器的质量也减小。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，在助推器的质量已定的情况下，选用更大推力发动机，可弹射更重型的飞机。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，充分利用航母甲板的宽度，在该航母甲板上布设多个凹槽和与之配套的助推器，在相同时间内弹射起飞的飞机增加，可提高航母战斗力。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，航母上可准备多个助推器待用，当正在使用的助推器损坏或功能下降时可立即使用备份，使该航母的战斗力不减。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，凹槽上槽底板的前部可为滑跃坡形，该槽底板上的轨道槽的前部也为相应坡形，从而可实现助推弹射与滑跃起飞相结合，使二者相得益彰。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，加大助推器底板上的感应器的纵向长度，或者在该底板上沿纵向安装多个该感应器，前轮与后轮之间距离不同的飞机便都可弹射起飞。

采用这样的方法后，助推器的体积比蒸汽弹射或电磁弹射的设备的体积小得多，有天壤之别。

采用这样的方法后，助推器在弹射飞机的过程中不消耗电力，不弹射飞机时不消耗能源，其效率远高于蒸汽弹射和电磁弹射。

采用这样的方法后，由于有助推器的强大助推作用，弹射的飞机可满油满挂起飞，飞机性能能充分发挥，远胜于滑跃起飞。

采用这样的方法后，准备弹射飞机的时间不长，弹射过程短暂，与蒸汽弹射或电磁弹射不相上下。

采用这样的方法后，助推器万一损坏，可用备份立即更换，航母的战斗力不受影响，这是蒸汽弹射或电磁弹射无法做到的。

采用这样的方法后，助推器只有底板、发动机、油箱、轨道轮、尾钩等少量构件，是蒸汽弹射或电磁弹射构件的九牛一毛。

采用这样的方法后，助推器的构件应用的是现有技术，不需要长期研究和探索。航母建造周期短，投资小，使用和维护成本低廉，远胜于蒸汽弹射或电磁弹射航母。如果能够实施，将很快形成战斗力，而且当前我国的经济势力完全能够轻易承担。

采用这样的方法后，设计弹射重型飞机的同一助推器，也可弹射轻型飞机或无人机，结构无须改变。

采用这样的方法后，同一助推器能弹射前后机轮轮距不同的飞机，使用十分方便。

附图说明

图1是位于航母甲板上的助推器的纵向剖面图，待弹射的飞机位于导焰板上。

图2是位于航母甲板上的助推器开始弹射飞机时的纵向剖面图。

图3是轨道轮的透视图。

图4是尾钩与相连组件的纵向剖面图。

图5是航母甲板的俯视图，待弹射的飞机位于导焰板上。

图6是航母甲板的俯视图，待弹射的飞机位于助推器的底板上。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

