CN105151311A - 一种飞机弹射起飞装置与航空母舰 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种飞机弹射起飞装置与航空母舰，该弹射起飞装置包括弹性绳索、作功轮、主动力装置；弹性绳索用于拖拽飞机，作功轮包括通过回转轴连接的齿轮飞轮和作功轮本体，且两者可绕回转轴的轴线旋转；作功轮本体外周开设螺旋槽，该螺旋槽中心线包围形成螺旋线体，螺旋线体沿回转轴线依次包括圆柱形的第一部分和圆锥形的第二部分；作功轮旋转时，弹性绳索缠绕于螺旋槽中，并随作功轮旋转而被拉动。该弹射起飞装置能够在弹射起飞过程中实现绳索和飞机的动平衡。该飞机弹射起飞装置弹射所需能量来源稳定且不影响舰船自身运行状况，能够保证飞机以恒定加速度弹射起飞，弹射效率可达90％以上，因此可以实现更快的节拍时间，可用于滑跃式甲板上。

Description

一种飞机弹射起飞装置与航空母舰

本申请要求于2015年03月31日提交中国专利局、申请号为201510149658.3、发明名称为“一种飞机弹射起飞装置与航空母舰”的中国专利申请的优先权，其全部内容通过引用结合在本申请中。

技术领域

本发明涉及一种飞机起飞的辅助装置，具体涉及一种飞机弹射起飞装置。本发明同时涉及一种使用该飞机弹射起飞装置的航空母舰。

背景技术

航空母舰(AircraftCarrier)简称“航母”、“空母”，是一种以舰载机为主要作战武器的大型水面舰船，通常拥有巨大的甲板和坐落于左、右其中一侧的舰岛。航空母舰通常为一支航空母舰战斗群的核心舰船。

依靠航空母舰，一个国家可以在远离其国土的地方且不依靠当地机场的情况下，施加军事压力和进行作战。时至今日，航空母舰已是现代海军不可或缺的利器，也成为了一个国家综合国力的象征。随着辽宁号航空母舰的服役，中国成为世界上第十三个拥有航母的国家。

对于航空母舰而言，舰载机或其他类型的飞机的起飞速度和质量是一项衡量航空母舰作战能力的重要标准。现有航母飞机的起飞方式分为滑跃起飞和弹射起飞两种。

滑跃起飞即飞机在自身发动机的驱动下在甲板上运动，达到起飞速度起飞的方式。根据其起飞原理可知，滑跃起飞对甲板长度要求较高。为缩短甲板长度和提高起飞的效率，甲板通常设计成一端上翘的形状，即滑跃式甲板。

由于甲板长度的局限性，该起飞方式对飞机的发动机推力要求较高，并且，飞机自身重量也应尽可能降低，这将导致飞机载弹量和载油量大幅度降低，战斗力大打折扣。

弹射起飞即飞机在自身发动机和弹射装置的作用下在甲板上运动，达到起飞速度起飞的方式。

现有技术中弹射起飞的方式包括蒸汽弹射和电磁弹射两种。

蒸汽弹射即使用一个平的甲板作为飞机跑道，起飞时由蒸汽驱动的弹射装置带动飞机在短时间内达到起飞速度的起飞方式。目前只有美国具备生产这种蒸汽弹射器的成熟技术。在工作原理上，蒸汽弹射所采用的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，把与之相连的飞机弹射出去。

电磁弹射则是采用电磁的能量来推动被弹射的飞机沿甲板运动，使得飞机在短时间内达到起飞速度的起飞方式。与蒸汽弹射器相比，电磁弹射器的优点主要是体积减小了很多，操纵人数也要少百分之三十左右，而且电磁弹射器的弹射力大小可控。

由上述描述可知，弹射起飞较滑跃起飞，由于弹射起飞中飞机还受到弹射装置的作用，因此，弹射起飞中航母甲板长度可大大缩短，并且对飞机自身发动机的推力要求降低，对载弹量和载油量的限制也大幅度减少，起飞时间也进一步缩短，因此，是未来航空母舰发展的趋势。但是现有技术的弹射起飞具有很多局限性。

首先，蒸汽弹射所采用的蒸汽弹射器体积庞大，工作时需消耗大量蒸汽，且功率浪费严重。弹射起飞只有约6％的蒸汽被利用。为制造和输送蒸汽，航母还需备有海水淡化装置、大型锅炉和无数管线，工作维护量惊人。而且，由于弹射功率太大且无法调节，因此无法发射无人机等自重较轻的飞行装置。

