CN104760706A - 一种飞轮储能推进装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞轮储能推进装置，包括电动机组、传动装置、飞轮储能系统、能量释放装置、导索、滑轮组、滑车、滑车轨道；适用于无人机、战机、预警机、火箭、导弹等各种质量级别的物体按预定参数变化曲线进行弹射和推进。弹射过程可控，加速度、速度、滑行距离等的变化过程可以根据需要和飞机、导弹或火箭的质量大小进行优化。

Description

一种飞轮储能推进装置

技术领域

本发明属于推进技术，具体涉及为一种利用飞轮储能系统的推进装置。 

背景技术

如果要在3秒钟之内、把几十吨的战机、在100米左右的航空母舰甲板跑道上、以每小时200～300公里以上的速度弹射出去，需要几百兆焦耳的能量。一般的发动机难以在短时间内提供如此大的功率输出。通常采用储能方式，例如用高温蒸汽储能，然后通过长程气缸将蒸汽内能变成机械能将飞机弹射出去；或者通过超级电容储能放电，抑或高速飞轮储能，带动发电机发电，利用直线电机中载流导线在磁场中受力、磁通量巨大的瞬间变化而产生的感应电磁斥力将飞机弹射升空。蒸汽弹射是美国等国家现役航母上普遍采用的技术，电磁弹射尚处于技术研发阶段，还没有真正的现役产品。上述两种弹射方式，各有特点，世界上几个大国正在争相发展。但是，无论是蒸汽弹射还是电磁弹射，技术上的复杂性、设备的可靠性、整体尺寸、造价、维护费用和能量转换效率等，都是长期来人们研究讨论的难题。例如，蒸汽弹射技术具有尺寸大、制造成本高，效率低，配套设施多，系统烦琐，各个环节要求高；使用、维护成本大，U型密封条更换频繁而又十分麻烦，对材质要求高；需消耗大量淡水，美国曾为此考虑过蒸汽冷凝回收装置，终因体积大及效率低而取消。电磁弹射器虽然比蒸汽弹射体积小，但系统非常复杂，对材料、技术、机电控制、维护等方面的要求更高。 

发明内容

本发明提出了一种飞轮储能推进装置，能够提供足够的能量完成推进，适用于无人飞机、战斗机、预警机等在航空母舰甲板上的弹射起飞，以及火箭、导弹等的垂直助推等。 

本发明的技术方案为； 

一种飞轮储能推进装置，包括电动机组或内燃机组、传动装置、飞轮储能系统、能量释放装置、导索、滑轮组、滑车、滑车轨道；电动机组或内燃机组通过传动装置向飞轮储能系统提供能量储备，飞轮储能系统通过能量释放装置释放能 量，能量释放装置与导索相连，能量释放时，导索沿着滑轮组牵引滑车在滑车轨道上运动，滑车为待推进设备提供推进力。 

飞轮储能系统包括支撑结构、轴、轴承、驱动轮、储能飞轮、能量释放装置耦合轮、冷却系统、润滑系统和状态监测系统，轴通过轴承安装于支撑机构上，轴的一端安装驱动轮、轴的另一端安装能量释放装置耦合轮、轴的中部安装储能飞轮。储能飞轮为两组，两组储能飞轮转速相同、转向相反。 

能量释放装置为卷索机，卷索机由轴体和导索组成，轴体外圈设置导索槽。 

轴体为恒定轴径结构或变轴径结构。 

当轴体为圆台状变轴径结构时，可以有单个或两个变轴径段：分别为小轴径段和大轴径段；与飞轮储能系统的能量释放装置耦合轮相耦合的驱动轮也有两个，分别为低速驱动轮和高速驱动轮；机械和光电传感器监测到钢索在小轴径段和大轴径段之间转换时，通过离合机构切换与飞轮储能系统的能量释放装置耦合轮相耦合的驱动轮。 

一种飞轮储能推进装置的弹射方法，其特征在于： 

待推进设备为飞机时，弹射过程用飞机弹射方程(1)描述： 

ε·dE_flywheels(t)+F_push·dl(t)＝dE_coupler(t)+dE_aircraft(t)+m_aircraftg·dl(t)sinθ(1) 