如图1、图2、图5、图6所示，航母飞机助推弹射起飞方法采用如下构件：助推器12、凹槽3、拦阻索24、导焰板2。

如图1、图2、图4所示，助推器12由底板16、发动机5、油箱4、前轮架8a、后轮架8b、轨道轮9和尾钩25组成，底板16的顶面和底面为相同矩形，要弹射的飞机10位于其顶面上，如图1、图2、图5、图6所示，薄长方体形感应器15沿纵向嵌入该底板16顶面的横向中央，其接近该底板16的前端，其面积较大的顶面与该底板16的顶面齐平，长方体形挡板13横向嵌入该底板16的顶面上，其与该底板16通过公知公用固定配合装置活动连接，其位于该感应器15的正后方，其面积较大的顶面与该底板16的顶面齐平，等待弹射的飞机10位于该底板16上正中时其前轮11a刚好压在该感应器15上，该挡板13绕该固定配合装置向前转出90°并用挡板撑杆14支撑后，该挡板13与该飞机10的后轮11b接触，从而该助推器12可推着该飞机10一同向前加速运动，如图1、图2所示，油箱4固紧连接在该底板16的前底面上，发动机5为公知公用大推力涡扇喷气发动机，多个这种发动机5固紧连接在该底板16的后底面上，其进气口7朝向前方，其喷口6朝向后方但不超出该底板16的后端面，该油箱4内贮存的航空燃油供多个这种发动机5共用，两个前轮架8a的上端分别固紧连接在靠近该底板16两侧之一又接近其前端的该底板16的底面上，两个后轮架8b的上端分别固紧连接在靠近该底板16两侧之一又接近其后端的该底板16的底面上，如图3所示，轨道轮9为公知公用阶梯状轮，由小轮9a、大轮9b和轮轴孔9c同轴构成，如图1、图2、图3所示，该助推器12上的前轮轴17a分别穿过左右两侧两个该前轮架8a之一下端的轴孔和两个该轨道轮9之一的轮轴孔9c，两个该轨道轮9分别靠近两个该前轮架8a之一，该前轮轴17a以固定配合方式安装在该前轮架8a的轴孔上或与该前轮架8a的轴孔固紧连接，该轨道轮9以固定配合方式安装在该前轮轴17a上或与该前轮轴17a固紧连接，后轮轴17b分别穿过左右两侧两个该后轮架8b之一下端的轴孔和两个该轨道轮9之一的轮轴孔9c，两个该轨道轮9分别靠近两个该后轮架8b之一，该后轮轴17b以固定配合方式安装在该后轮架8b的轴孔上或与该后轮架8b的轴孔固紧连接，该轨道轮9以固定配合方式安装在该后轮轴17b上或与该后轮轴17b固紧连接，如图4所示，公知公用尾钩25的上端通过固定配合装置活动连接在该底板16底面的横向中央，其下端通过固定配合装置活动连接有滑轮。

如图1、图2、图5、图6所示，凹槽3为航母甲板1上凹下的且位于矩形槽底板3a上方的长方体形空腔，其前端与航母的前端之间有足够航母甲板1供航母上飞机10转移，该槽底板3a的上表面与该航母甲板1的上表面平行，在该槽底板3a上有两条直形轨道槽20，这两条轨道槽20与该凹槽3的中轴线平行，分居于通过该中轴线的竖直平面的两侧且与该竖直平面等距，其前端朝向航母上飞机10起飞方向，其后端固紧连接有阻轮板21，该槽底板3a上的尾钩槽18位于这两条轨道槽20的正中央，其与该轨道槽20平行，其前端与该轨道槽20的前端齐平或位于该轨道槽20前端的后方，其后端位于该轨道槽20后端的后方，助推器12位于该凹槽3中，该助推器12的底板16的顶面与该航母甲板1的顶面齐平，该底板16的两个侧面分别与相应位置的该凹槽3的两个侧壁之一彼此对置且活动接触，从而该助推器12未弹射飞机10时该航母甲板1上的飞机10可通过该底板16从该凹槽3的一侧转移至另一侧，如图3、图5、图6所示，该助推器12两侧的轨道轮9分别安装在这两条轨道槽20之一上，该轨道轮9的小轮9a的圆周表面可沿相应位置的位于这两条轨道槽20之一同侧的该航母甲板1的顶面滚动，该轨道轮9的大轮9b位于该槽底板3a顶面下方的部分深入该轨道槽20的槽中，该大轮9b外露的环形侧向面中进入该轨道槽20中的部分与对置的该轨道槽20的侧向面活动接触，该助推器12位于该轨道槽20的后端时其后的轨道轮9受该阻轮板21的阻挡使其不能向后移动，如图4所示，该助推器12上尾钩25下端的滑轮位于该尾钩槽18中，该尾钩25有足够大的质量以使其在该助推器12弹射飞机10时其上滑轮始终沿该尾钩槽18的槽底面滚动，该尾钩25的钩子朝向前方且其弧形钩体的一半露出另一半隐藏在该尾钩槽18中。

如图5、图6所示，公知公用拦阻索24的两端分别穿过凹槽3上槽底板3a的两个拦阻索孔23之一伸向航母甲板1的下面，这两个拦阻索孔23位于助推器12上飞机10弹射起飞处的前面，又位于该槽底板3a上的两条轨道槽20之间且分别与这两条轨道槽20之一接近，其从上至下逐渐向后倾斜，这两个拦阻索孔23之间的该拦阻索24垂直跨越该槽底板3a上的尾钩槽18，且沿横向露出在该槽底板3a的顶面上，当该助推器12通过该拦阻索孔23时，其上尾钩25的钩子能可靠钩住该拦阻索24，该拦阻索24可使其减速直到停止运动，当其停止运动时其上在前的轨道轮9仍在该轨道槽20中且离该轨道槽20的前端还有一段安全距离。