其次，蒸汽弹射器在起始位置有巨大的爆发能量被传递到飞机上，在弹射过程中加速度变化剧烈。

再次，电磁弹射所采用的电磁弹射器虽然克服了蒸汽弹射器体积庞大、弹射功率固定等问题，但其耗电严重，动力转化率低，而且由于结构复杂，技术含量很高，因此电磁弹射器的研制难度大，可靠性低。已经在美国新泽西雷克赫斯特基地进行的1967次电磁弹射中，有201次失败。据此数据计算出来的电磁弹射器上舰后的弹射故障发生率为240分之1，这样的可靠性指标是不可用的。

发明内容

本发明提供一种飞机弹射起飞装置，以解决现有飞机弹射起飞装置体积庞大、结构复杂、效率低和可靠性差的问题。

本发明提供一种飞机弹射起飞装置，包括弹性绳索、作功轮和主动力装置；

所述弹性绳索为弹性体，用于拖拽飞机使飞机运动，该弹性绳索通过自身弹性变形把能量传递至飞机；

所述作功轮包括齿轮飞轮以及一个或两个作功轮本体，所述作功轮本体和齿轮飞轮为通过回转轴连接的回转件，所述回转轴通过轴承设置于基座上；所述作功轮本体和齿轮飞轮在所述主动力装置的驱动下绕所述回转轴的轴线旋转；

所述作功轮本体外周开设有连续的、可容置所述弹性绳索的螺旋槽；该螺旋槽中心线包围形成的几何体称为螺旋线体，所述螺旋线体沿所述作功轮本体的回转轴线依次包括第一部分和第二部分；所述第一部分为圆柱，所述第二部分为圆锥形，该圆锥形自与所述第一部分连接处开始，回转直径增大；

所述作功轮旋转时，所述弹性绳索缠绕于所述螺旋槽中，并随作功轮旋转而被拉动。

可选的，所述作功轮本体起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同步装置，所述弹性绳索一端与该同步装置相连，在该同步装置与所述作功轮本体结合并共同旋转时，实现所述弹性绳索缠绕于所述螺旋槽中；在所述同步装置与所述作功轮本体分离后，该弹性绳索从所述螺旋槽中脱离。

优选的，所述第二部分满足以下关系式：

其中，a为飞机弹射过程中要求的目标加速度，x为在回转轴线方向上，弹性绳索缠绕位置与弹性绳索起始位置之间的距离，n_x为弹性绳索缠绕至x位置处所述作功轮的转速，s为所述螺旋槽中心线螺距，∈_x为x位置处所述螺旋线体径宽比，所述径宽比∈_x＝Δd/Δx，Δx为x方向增加量，Δd为作功轮本体直径方向的增加量。

可选的，所述螺旋线体还包括第三部分，所述第三部分为自与所述第二部分结束处开始的圆柱，所述圆柱的直径小于或等于所述第二部分结束处的回转直径。

优选的，所述作功轮为两个作功轮本体的情况时，分别称两个作功轮本体为第一作功轮本体和第二作功轮本体；所述齿轮飞轮位于两个作功轮本体之间，且所述第一作功轮本体和所述第二作功轮本体在所述齿轮飞轮两侧对称设置。

优选的，还包括结构相同的两套复位装置，第一复位装置和第二复位装置；所述第一复位装置与所述第一作功轮本体对应，所述第二复位装置与所述第二作功轮本体对应；

所述第一复位装置包括第一剥离电机、第一径向进位组件和第一复位电机；

所述第二复位装置包括第二剥离电机、第二径向进位组件和第二复位电机；

所述第一剥离电机和第二剥离电机分别设置于所述第一作功轮本体和第二作功轮本体的结束端，该第一剥离电机包括轴线与所述作功轮回转轴线重合的第一内转子和第一外转子；该第二剥离电机包括轴线与所述作功轮回转轴线重合的第二内转子和第二外转子；所述第一内转子和第二内转子分别固定设置于所述第一作功轮本体和第二作功轮本体的结束端；所述第一外转子和第二外转子的外端开口为开口槽且开口槽开口方向与所述作功轮旋转方向相同；