其中t表示时间、E_flywheels(t)表示储能飞轮总的转动能量、E_coupler(t)表示变轴径耦合器的转动能量、E_aircraft表示飞机的动能、ε表示能量转换效率、l(t)为飞机在滑行方向上滑行距离。 

一种飞轮储能推进装置的弹射方法，其特征在于： 

待推进设备为火箭或导弹时，其垂直助推过程可以用火箭/导弹的助推方程(2)描述： 

ε·dE_flywheels(t)＝dE_coupler(t)+dE_hoist(t)+dE_rocket(t)+m_rocketg·dl(t)(2) 

其中t表示时间、E_flywheels(t)表示储能飞轮总的转动能量、E_coupler(t)表示变轴径耦合器的转动能量、ε表示能量转换效率、m_rocket火箭/导弹的质量，g表示重力加速度值，l(t)为火箭/导弹向上飞行距离。其中E_hoist(t)表示不变直径卷索机的转动能量。 

本发明与其他形式的储能弹射技术相比，具有以下特点： 

(1)储能密度高，可以采用普通钢材或铅。弹射装置体积小，2个50吨重的钢质储能飞轮的体积仅约13立方米，其他附属设备的体积更小。相比目前美军蒸汽弹射器的储气罐体积高达200立方米以上、设备总重500吨以上，本发明的弹射装置总体尺寸和重量显著减小。 

(2)变轴径机械的能量耦合方式，能量转换效率高，过程完全可控。 

(3)设备易于制造，寿命长，各种部件不需要频繁更换。 

(4)低投资，总投资比蒸汽弹射器和电磁弹射器低数倍。 

(5)低成本运营，无需淡水，运营成本比蒸汽弹射器和电磁弹射器低数倍。 

(6)结构简单，操作复杂度减低，不易出故障，可控性和可靠性高，容易维修，低噪音，安全，容易管理、使用和测试。 

(7)使用环境条件要求低，无污染。 

(8)即使对弹射装置的结构不做任何改动、参数不变的情况下，马上可以从弹射重型战机模式改为弹射小型无人机模式，模式间转换无任何技术障碍和潜在危害。 

(9)适用于无人机、战机、预警机、火箭、导弹等各种质量级别的物体按预定参数变化曲线进行弹射和推进。 

(10)弹射过程可控，加速度、速度、滑行距离等的变化过程可以根据需要和飞机、导弹或火箭的质量大小进行优化。 

(11)飞机的弹射或火箭、导弹的推进过程中对机载人员和设备的影响小，对船舶主机功率和正常航行的影响小。 

附图说明

图1航空母舰舰载飞机弹射装置示意图； 

图2火箭助推装置示意图； 

图3飞轮储能系统结构示意图； 

图4变轴径耦合系统结构示意图； 

图5不变轴径卷索机结构示意图； 

图6弹射35吨飞机过程参数随时间的变化：(a)变轴径卷索机半径随时间 的变化；(b)飞机滑行距离随时间的变化；(c)飞机速度随时间的变化；(d)飞机加速度随时间的变化； 

图7弹射12吨飞机过程参数随时间的变化：(a)变轴径卷索机半径随时间的变化；(b)飞机滑行距离随时间的变化；(c)飞机速度随时间的变化；(d)飞机加速度随时间的变化； 

图8助推100吨火箭过程参数随时间的变化：(a)变轴径卷索机半径随时间的变化；(b)火箭滑行距离随时间的变化；(c)火箭速度随时间的变化；(d)火箭加速度随时间的变化； 