如图1、图2、图5、图6所示，公知公用导焰板2为矩形板，其位于航母甲板1上的矩形凹坑中，其与航母甲板1下部向前的延伸部分1a的前端通过公知公用固定配合装置活动连接，该延伸部分1a的前端与凹槽3上的槽底板3a的后端之间通过倾斜板1b固紧连接，该导焰板2未绕该固定配合装置转出时其顶面与该航母甲板1的顶面齐平且其四周与相应位置的该凹坑的侧壁活动接触，其前端刚好与位于该凹槽3上轨道槽20后端的助推器12的底板16的后端接触且其顶面与该底板16的顶面齐平，飞机10既可通过其在该航母甲板1上转移，又可通过其进到该底板16上，该导焰板2绕该固定配合装置转出时其前底面和前端面刚好与该倾斜板1b的对应面接触，其在公知公用撑杆19的支撑下可保持相对位置固定，当该助推器12上的发动机5和该飞机10上的发动机开始工作时其能将喷出的尾气引向航母的后上方，该导焰板2的质量须满足以下要求，当该飞机10通过其进到该底板16上的过程中，其重力相对该固定配合装置的力矩阻止其后端上翘。

等待弹射起飞的飞机10位于助推器12的底板16上正中且其前轮11a压在该助推器12上的感应器15上，该飞机10的驾驶员又对该助推器12的发动机5进行遥控启动时该发动机5才能启动，该发动机5启动后其工作状态受该驾驶员遥控控制，该发动机5启动后当该前轮11a离开该感应器15时该发动机5立即停止工作。

助推器12上发动机5的数量须满足以下两个要求：

其一，助推器12上的发动机5和位于助推器12上准备弹射的飞机10的发动机都加力工作的情况下，该发动机5和该飞机10的发动机的总推力使该助推器12和该飞机10组成的系统产生的加速度a1大于该飞机10的发动机的推力使该飞机10产生的加速度a2。满足了这个条件，在弹射过程中该飞机10的前轮11a未离开该助推器12上的感应器15时，该飞机10不会相对该助推器12运动。

其二，设助推器12助推弹射的飞机10通过距离s达起飞速度v，根据公式v²＝2a₁s，计算得出s的大小应该等于或小于中型或中型以上航母甲板1长度的三分之一。满足了这个条件，才能保障该飞机10起飞后该助推器12因惯性向前继续运动过程中不会撞击凹槽3中轨道槽20的前端，而且该凹槽3后端的后方还有航母甲板1可安装导焰板2和供飞机10转移。

如图1所示，由于助推器12上的后轮架8b靠近该助推器12的底板16的后端面，该助推器12的重力对该后轮架8b上的轨道轮9与轨道槽20的接触点的力矩很大，因而当飞机10从导焰板2转移到该底板16的过程中，该助推器12在其重力力矩的作用下可阻止其前端上翘。

如图1、图2、图5、图6所示，航母甲板1上飞机10的弹射程序是这样的：助推器12上后轮架8b的轨道轮9与凹槽3中的轨道槽20后端的阻轮板21接触后，在该助推器12上前轮架8a或后轮架8b的轨道轮与该轨道槽20之间塞入楔子22，将该助推器12的相对位置锁定；该飞机10通过处于水平状态的导焰板2，自行至该助推器12的底板16顶面的中央，且使其前轮11a压在该底板16的感应器15上，转出该底板16上的挡板13且用挡板撑杆14将其支撑，使该飞机10的后轮11b与该挡板13接触；将导焰板2转出并用导焰板撑杆19使之相对固定；移开该楔子22；该飞机10上的驾驶员先遥控启动该助推器12上的发动机5，后启动该飞机10上的发动机，先加大该发动机5的推力，后加大该飞机10上的发动机的推力，该助推器12带着该飞机10沿该轨道槽20加速滑行，当该飞机10已达起飞速度时其机头上抬，该前轮11a离开该感应器15，该发动机5立即停止工作，但该飞机10自身的发动机仍在工作，从而该飞机10离开该助推器12起飞；该助推器12因惯性继续滑行一段距离后，其上尾钩25的钩子钩住拦阻索24，该拦阻索24使该助推器12很快停止运动；该助推器12停下后将其推回原处，此过程中其通过该凹槽3中的拦阻索孔23时，其上尾钩25与该拦阻索24自动脱离；降下该助推器12上的挡板13和该导焰板2，为下次弹射作好准备。