所述第一径向进位杆组件和第二径向进位杆组件分别设置于所述第一剥离电机和第二剥离电机的上方位置；该第一径向进位杆组件包括第一径向进位杆和第一径向进位气缸；该第二径向进位杆组件包括第二径向进位杆和第二径向进位气缸；所述第一径向进位杆和第二径向进位杆的其中一端为开口槽，另一端分别于所述第一径向进位气缸和第二径向进位气缸连接；

所述第一复位电机和第二复位电机分别连接一根弹性绳索；

回收弹性绳索时，所述第一径向进位杆开口槽卡住弹性绳索，且径向移动至所述第一剥离电机的轴线位置，使所述第一外转子外端的开口槽卡住弹性绳索，然后，所述弹性绳索绕所述第一外转子的轴线旋转，且转速大于所述第一作功轮本体最大转速，所述弹性绳索从该第一作功轮本体的螺旋槽中剥离，被剥离的弹性绳索在所述第一复位电机带动下回复至原始位置；所述第二径向进位杆、第二剥离电机以及第二复位电机的工作过程与上述相同。

可选的，所述作功轮本体起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同步装置是，所述第一作功轮本体起始端设置第一同步装置，所述第二作功轮本体起始端设置第二同步装置；

所述弹性绳索一端与该同步装置相连是，所述第一同步装置和第二同步装置分别连接一根弹性绳索。

可选的，所述齿轮飞轮和两个作功轮本体为铸造为一体的结构。

可选的，所述第一作功轮本体和第二作功轮本体的结束端分别设置可通过轴向移动与第一作功轮和第二作功轮接合或分离的第一支撑轴和第二支撑轴；所述第一支撑轴和第二支撑轴通过轴承固定在所述基座上。

可选的，所述同步装置为电磁接触器。

可选的，所述主动力装置包括主动力齿轮，所述主动力齿轮通过传动装置接收来自外部的驱动力而旋转。

可选的，还包括用于调整弹性绳索张紧力的涨紧装置，所述涨紧装置设置于所述弹性绳索的中部。

可选的，还包括用于调整待缠绕入螺旋槽中的弹性绳索与螺旋槽位置对应的横向进位杆组件，该横向进位杆组件置于所述作功轮本体上方。

可选的，所述弹性绳索未与所述同步装置相连的另外一端拖曳飞机。

可选的，所述弹性绳索上设置有拖拽飞机运动的挂钩结构。

可选的，所述弹性绳索包括芯部；或者所述弹性绳索包括芯部和外包层。

可选的，所述弹性绳索采用具有抗拉能力强、耐磨、无塑性变形或变形量小、抗紫外线辐射的迪力玛或凯夫拉。

本发明还提供一种航空母舰，该航空母舰上设置有所述的飞机弹射起飞装置。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

首先，本发明提供的一种飞机弹射起飞装置，只有动能的传递过程，不存在能量形式的剧烈转换过程，弹射后作功轮能量补充迅速，能量使用效率高达90％以上，持续弹射能力强；该飞机弹射起飞装置自身结构较蒸汽弹射器和电磁弹射器简单，进而衍生出工作可靠性高、制造成本低、维护与使用方便、技术风险低等优点；另外，由于没有滑梭及滑道结构，体积方面较蒸汽弹射器和电磁弹射器都小，因而还具有不需另外改造甲板即可应用等优点。

其次，在本申请的优选试试方案中，通过采用合理的圆锥形径宽比，当弹性绳索缠绕至作功轮本体圆锥形的第二部分时，飞机速度等于弹性绳索速度，飞机加速度也等于第二部分所形成的弹性绳索加速度，并且此时弹性绳索的变形量所产生的拉力恰好保证飞机此时的加速度，弹性绳索和飞机处于一种“动平衡”状态，也称为“实现拟合”；又由于第二部分的曲线锥形结构中，母线为通过计算后的光滑曲线，作功轮产生的转速降，在弹射过程中，可保证第二部分形成的弹性绳索加速度保持恒定值，从而保证飞机以恒定加速度弹射起飞，弹射过程中加速稳定性好，并且可以通过更换不同直径绳索以适用不同重量的飞机。