图9弹射40吨飞机过程参数随时间的变化：(a)飞机速度随时间的变化；(b)飞机加速度随时间的变化； 

图10弹射40吨飞机过程参数随时间的变化：(a)飞机速度随时间的变化；(b)飞机加速度随时间的变化。 

具体实施方式

下面结合附图通过具体实施例的方式对本发明做进一步阐述： 

如图1所示：推进装置的电动机组1通过传动装置2带动飞轮3转动，将电能或其他机械的能量(如内燃机、汽轮机等)储存在飞轮中。对于航空母舰，为了克服额外角动量和侧向扭矩对船舶航行的影响，通过齿轮组4(包括齿轮4-1、4-2、4-3、4-4)或其他传动机构(如蜗杆、皮带)与另一个完全相同的、但转动方向相反的飞轮5耦合。因此飞轮3和飞轮5组成的储能系统总的角动量为0。当需要弹射飞机时，储能系统通过飞轮5和联合器6(可以用齿轮、蜗杆或其他相同功能部件)带动变轴径钢索卷索机7转动(轴径在轴向从最小轴径逐步线性或非线性增大)。均匀缠绕在卷索机7上的钢索13通过导索机构8、滑轮9、滑轮10和滑轮11拉动滑车14。滑车上的推杆推动飞机16，将它弹射升空。图1中15为钢索与滑车的挂扣装置，12为滑车与钢索的脱扣装置。 

如图2所示，助推装置的电动机组1通过传动装置2带动飞轮3转动，将电能或其他机械的能量(如内燃机等)储存在飞轮中。当需要发射火箭时，火箭点火准备，同时储能系统飞轮3通过联合器4(可以用齿轮、蜗杆或其他相同功能部件) 带动变轴径卷索机5转动(轴径在轴向从最小轴径逐步线性或非线性增大)。均匀缠绕在变轴径卷索机5上的钢索7通过导索机构6、滑轮8、导索机构9带动直径不变的卷索机10转动，同时平行的两束或更多束钢索通过导索机构11、滑轮12、滑轮13、滑轮14和滑轮15等、钢索17等拉动竖井或发射架中滑车19。滑车上的托盘将火箭20向上举起，在达到预定位置时，火箭在自身发动机推力作用下发射升空。图2中18为钢索与滑车的挂扣装置，16为滑车与钢索的脱扣装置。 

如图3所示，飞轮储能系统包括支撑机构1、轴2、变轴径卷索机耦合轮3、轴承4和5、润滑系统6、冷却系统7、驱动轮8、飞轮组9、机电控制和状态监测系统10等组成。机电控制包括对大功率驱动电机组中各台电机的循序启动、功率变更和停机控制；状态监测包括对电机功率、飞轮转速、轴承温度、振动等参数的实时测量。 

如图4所示，变轴径耦合系统，包括支撑机构1、轴2、低转速驱动轮3(它通过齿轮、蜗杆或其他同样功能部件与储能飞轮离、合)、导索装置耦合轮4、轴承5和6、润滑系统7、变轴径卷索机8(在其外表面均匀地铣出合适深度的钢索槽缝)、较高转速驱动轮9(它通过齿轮、蜗杆或其他同样功能部件与储能飞轮离、合)、冷却系统10、机电控制和状态监测系统11和导索机构等组成。导索机构由轴12、驱动轮13、传动带14(也可以直接用齿轮或其他具有同样功能的部件实现13与4的耦合)、轴承15和16、导索滑块17、钢索18、支撑机构19等组成。对于弹射小质量的飞机，可以用一段变轴径方式。对于弹射大质量飞机，变轴径卷索机可以分两段A和B，分别对应在不同时刻以两种转速耦合到储能飞轮。对于分两段A和B的变轴径卷索机，开始时，变轴径耦合系统通过驱动轮13以较低的转速耦合到储能飞轮。钢索等间距地卷绕在A段机轴上。当安装在导索滑块17上的机械和光电传感器检测到机轴A段最大直径时，低转速驱动轮与储能飞轮脱开，同时通过驱动轮9以较高转速与储能飞轮耦合，钢索开始在机轴B段卷绕，从而带动图1中飞机以更快的速度加速滑行；或者带动图2中不变直径卷索机(图2中10)转动，从而将火箭快速托举起来。图4中A段和B段的钢索槽缝间距相同(皆为y)。任何段(A或B段)上轴径对应轴向线性位置的变化关系既可以是直线(线性关系)，也可以是经过优化设计的任何合适的曲线(非线性关系)。变轴径卷索机8每转一周，导索机构通过丝杠(图4中轴12)带动滑块17向前滑动钢索槽缝间距y。 