飞机10有重型和轻型之分，如果按照弹射重型飞机10确定助推器12上发动机5的数量和推力，那么弹射轻型飞机10或质量不超过该重型飞机10的无人机也是可行的，而且不需要做任何结构的改变，至多是让部分该发动机5不工作。

举例来说，设助推器12上安装4台发动机5，每台发动机5的最大推力为1.8×10⁵牛、质量为1.5×10³千克。4台发动机5的总推力为7.2×10⁵牛，总质量为6.0×10³千克。除发动机5外，该助推器12其他组件的质量为2.0×10³千克。

助推器12弹射满油满挂飞机10，该飞机10上有两台发动机，这两台发动机的最大总推力为3.0×10⁵牛，该飞机10的总质量为25×10³千克。

弹射过程中，助推器12和飞机10组成的系统的总推力为10.2×10⁵牛，总质量为33×10³千克，该系统的加速度a₁＝30.9米/秒²。

飞机10的发动机使该飞机10产生的加速度a₂＝12米/秒²。

由于a₁＞a₂，即助推器12和飞机10组成的系统的加速度大于飞机10的发动机使该飞机10产生的加速度，可知在弹射过程中该飞机10的前轮11a未离开感应器15时，该飞机10不会相对该助推器12运动。

设飞机10的起飞速度v为80米/秒，即288千米/时，根据公式v²＝2a₁s，算得需要助推的距离s为103.6米。

也就是说，总质量为8吨、总推力为7.2×10⁵牛的助推器12，助推总质量为25吨、总推力为3.0×10⁵牛的飞机10，助推距离为103.6米可达起飞速度288千米/时。

中型以上航母的航母甲板1的长度超过300米，助推距离103.6米，约为航母长度的三分之一。

我国最大推力为1.8×10⁵牛的发动机5，指日可待。F35发动机的最大推力为2.0×10⁵牛，相信中国不久能够赶上或超越。有了更大推力和更大推重比的发动机5，可以助推弹射质量更大的飞机10。可见航母飞机助推弹射起飞方法不但可行，而且具有现实意义。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，飞机10在航母甲板上加速运动过程中，相当于该飞机10加装了多个发动机5，因而通过小的距离s就达到了起飞速度v，该飞机10起飞后却没有将这多个发动机5带上天空。

助推器12每弹射一次飞机10，其上发动机5总工作时间不超过20秒，加力助推时间不超过3秒。由于不需要该发动机5连续长时间加力助推，因而该发动机5可以胜任。

助推器12上前轮轴17a或后轮轴17b上的两个轨道轮9的相对位置有两个优选方案。

助推器12上前轮轴17a或后轮轴17b上的两个轨道轮9的相对位置的第一个优选方案是这样的，助推器12上前轮轴17a上的两个轨道轮9分别位于该助推器12上两个前轮架8a之一的外侧，助推器12上后轮轴17b上的两个轨道轮9分别位于该助推器12上两个后轮架8b之一的外侧。

上述第一个优选方案，由于助推器12上的轨道轮9位于前轮架8a或后轮架8b的外侧，维护或更换轨道轮9很方便。

助推器12上前轮轴17a或后轮轴17b上的两个轨道轮9的相对位置的第二个优选方案是这样的，如图1、图2所示，助推器12上前轮轴17a上的两个轨道轮9分别位于该助推器12上两个前轮架8a之一的内侧，助推器12上后轮轴17b上的两个轨道轮9分别位于该助推器12上两个后轮架8b之一的内侧。