本发明还提供的一种飞机弹射起飞装置的优选方案，在所述飞轮齿轮的两侧分别设置第一作功轮本体和第二作功轮本体，以及对应第一作功轮本体和第二作功轮本体分别设置一套复位装置，两套装置可根据情况采用不同的工作方式。第一种工作方式为两套作功轮机构分别完成飞机弹射和绳索回收，可以有效减少弹射装置的辅助动作时间；第二种工作方式为两套作功轮机构同时进行弹射动作，帮助同一个飞机起飞，使该弹射起飞装置可以应用于重量大的大型飞机，如预警机等，有效拓展了其适用范围。采用此种结构，还能够增加作功轮的支撑点，延长其无保养使用时间。

附图说明

图1是本发明实施例中的一种飞机弹射起飞装置的原理图。

图2是图1中作功轮本体的主视图。

图3是图2中第一部分起始端的局部放大图。

图4是本发明实施例中复位装置的原理图。

图5是图4中第一剥离电机处于回收绳索工位时的主视图。

图6是符合拟合条件下，弹射歼15舰载战斗机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。

图7是符合拟合条件下，弹射歼10轻型战斗机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。

图8是符合拟合条件下，弹射60吨预警机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。

图9是不符合拟合条件下，弹射歼15舰载战斗机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。

1-1：第一复位电机、1-2：弹性绳索、1-3：挡铁、1-4：涨紧轮气缸、1-5：横向进位气缸、1-6-1：第一同步器、1-6-2：第二同步器、1-7：作功轮、1-8-1：第一作功轮本体、1-8-2：第二作功轮本体、1-9-1：第一剥离电机、1-9-2：第二剥离电机、1-10-1：第一径向进位杆组件、1-10-2：第二径向进位杆组件、1-11-1：第一支撑轴、1-11-2：第二支撑轴、1-12：齿轮飞轮、1-13：主动力齿轮、1-14：飞机；

2-1：第一部分、2-2：第二部分、2-3：第三部分；

3-1：导入结构；

4-1-1：第一外转子、4-3：第一内转子、4-4-1：第一径向进位杆、4-4-2：第二径向进位杆、4-5-1：第一径向进位气缸、4-5-2：第二径向进位气缸。

具体实施方式

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施的限制。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施的限制。

图1至图9示出了本申请提供的一种飞机弹射起飞装置(简称弹射器)的实施例，下文中如果不特别说明，均认为图形中左侧部分为回收弹性绳索1-2工位示意图，右侧部分为弹射工位示意图。该弹射器可应用于航空母舰等大型船舰上，用于带动飞机1-14起飞，增大起飞重量，缩短滑跑距离。同样也可设置于山洞或者小型的岛屿等无法修建常规跑道，而需要短距离起飞的场合。

如图1所示，该图示出本发明实施例中该弹射器的一种优选方案的原理图，所述弹射器包括弹性绳索1-2、作功轮1-7、主动力装置和同步装置。显而易见，该弹射器还包括电气检测元件、控制装置和液压装置等必须部分，由于完整的弹射器过于复杂，本文仅围绕需解决的技术问题进行相关描述，对关联性不大的其他装置不作详细描述。

所述弹性绳索1-2为弹性体，用于拖拽飞机1-14使飞机1-14运动，该弹性绳索1-2通过自身弹性变形把能量传递至飞机1-14。

由于在拖拽飞机1-14过程中，所述弹性绳索1-2受力较大，同时为减轻所述弹性绳索1-2自身质量，所述弹性绳索1-2需选用具有抗拉能力强、耐磨、无塑性变形或变形量小、抗紫外线辐射特性的材料。为满足弹射特性，所述弹性绳索1-2在承受较大力的过程中要允许一定的弹性延伸。弹性绳索1-2同时应具有较好的耐磨性，常见的满足要求的弹性绳索1-2有凯夫拉或迪力玛弹性绳索1-2。所述弹性绳索1-2可以是仅包括芯部，也可以是包括芯部和外包层结合的形式来实现上述所有要求，所述弹性绳索1-2包括但不限于迪力玛或凯夫拉。

所述主动力装置包括主动力齿轮1-13，该主动力齿轮1-13接收电机提供的动力而旋转。所述电机，在本弹射起飞装置用于航空母舰时，可以采用航空母舰的主动力电机(图未示)，此时，所述主动力电机的输出轴连接所述主动力齿轮1-13的旋转轴。当然，在本飞机弹射起飞装置用于其他场合时，也可以采用专门设置的驱动电机为该主动力齿轮1-13提供动力，此时，该驱动电机可以视为本飞机弹射起飞装置的一部分。