当槽缝间距y＝0时，导索在轴的同一位置叠绕，并且随着叠绕圈数的增大，卷绕半径随之增大。为了保证导索在轴的同一位置叠绕，导索槽应该足够深。 

如图5所示，图2中火箭推进装置中的不变轴径卷索机10、导索装置9和11组成的系统，其结构如图5所示。整个系统由图5中不变轴径卷索机机轴1、导索机构驱动轮2、轴承3和4、润滑系统5、卷索机滚筒6以及两侧钢索导引机构等组成。对于图2中与变轴径耦合系统相连的导索机构(图2中9)由图5中轴7、耦合轮8、传动带9(也可以直接用齿轮或其他具有同样功能的部件实现2与8的耦合)、轴承10和11、导索滑块12、钢索13(根据需要可为多条平行排列)和支撑机构14等组成。对于图2中与承载火箭的滑车相连的钢索导引机构(图2中11)由图5中轴15、耦合轮16、传动带17(也可以直接用齿轮或其他具有同样功能的部件实现2与16的耦合)、轴承18和19、导索滑块20、钢索21、22等(根据需要可为多条平行排列)、支撑机构23等组成。 

对图1所示的飞机弹射系统，其动力学过程可以用如下的方程(1)描述： 

ε·dE_flywheels(t)+F_push·dl(t)＝dE_coupler(t)+dE_aircraft(t)+m_aircraftg·dl(t)sinθ(1) 

其中t表示时间，E_flywheels(t)表示储能飞轮总的转动能量，E_coupler(t)表示变轴径耦合器的转动能量，E_aircraft表示飞机的动能。(1)式中ε表示能量转换效率。(1)式能量微分方程称为飞机弹射方程，即当飞机在滑行方向上滑行距离为dl(t)时，外力F_push做功F_push·dl(t)，飞轮组释放的总机械能为dE_flywheels(t)，其中ε·E_flywheels(t)转变为变轴径耦合系统的转动能dE_coupler(t)、飞机的动能dE_aircraft(t)以及飞机的重力势能m_aircraftg·dl(t)sinθ(这里θ为航母甲板上翘角度)，而(1-ε)·dE_flywheels(t)部分转化成热能等其他损耗。由于变轴径耦合系统的轴径在钢索卷绕过程中随着时间而变化，变化的过程由导索机构横向均匀控制。在飞机弹射过程中，储能飞轮瞬时转速、变轴径耦合系统(卷索机)瞬时转速、飞机的速度和加速度等参数是变化的，但必须满足牛顿力学要求。 

对图2所示的火箭/导弹的垂直助推系统，其动力学过程可以用如下的方程(2)描述： 

ε·dE_flywheels(t)＝dE_coupler(t)+dE_hoist(t)+dE_rocket(t)+m_rocketg·dl(t)(2) 

(2)式与(1)式相似，但(2)式右边还应包括恒轴径卷索机(卷扬机)的能量微分项dE_hoist(t)和火箭/导弹的重力势能微分项m_rocketg·dl(t)，其中m_rocket表示火箭/导弹的质量，g表示重力加速度值，dl(t)为火箭/导弹向上飞行距离。其中E_hoist(t)表示不变直径卷索机的转动能量。(2)式的能量微分方程称为火箭/导弹的助推方程。 