上述第二个优选方案，由于助推器12上的轨道轮9位于前轮架8a或后轮架8b的内侧，维护或更换轨道轮9很不方便。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，在助推器12上发动机5的总推力已定的情况下，减小助推器12的质量可弹射更重型的飞机10，由于该助推器12在航母甲板1上，其上油箱4内的航空燃油容易添加，该油箱4内贮存的航空燃油的数量无需太多，该助推器12的质量便相应减小了，该助推器12上的底板16如果采用坚固材料制作，其厚度可减薄，相应质量也减小，该发动机5的推力增大，其数量可减少，相应该助推器12的质量也减小。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，在助推器12的质量已定的情况下，选用更大推力发动机5，可弹射更重型的飞机10。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，充分利用航母甲板1的宽度，在该航母甲板1上布设多个凹槽3和与之配套的助推器12，在相同时间内弹射起飞的飞机10增加，可提高航母战斗力。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，航母上可准备多个助推器12待用，当正在使用的助推器12损坏或功能下降时可立即使用备份，使该航母的战斗力不减。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，凹槽3上槽底板3a的前部可为滑跃坡形，该槽底板3a上的轨道槽20的前部也为相应坡形，从而可实现助推弹射与滑跃起飞相结合，使二者相得益彰。

作为本发明航母飞机助推弹射起飞方法的进一步改进，加大助推器12底板16上的感应器15的纵向长度，或者在该底板16上沿纵向安装多个该感应器15，前轮11a与后轮11b之间距离不同的飞机10便都可弹射起飞。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，助推器12的体积小，所占航母的空间很小，比蒸汽弹射和电磁弹射小得多。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，助推器12上发动机5工作时间很短，消耗能源很少，其他时间不消耗能源，其效率比蒸汽弹射高得多。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，助推器12只有底板16、发动机5、油箱4、轨道轮9、尾钩25等少量构件，结构简单，制造和维护容易。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，弹射飞机10的质量比滑跃起飞大，助推弹射和滑跃起飞相同飞机10，助推弹射能增大该飞机10的航程和战斗力。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，操作简单，使用方便，准备弹射飞机的时间短暂，弹射飞机快速。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，助推器万一损坏，可用备份立即更换，航母的战斗力不受影响。

本发明航母飞机助推弹射起飞方法，能够弹射前后机轮轮距不同的飞机10，也能弹射质量比设计质量小的飞机10，只须让部分发动机5不工作，还能弹射质量更小的无人机，而用蒸汽弹射，无人机往往损坏。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明。本发明并不限于上述实施方式，在所属技术领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下作出各种变化。在不脱离本发明宗旨的前提下作出的各种变化，仍属于本发明的范围。

Claims (9)

1.一种航母飞机助推弹射起飞方法采用如下构件：助推器(12)、凹槽(3)、拦阻索(24)、导焰板(2)；

所述助推器(12)由底板(16)、发动机(5)、油箱(4)、前轮架(8a)、后轮架(8b)、轨道轮(9)和尾钩(25)组成；所述底板(16)的顶面和底面为相同矩形，要弹射的飞机(10)位于其顶面上；薄长方体形感应器(15)沿纵向嵌入所述底板(16)顶面的横向中央，其接近所述底板(16)的前端，其面积较大的顶面与所述底板(16)的顶面齐平；长方体形挡板(13)横向嵌入所述底板(16)的顶面上，其与所述底板(16)通过固定配合装置活动连接，其位于所述感应器(15)的正后方，其面积较大的顶面与所述底板(16)的顶面齐平；等待弹射的飞机(10)位于所述底板(16)上正中时其前轮(11a)刚好压在所述感应器(15)上，所述挡板(13)绕所述固定配合装置向前转出90°并用挡板撑杆(14)支撑后，所述挡板(13)与所述飞机(10)的后轮(11b)接触，从而所述助推器(12)可推着所述飞机(10)一同向前加速运动；所述油箱(4)固紧连接在所述底板(16)的前底面上；所述发动机(5)为大推力涡扇喷气发动机，多个所述发动机(5)固紧连接在所述底板(16)的后底面上，其进气口(7)朝向前方，其喷口(6)朝向后方但不超出所述底板(16)的后端面；所述油箱(4)内贮存的航空燃油供多个所述发动机(5)共用；两个前轮架(8a)的上端分别固紧连接在靠近所述底板(16)两侧之一又接近其前端的所述底板(16)的底面上；两个所述后轮架(8b)的上端分别固紧连接在靠近所述底板(16)两侧之一又接近其后端的所述底板(16)的底面上；所述轨道轮(9)为阶梯状轮，由小轮(9a)、大轮(9b)和轮轴孔(9c)同轴构成；所述助推器(12)上的前轮轴(17a)分别穿过左右两侧两个所述前轮架(8a)之一下端的轴孔和两个所述轨道轮(9)之一的轮轴孔(9c)，两个所述轨道轮(9)分别靠近两个所述前轮架(8a)之一，所述前轮轴(17a)以固定配合方式安装在所述前轮架(8a)的轴孔上或与所述前轮架(8a)的轴孔固紧连接，所述轨道轮(9)以固定配合方式安装在所述前轮轴(17a)上或与所述前轮轴(17a)固紧连接；后轮轴(17b)分别穿过左右两侧两个所述后轮架(8b)之一下端的轴孔和两个所述轨道轮(9)之一的轮轴孔(9c)，两个所述轨道轮(9)分别靠近两个所述后轮架(8b)之一，所述后轮轴(17b)以固定配合方式安装在所述后轮架(8b)的轴孔上或与所述后轮架(8b)的轴孔固紧连接，所述轨道轮(9)以固定配合方式安装在所述后轮轴(17b)上或与所述后轮轴(17b)固紧连接；所述尾钩(25)的上端通过固定配合装置活动连接在所述底板(16)底面的横向中央，其下端通过固定配合装置活动连接有滑轮；