由于弹射传递功率很大，考虑到齿轮机构的承载能力较强，主动力齿轮1-13与作功轮1-7采用齿轮传动的方式，速比根据实际情况确定；当然，也可单独为作功轮1-7设置动力源，而不采用主动力电机的动力。在弹射器作用时，所述作功轮1-7要具有储能功能，为飞机弹射起飞提供足够的动力。

所述作功轮1-7包括齿轮飞轮1-12以及一个或者两个作功轮本体，其中设置两个作功轮本体是本发明实施例中的优选方案。下面对该优选的技术方案进行详细描述。

所述作功轮本体分别为结构相同的第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体1-8-2。

所述作功轮1-7采用中置齿轮飞轮1-12、第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体1-8-2分别对称设置在齿轮飞轮1-12两侧的结构，三者可以通过铸造技术铸造一体化结构，也可以分别制造，而通过其重合的回转轴连接为一个整体结构。

由于储能要求，所述齿轮飞轮1-12为具有较大转动惯量的轮状蓄能器。即，齿轮飞轮1-12通常设计为质量较大且质量主要集中于边缘的轮盘结构。在主动力齿轮1-13的驱动下，所述齿轮飞轮1-12及两侧的作功轮本体绕作功轮1-7回转轴线旋转，达到预定转速。由于弹射过程中，所需能量通常较大，因此该作功轮1-7绕回转轴线的转动惯量通常较大。

齿轮飞轮1-12的外圆柱面做成齿形，与主动力齿轮1-13直接通过齿轮结构传递动力。所述齿轮飞轮1-12的回转轴线与第一作功轮本体1-8-1、第二作功轮本体1-8-2的回转轴线重合，所述作功轮1-7在主动力齿轮1-13驱动下获得能量补充并绕作功轮1-7回转轴线旋转。

所述齿轮结构可为常联状态，即所述主动力齿轮1-13时刻驱动所述作功轮1-7，也可设置有可控制连接和断开的装置。

由于所述第一作功轮本体1-8-1与所述第二作功轮本体1-8-2的结构相同，先仅以第一作功轮本体1-8-1的结构为例进行说明。所述第二作功轮本体1-8-2与所述第一作功轮本体1-8-1以齿轮飞轮1-12为对称设置。

如图2所示，为所述第一作功轮本体的结构图。该第一作功轮本体1-8-1为回转件，所述第一作功轮本体1-8-1外周开设有连续的、可容置所述弹性绳索1-2的螺旋槽。该螺旋槽中心线包围形成的几何体称为螺旋线体。本文所指螺旋槽中心线是指处于螺旋槽中心位置、且延伸方向与螺旋槽延伸方向相同的曲线。

所述螺旋线体沿所述第一作功轮本体1-8-1的回转轴线依次包括第一部分2-1、第二部分2-2和第三部分2-3。所述第一部分2-1为圆柱，直径记为D₁。所述第二部分2-2为锥形，该锥形自与所述第一部分2-1连接处开始，回转直径增大。所述第三部分2-3为圆柱，该圆柱自与所述第二部分2-2结束处开始，该第三部分2-3沿回转轴线的延伸长度根据实际情况确定，其直径小于或者等于第二部分2-2结束处的回转直径。

所述第一部分2-1的作用是拟合，为飞机1-14主加速阶段做准备，所述第二部分2-2是主加速阶段，即靠锥形回转直径增大来保持恒定的加速度输出，所述第三部分2-3是减速段，为实现弹性绳索1-2与飞机1-14脱离而设计的。该第三部分2-3在一些情况下也可以省略。

所述螺旋线体母线为直线或者光滑的曲线。

所述第二部分2-22-2满足以下关系式：

$a=\frac{{\mathrm{\πn}}_x^2{\mathrm{s\ϵ}}_x}{3600}$

其中，a为飞机弹射过程中要求的目标加速度，x为在回转轴线方向上，弹性绳索1-2缠绕位置与弹性绳索1-2起始位置之间的距离，n_x为弹性绳索1-2缠绕至x位置处所述作功轮1-7的转速，s为所述螺旋槽中心线螺距，∈_x为x位置处所述螺旋线体径宽比，所述径宽比∈_x＝Δd/Δx；其中x方向增加Δx时，作功轮1-7本体直径方向增加Δd。