以图1所示航空母舰飞机弹射装置为例，若航母甲板上翘角度θ为0度，用双飞轮储能方式，设储能飞轮的直径为2米，每个飞轮重50吨(共100吨，体积约13立方米)，转速每秒25转(每分钟1500转)，此时每个飞轮储能308.425兆焦耳，双飞轮储能616.850兆焦耳。变轴径卷索机重5吨，其A段长度0.6米，最大直径0.9米，转速比η＝1/3，即A段通过较低转速与储能飞轮耦合，转速是储能飞轮的1/3；B段长度(卷绕长度)1.8米，最小直径0.3米，最大直径1.2米，转速比是η＝1，即B段通过较高转速与储能飞轮耦合，转速与储能飞轮相同。A段与B段的钢索槽缝间距y都为50毫米(钢索直径小于50毫米)。假设被弹射飞机的质量是35吨，初速度为0，能量转换效率ε为95％，可以用上述能量微分方程进行细致的动力学计算。计算结果表明，经过3秒时间，滑行距离为100米，飞机的速度达到300公里/小时，其动能达到120兆焦耳，此时双飞轮总的储能下降到480兆焦耳，转速下降到每秒22转(此时转速与变轴径卷索机相同)，卷索机总共转过48转。在上述弹射过程中，在0到1.48秒时间内，飞机的加速度基本保持在1.65g(即1.65个重力加速度g)，在1.48秒到3秒时间内，飞机的加速度从4.75g下降到3.1g。一次飞机弹射过程结束后，需要用总功率为4兆瓦的电动机组或内燃机、汽轮机等动力在30秒到35秒时间内给储能飞轮补充139兆焦耳的能量。图6(a)、(b)、(c)、(d)中实线分别显示了变轴径卷索机半径、飞机滑行距离、飞机速度和加速度随时间的变化过程。图6(d)加速度值的变化范围(4.8～3个重力加速度g)对飞行员和机载仪器设备的影响较小，比美军现役航母上蒸汽弹射过程的加速度变化范围(约6～2个重力加速度g)更小，持续时间更短，弹射过程更加优化。 

如果对上述弹射装置结构不做任何改动，只将飞机的质量变为12吨(相当于现役美军无人机质量)，初速度为0，弹射装置的其他参数不变(与计算35吨飞机时相同)，则计算结果如图7中实线所示。与图6相比，除了在3秒时刻的速度值、加速度值(和动能值：50兆焦耳)有明显变化外，其他参数值与图6相比变化较 小。至于飞机受到的推力，因为它与飞机的质量成正比，因此与图6所示35吨飞机弹射过程相比，图7所示12吨飞机受到的推力显著地减小。这个特点是蒸汽弹射过程所不具有的。对于蒸汽弹射装置，由于很难精细地控制大尺寸储气罐中蒸汽的放能过程，因此不管是重型飞机还是小型无人机，其弹射过程活塞产生的推力随时间的变化过程基本相同，这对于质量小的无人机上的机载设备是非常有害的，必须采取措施减小推力。 

以图2所示火箭助推系统为例，若用单组飞轮储能方式，设储能飞轮的直径为2.5米，每组飞轮总重200吨(体积约25.641立方米)，转速每秒25转(每分钟1500转)，此时每组飞轮总储能1927.657兆焦耳。变轴径卷索机重5吨，半径r与轴向距离x之间具有简单的线性关系r＝0.25x，转速比η＝1/3，即通过较低转速与储能飞轮耦合。钢索槽缝间距y都为80毫米(钢索直径小于80毫米)。不变直径卷索机直径1米，重2.5吨。假设被助推的火箭的质量是100吨，火箭初速度为0，能量转换效率ε为95％，可以用上述能量微分方程进行细致的动力学计算。计算结果表明，经过6秒时间，火箭飞行距离为144.934米，火箭的速度达到44.655米/秒，其动能达到99.701兆焦耳，重力势能增加284.070兆焦耳，此时飞轮总的储能下降到1522.727兆焦耳，转速下降到每秒22.220转(变轴径卷索机转速每秒7.399转，它总共转过48.024转)。在上述助推过程中，在0到6秒时间内，火箭的加速度从0.890g下降到0.528g。图8(a)、(b)、(c)、(d)中实线分别显示了变轴径卷索机半径、火箭向上飞行距离、火箭速度和加速度随时间的变化过程。利用本发明的储能推进技术对火箭发射初始阶段进行助推以达到一定的初速度，可以节省大量燃料。 

图9显示了弹射40吨飞机过程参数随时间的变化。条件如下：总共10个储能飞轮分两组(每组转速相同，方向相反)，每个飞轮重5吨，直径1.5米。初始转速36转/秒。卷索机(耦合器)槽缝间距y＝0，即采用轴上同一位置导索叠绕方式。导索直径连续地增加,最大5厘米，耦合器转速比η＝0.55。飞机在2.3秒时间滑行距离为100米。图9(a)为飞机速度随时间的变化，在2.3秒时为300公里/小时。图9(b)为飞机加速度随时间的变化，在0～2.3秒时间内，加速度从约3g开始缓慢增加，到1.5秒时达到3.75g，最后又回到3g。可见，加速度的变化过程得到了充分的优化，增加了机载人员的舒适度。因此，可以通过改变 导索直径随长度的变化来优化加速度值的变化过程。 