所述凹槽(3)为航母甲板(1)上凹下的且位于矩形槽底板(3a)上方的长方体形空腔，其前端与航母的前端之间有足够航母甲板(1)供航母上飞机(10)转移，所述槽底板(3a)的上表面与所述航母甲板(1)的上表面平行；在所述槽底板(3a)上有两条直形轨道槽(20)，两条所述轨道槽(20)与所述凹槽(3)的中轴线平行，分居于通过所述中轴线的竖直平面的两侧且与该竖直平面等距，其前端朝向航母上飞机(10)起飞方向，其后端固紧连接有阻轮板(21)；所述槽底板(3a)上的尾钩槽(18)位于两条所述轨道槽(20)的正中央，其与所述轨道槽(20)平行，其前端与所述轨道槽(20)的前端齐平或位于所述轨道槽(20)前端的后方，其后端位于所述轨道槽(20)后端的后方；助推器(12)位于所述凹槽(3)中，所述助推器(12)的底板(16)的顶面与所述航母甲板(1)的顶面齐平，所述底板(16)的两个侧面分别与相应位置的所述凹槽(3)的两个侧壁之一彼此对置且活动接触，从而所述助推器(12)未弹射飞机(10)时所述航母甲板(1)上的飞机(10)可通过所述底板(16)从所述凹槽(3)的一侧转移至另一侧；所述助推器(12)两侧的轨道轮(9)分别安装在两条所述轨道槽(20)之一上，所述轨道轮(9)的小轮(9a)的圆周表面可沿相应位置的位于两条所述轨道槽(20)之一同侧的所述航母甲板(1)的顶面滚动，所述轨道轮(9)的大轮(9b)位于所述槽底板(3a)顶面下方的部分深入所述轨道槽(20)的槽中，所述大轮(9b)外露的环形侧向面中进入所述轨道槽(20)中的部分与对置的所述轨道槽(20)的侧向面活动接触；所述助推器(12)位于所述轨道槽(20)的后端时其后的轨道轮(9)受所述阻轮板(21)的阻挡使其不能向后移动；所述助推器(12)上尾钩(25)下端的滑轮位于所述尾钩槽(18)中，所述尾钩(25)有足够大的质量以使其在所述助推器(12)弹射飞机(10)时其上滑轮始终沿所述尾钩槽(18)的槽底面滚动，所述尾钩(25)的钩子朝向前方且其弧形钩体的一半露出另一半隐藏在所述尾钩槽(18)中；