为便于描述，将所述第一作功轮本体1-8-1在图1中最靠近齿轮飞轮1-12一端的位置称为起始端，最远离齿轮飞轮1-12端称为结束端，所述螺旋线体中第一部分2-1和第二部分2-2的连接处称为拟合处。

如图3所示，为将所述弹性绳索1-2准确导入所述螺旋槽，所述第一部分2-1螺旋槽起始位置处设置导入结构3-1。该导入结构3-1自第一部分2-1外周沿径向向外延伸，然后沿轴向弯曲，形成钩状结构。所述第一部分2-1设置有一个导入结构3-1。当然，可根据实际情况确定该导入结构3-1设置的位置和数量。

所述作功轮1-7在弹射准备的前期即处于旋转状态，因此所述弹性绳索1-2与所述作功轮本体不能始终相连，而是需在特定时间点与所述作功轮本体相连接。鉴于此，所述第一部分2-1起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同步装置。

所述同步装置可以是一同步器，所述同步器与所述弹性绳索1-2远离拖曳部位的端部相连。与所述第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体1-8-2相对应，分别设置第一同步器1-6-1和第二同步器1-6-2。以图1中左侧部分进行说明，弹射开始后，所述第一同步器1-6-1与所述第一作功轮本体1-8-1结合，所述第一同步器1-6-1随第一作功轮本体1-8-1一起旋转，所述弹性绳索1-2缠绕于所述第一作功轮本体1-8-1的螺旋槽中。复位后，所述第一同步器1-6-1与所述第一作功轮本体1-8-1分离，所述弹性绳索1-2不受所述第一作功轮本体1-8-1的作用。

本实施例中，所述第一同步器1-6-1和第二同步器1-6-2为电磁接触器或摩擦结合器，由于电磁接触器响应时间短，且容易适合电气控制的场合，因此选用电磁接触器作为所述同步器较为合适。

所述弹性绳索1-2的未与同步器连接的一端可缠绕在复位电机的输出轴上，所述弹性绳索1-2与复位电机的连接关系将在下述介绍复位电机时有具体的描述，在此不做详细介绍。在所述弹性绳索1-2的中部设置一封闭圆环绳索结构，该圆环可套在飞机1-14的起落架挂钩上，飞机1-14将随圆环位置变化而移动。弹射时卷入弹性绳索1-2受力方向与作功轮1-7自身重力方向相反，作功轮1-7受力合力减小，可以大大改善轴承的工作环境。

另外，所述作功轮1-7在工作过程中转动惯量较大，需要通过合适的固定方式将其固定在基座上，常用的方式是采用轴承。

具体是，所述作功轮1-7通过轴承与基座连接，所述第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体1-8-2靠近齿轮飞轮1-12的端面均有一小段圆柱体，所述齿轮飞轮1-12两侧的小段圆柱体位置分别设置固定轴承，所述固定轴承固定在所述基座上，完成所述作功轮1-7与所述基座的连接固定。

另外，为了增加作功轮1-7在旋转时的稳定性，在所述第一作功轮本体1-8-1、第二作功轮本体1-8-2结束端位置分别设置有可以轴向移动的第一支撑轴1-11-1和第二支撑轴1-11-2，所述第一支撑轴1-11-1与所述第一作功轮本体1-8-1之间、第二支撑轴1-11-2与第二作功轮本体1-8-2之间均为轴承连接。

所述第一作功轮本体1-8-1处于弹射工位时，第一支撑轴1-11-1与第一作功轮本体1-8-1接合，相应的，所述第一作功轮本体1-8-1处于回收绳索工位，第一支撑轴1-11-1与第一作功轮本体1-8-1脱离，此时第二支撑轴1-11-2及两个固定轴承在支撑作功轮1-7；第一支撑轴1-11-1与第一作功轮本体1-8-1脱离后，轴向位置空出一定的空间以保证弹性绳索1-2的回收。

所述第一作功轮本体1-8-1、第二作功轮本体1-8-2可以分别单独工作，完成飞机1-14的弹射和弹性绳索1-2的回收；另外所述第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体1-8-2也可以同时工作，完成飞机1-14的弹射作业。两者同时工作的状态一般是针对重型飞机而言，如弹射预警机时可以采用两者同时弹射的方式，此时，两根弹性绳索1-2中部的圆环绳索结构均套在预警机的起落架挂钩上，拖拽预警机移动。