如果导索直径呈阶梯状变化，其他所有参数与计算图9时相同。计算所得结果与图9相似，只是图10(b)所示加速度值的变化为小幅度阶梯状，但总趋势和数值范围与图9(b)相似。 

通过改变储能飞轮数量、质量、转速和导索尺寸，同样可以弹射100多吨的大型预警飞机，以及助推几百吨重的火箭、导弹等。 

Claims (10)

1.一种飞轮储能推进装置，其特征在于：包括动力装置、传动装置、飞轮储能系统、能量释放装置、导索、滑轮组、滑车、滑车轨道；动力装置通过传动装置向飞轮储能系统提供能量储备，飞轮储能系统通过能量释放装置释放能量，能量释放装置与导索相连，能量释放时，导索沿着滑轮组牵引滑车在滑车轨道上运动，滑车为待推进设备提供推进力。 

2.如权利要求1所述的一种飞轮储能推进装置，其特征在于：飞轮储能系统包括支撑结构、轴、轴承、驱动轮、储能飞轮、能量释放装置耦合轮、冷却系统、润滑系统和状态监测系统，轴通过轴承安装于支撑机构上，轴的一端安装驱动轮、轴的另一端安装能量释放装置耦合轮、轴的中部安装储能飞轮。 

3.如权利要求2所述的一种飞轮储能推进装置，其特征在于：储能飞轮为两个或两组，两个或两组储能飞轮的转动角速度和转速相同、转向相反。 

4.如权利要求1或2所述的一种飞轮储能推进装置，其特征在于：能量释放装置为卷索机，卷索机由轴体和导索组成，轴体外圈设置导索槽。 

5.如权利要求4所述的一种飞轮储能推进装置，其特征在于：轴体为恒定轴径结构，导索叠绕于导索槽内。 

6.如权利要求4所述的一种飞轮储能推进装置，其特征在于：轴体为变轴径结构。 

7.如权利要求6所述的一种飞轮储能推进装置，其特征在于：轴体为圆台状变轴径结构。 

8.如权利要求7所述的一种飞轮储能推进装置，其特征在于：圆台状变轴径结构有两个，分别为小轴径段和大轴径段；与飞轮储能系统的能量释放装置耦合轮相耦合的驱动轮也有两个，分别为低速驱动轮和高速驱动轮；传感器监测到导索在小轴径段和大轴径段之间转换时，通过离合机构切换与飞轮储能系统的能量释放装置耦合轮相耦合的驱动轮。 

9.一种如权利要求1所述的飞轮储能推进装置的弹射方法，其特征在于： 

待推进设备为飞机时，弹射过程用飞机弹射方程(1)描述： 

ε·dE_flywheels(t)+F_push·dl(t)＝dE_coupler(t)+dE_aircraft(t)+m_aircraftg·dl(t)sinθ(1)其中t表示时间、E_flywheels(t)表示储能飞轮总的转动能量、E_coupler(t)表示变轴径 耦合器的转动能量、E_aircraft表示飞机的动能、ε表示能量转换效率、l(t)为飞机在滑行方向上滑行距离。 

10.一种如权利要求1所述的飞轮储能推进装置的弹射方法，其特征在于： 

待推进设备为火箭或导弹时，其垂直助推过程可以用火箭/导弹的助推方程(2)描述： 

ε·dE_flywheels(t)＝dE_coupler(t)+dE_hoist(t)+dE_rocket(t)+m_rocketg·dl(t)(2)其中t表示时间、E_flywheels(t)表示储能飞轮总的转动能量、E_coupler(t)表示变轴径耦合器的转动能量、ε表示能量转换效率、m_rocket火箭/导弹的质量，g表示重力加速度值，l(t)为火箭/导弹向上飞行距离。其中E_hoist(t)表示不变直径卷索机的转动能量。