所述拦阻索(24)的两端分别穿过凹槽(3)上槽底板(3a)的两个拦阻索孔(23)之一伸向所述航母甲板(1)的下面；两个所述拦阻索孔(23)位于助推器(12)上飞机(10)弹射起飞处的前面，又位于所述槽底板(3a)上的两条轨道槽(20)之间且分别与两条所述轨道槽(20)之一接近，其从上至下逐渐向后倾斜；两个所述拦阻索孔(23)之间的所述拦阻索(24)垂直跨越所述槽底板(3a)上的尾钩槽(18)，且沿横向露出在所述槽底板(3a)的顶面上；当所述助推器(12)通过所述拦阻索孔(23)时，其上尾钩的钩子能可靠钩住所述拦阻索(24)，所述拦阻索(24)可使其减速直到停止运动，当其停止运动时其上在前的轨道轮(9)仍在所述轨道槽(20)中且离所述轨道槽(20)的前端还有一段安全距离；

所述导焰板(2)为矩形板，其位于航母甲板(1)上的矩形凹坑中，其与航母甲板(1)下部向前的延伸部分(1a)的前端通过固定配合装置活动连接，所述延伸部分(1a)的前端与凹槽(3)上的槽底板(3a)的后端之间通过倾斜板(1b)固紧连接；所述导焰板(2)未绕所述固定配合装置转出时其顶面与所述航母甲板(1)的顶面齐平且其四周与相应位置的所述凹坑的侧壁活动接触，其前端刚好与位于所述凹槽(3)上轨道槽(20)后端的助推器(12)的底板(16)的后端接触且其顶面与所述底板(16)的顶面齐平，飞机(10)既可通过其在所述航母甲板(1)上转移，又可通过其进到所述底板(16)上；所述导焰板(2)绕所述固定配合装置转出时其前底面和前端面刚好与所述倾斜板(1b)的对应面接触，其在撑杆(19)的支撑下可保持相对位置固定，当所述助推器(12)上的发动机(5)和所述飞机(10)上的发动机开始工作时其能将喷出的尾气引向航母的后上方；所述导焰板(2)的质量须满足以下要求，当所述飞机(10)通过其进到所述底板(16)上的过程中，其重力相对所述固定配合装置的力矩阻止其后端上翘；

等待弹射起飞的飞机(10)位于助推器(12)的底板(16)上正中且其前轮(11a)压在所述助推器(12)上的感应器(15)上，所述飞机(10)的驾驶员又对所述助推器(12)的发动机(5)进行遥控启动时所述发动机(5)才能启动，所述发动机(5)启动后其工作状态受所述驾驶员遥控控制，所述发动机(5)启动后当所述前轮(11a)离开所述感应器(15)时所述发动机(5)立即停止工作；

助推器(12)上发动机(5)的数量须满足以下两个要求：

其一，助推器(12)上的发动机(5)和位于助推器(12)上准备弹射的飞机(10)的发动机都加力工作的情况下，所述发动机(5)和所述飞机(10)的发动机的总推力使所述助推器(12)和所述飞机(10)组成的系统产生的加速度a₁大于所述飞机(10)的发动机的推力使所述飞机(10)产生的加速度a₂；满足了这个条件，在弹射过程中所述飞机(10)的前轮(11a)未离开所述助推器(12)上的感应器(15)时，所述飞机(10)不会相对所述助推器(12)运动；

其二，设助推器12助推弹射的飞机(10)通过距离s达起飞速度v，根据公式v²＝2a₁s，计算得出s的大小应该等于或小于航母甲板(1)长度的三分之一；满足了这个条件，才能保障所述飞机(10)起飞后所述助推器(12)因惯性向前继续运动过程中不会撞击凹槽(3)中轨道槽(20)的前端，而且所述凹槽(3)后端的后方还有航母甲板(1)可安装导焰板(2)和供飞机(10)转移；

由于助推器(12)上的后轮架(8b)靠近所述助推器(12)的底板(16)的后端面，所述助推器(12)的重力对所述后轮架(8b)上的轨道轮(9)与轨道槽(20)的接触点的力矩很大，因而当飞机(10)从导焰板(2)转移到所述底板(16)的过程中，所述助推器(12)在其重力力矩的作用下可阻止其前端上翘；