上述作功轮1-7与基座之间、作功轮1-7与支撑轴之间、以及支撑轴与基座之间均是采用轴承连接，通过设置多个轴承，可以减少单个轴承的磨损，增加其使用寿命。

图1中左侧部分为所述作功轮本体处于弹性绳索回收状态，右侧部分为所述作功轮本体处于弹射状态。

为了具体阐述所述弹性绳索1-2的回收作业，现引入复位装置。由于作功轮本体为两个，相应于该作功轮本体设置两套结构相同的复位装置，分别是第一复位装置和第二复位装置。

由于左、右复位装置结构及原理相同，下面以第一复位装置为例进行说明。

所述第一复位装置包括第一剥离电机1-9-1、第一径向进位杆4-4-1组件1-10-1和第一复位电机1-1。

所述第一剥离电机1-9-1与所述第一作功轮本体1-8-1相对应。所述第一剥离电机1-9-1用于在飞机弹射起飞完成后，剥离缠绕于所述第一作功轮本体1-8-1上的弹性绳索1-2。所述第一剥离电机1-9-1包括轴线与所述作功轮1-7回转轴线重合的第一内转子4-3和第一外转子4-1-1。所述第一内转子4-3固定设置于所述第一作功轮本体1-8-1结束端，与该作功轮1-7一起运动。

所述第一外转子4-1-1外端开口为开口槽且开口槽开口方向与作功轮1-7旋转方向相同，保证回收弹性绳索1-2时开口槽可以卡住弹性绳索1-2并带动弹性绳索1-2一起旋转；所述第一外转子4-1-1在工作时具有高于所述作功轮1-7转速的转速。

所述剥离电机实则为一种变形的电机，工作原理跟普通电机相同。

所述第一径向进位杆4-4-1组件1-10-1与所述第一作功轮本体1-8-1相对应，包括第一径向进位杆4-4-1和第一径向进位气缸4-5-1。所述第一径向进位杆4-4-1前端为开口槽，另一端与第一径向进位气缸4-5-1连接，弹射时第一径向进位杆4-4-1缩回，回收弹性绳索1-2时第一径向进位杆4-4-1伸出，其开口槽卡住弹性绳索1-2，且径向移动至作功轮1-7旋转中心。

所述复位电机1-1的输出轴上螺旋缠绕有所述弹性绳索1-2未与同步器连接的一端。启动所述复位电机1-1，从所述作功轮本体上剥离的所述弹性绳索1-2将在复位电机带动下回收至原位，为下一次飞机弹射做好准备。所述第一剥离电机1-9-1、第一径向进位杆组件4-4-1和第一复位电机1-1共同作用，可将弹性绳索1-2从所述作功轮1-7上剥离并实现回收。

与所述第一复位装置结构和原理相同，所述第二复位装置包括第二剥离电机1-9-2、第二径向进位杆4-4-2组件1-10-2和第二复位电机。

所述第二剥离电机1-9-2包括第二外转子和第二内转子，所述第二径向进位杆4-4-2组件1-10-2包括第二径向进位杆4-4-2和第二径向进位气缸4-5-2。该第二复位装置配合第二作功轮本体1-8-2完成弹性绳索1-2的回收作业，由于第二复位装置与第一复位装置结构原理相同，在此不再赘述。

所述第一复位电机1-1与所述弹性绳索1-2中部相连，该第一复位电机1-1可在飞机弹射起飞完成后收回所述弹性绳索1-2，以供下次弹射使用。

如图1所示，所述弹射器还设置有挡铁1-3、横向进位杆组件和涨紧装置。

所述挡铁1-3设置于所述飞机1-14就位位置，且能随飞机1-14运动，用于检测飞机1-14起飞加速度。

所述涨紧装置用于调整弹性绳索1-2张紧力，该装置设置于所述弹性绳索1-2的中部。

所述涨紧装置为涨紧轮气缸1-4，具体是可以根据弹射器控制系统的指令伸出或收回作用杆，从而控制弹性绳索1-2的松紧度。

所述横向进位杆组件用于调整待缠绕入螺旋槽中的弹性绳索1-2与螺旋槽位置对应，该横向进位杆组件置于所述作功轮本体上方。

所述横向进位杆组件可以是横向进位气缸1-5，具体用于在弹射器控制系统的控制下伸出或收回作用杆，使所述弹性绳索1-2始终位于该弹性绳索1-2进入所述第一作功轮本体1-8-1的卷入位置的正上方。