航母甲板(1)上飞机(10)的弹射程序是这样的：助推器(12)上后轮架(8b)的轨道轮(9)与凹槽(3)中的轨道槽(20)后端的阻轮板(21)接触后，在所述助推器(12)上前轮架(8a)或后轮架(8b)的轨道轮(9)与所述轨道槽(20)之间塞入楔子(22)，将所述助推器(12)的相对位置锁定；所述飞机(10)通过处于水平状态的导焰板(2)，自行至所述助推器(12)的底板(16)顶面的中央，且使其前轮(11a)压在所述底板(16)的感应器(15)上，转出所述底板(16)上的挡板(13)且用挡板撑杆(14)将其支撑，使所述飞机(10)的后轮(11b)与所述挡板(13)接触；将导焰板(2)转出并用导焰板撑杆(19)使之相对固定；移开所述楔子(22)；所述飞机(10)上的驾驶员先遥控启动所述助推器(12)上的发动机(5)，后启动所述飞机(10)上的发动机，先加大所述发动机(5)的推力，后加大所述飞机(10)上的发动机的推力，所述助推器(12)带着所述飞机(10)沿所述轨道槽(20)加速滑行，当所述飞机(10)已达起飞速度时其机头上抬，所述前轮(11a)离开所述感应器(15)，所述发动机(5)立即停止工作，但所述飞机(10)自身的发动机仍在工作，从而所述飞机(10)离开所述助推器(12)起飞；所述助推器(12)因惯性继续滑行一段距离后，其上尾钩(25)的钩子钩住拦阻索(24)，所述拦阻索(24)使所述助推器(12)很快停止运动；所述助推器(12)停下后将其推回原处，此过程中其通过所述凹槽(3)中的拦阻索孔(23)时，其上尾钩(25)的钩子与所述拦阻索(24)自动脱离；降下所述助推器(12)上的挡板(13)和所述导焰板(2)，为下次弹射作好准备；

飞机(10)有重型和轻型之分，如果按照弹射重型飞机(10)确定助推器(12)上发动机(5)的数量和推力，那么弹射轻型飞机(10)或质量不超过所述重型飞机(10)的无人机也是可行的，而且不需要做任何结构的改变，至多是让部分所述发动机(5)不工作。

2.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

助推器(12)上前轮轴(17a)上的两个轨道轮(9)分别位于所述助推器(12)上两个前轮架(8a)之一的外侧；助推器(12)上后轮轴(17b)上的两个轨道轮(9)分别位于所述助推器(12)上两个后轮架(8b)之一的外侧。

3.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

助推器(12)上前轮轴(17a)上的两个轨道轮(9)分别位于所述助推器(12)上两个前轮架(8a)之一的内侧；助推器(12)上后轮轴(17b)上的两个轨道轮(9)分别位于所述助推器(12)上两个后轮架(8b)之一的内侧。

4.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

在助推器(12)上发动机(5)的总推力已定的情况下，减小助推器(12)的质量可弹射更重型的飞机(10)；由于所述助推器(12)在航母甲板(1)上，其上油箱(4)内的航空燃油容易添加，所述油箱(4)内贮存的航空燃油的数量无需太多，所述助推器(12)的质量便相应减小了；所述助推器(12)上的底板(16)如果采用坚固材料制作，其厚度可减薄，相应质量也减小；所述发动机(5)的推力增大，其数量可减少，相应所述助推器(12)的质量也减小。

5.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

在助推器(12)的质量已定的情况下，选用更大推力发动机(5)，可弹射更重型的飞机(10)。

6.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

充分利用航母甲板(1)的宽度，在所述航母甲板(1)上布设多个凹槽(3)和与之配套的助推器(12)，在相同时间内弹射起飞的飞机(10)增加，可提高航母战斗力。

7.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

航母上可准备多个助推器(12)待用，当正在使用的助推器(12)损坏或功能下降时可立即使用备份，使所述航母的战斗力不减。

8.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

凹槽(3)上槽底板(3a)的前部可为滑跃坡形，所述槽底板(3a)上的轨道槽(20)和尾钩槽(18)的前部也为相应坡形，从而可实现助推弹射与滑跃起飞相结合，使二者相得益彰。

9.按照权利要求1所述航母飞机助推弹射起飞方法，其特征在于：

加大助推器(12)底板(16)上的感应器(15)的纵向长度，或者在所述底板(16)上沿纵向安装多个所述感应器(15)，前轮(11a)与后轮(11b)之间距离不同的飞机(10)便都可弹射起飞。