所述横向进位杆组件和所述涨紧轮装置的作用杆端部均连接有可自由旋转、与弹性绳索1-2配合的旋转轮。

1、预期运动过程：

(1)挡铁1-3伸出，飞机1-14就位，通过挡铁1-3挡住飞机1-14向前方移动；弹性绳索1-2挂起飞机1-14；涨紧轮气缸1-4动作，通过控制涨紧轮气缸1-4，可以调节弹性绳索1-2的松紧程度，以适应不同的弹射要求；

(2)飞行员启动飞机1-14发动机，飞行员可以把飞机1-14动力调整为任意值，飞机1-14与挡铁1-3相互作用，挡铁1-3挡住飞机1-14向前移动，测量挡铁1-3上的力，以确定飞机1-14自身加速度；飞机1-14自身加速度与弹性绳索1-2提供的预紧力共同作用，使飞机1-14加速度达到4g；

主动力齿轮1-13动力经过与作功轮1-7连接的齿轮结构，驱动作功轮1-7旋转，然后通过计算机对飞机1-14起飞参数进行计算，得出同步器作用时机；横向进位气缸1-5动作，保证任意时刻被卷入的弹性绳索1-2在卷入点正上方；

(3)松开挡铁1-3，同时第一同步器1-6-1与第一作功轮本体1-8-1结合，弹性绳索1-2被卷入螺旋槽；由于此时飞机1-14速度低于弹性绳索1-2随作功轮旋转的速度，弹性绳索1-2不断伸长，拖拽飞机1-14加速前进，期间通过控制涨紧轮气缸1-4的回位距离，从而控制弹性绳索1-2的伸长量，使飞机1-14在第一部分2-1的加速度达到预期值4g；飞机1-14加速度可以根据实际情况需要进行调整；

(4)第一部分2-1和第二部分2-2连接处称为拟合点，弹性绳索1-2到达拟合点时，飞机1-14速度等于弹性绳索1-2速度，飞机1-14加速度也等于所述第二部分2-2所形成的弹性绳索1-2加速度，并且此时弹性绳索1-2的变形量所产生的拉力恰好保证飞机1-14此时的加速度，具备这些要素的状态称为“实现拟合”；“实现拟合”之后，弹性绳索1-2被卷入曲线锥螺旋槽轮的中间段，飞机1-14加速度基本保持恒定，飞机1-14加速前进；

(5)当弹性绳索1-2被卷入第一作功轮本体1-8-1的第三部分2-3时，被卷入弹性绳索1-2的速度不再增大，飞机1-14由于拥有自身动力，速度逐渐超越弹性绳索1-2速度，直到弹性绳索1-2变形量变为零时，飞机1-14加速度降到自身动力所产生的加速度，飞机1-14与弹性绳索1-2自然脱离；

(6)所述第一支撑轴1-11-1动作，与第一作功轮本体1-8-1脱离至指定位置。第一径向进位气缸4-5-1动作，使第一径向进位杆4-4-1的开口槽卡住弹性绳索1-2，且径向移动至作功轮1-7旋转中心；第一剥离电机1-9-1启动，带动第一外转子4-1-1超越第一作功轮本体1-8-1的转速，从而把绳子从第一作功轮本体1-8-1上拨下来，第一同步器1-6-1与第一作功轮本体1-8-1脱开；第一复位电机1-1启动，横向进位气缸1-5回位，把弹性绳索1-2拉回到起始位置；作功轮1-7在主动力齿轮1-13作用下恢复转速。

上述为弹飞机1-14弹射及弹性绳索1-2回收的完整过程。

针对上述提及的针对重型飞机1-14的弹射，所述第一作功轮本体1-8-1和第二作功轮本体1-8-2共同操作以完成弹射作业，由于该弹射作业与上述介绍其中一个作功轮本体的弹射原理相同，在此仅用简述方式介绍共同操作的流程。

重型飞机就位之后，将与第一同步器1-6-1和第二同步器1-6-2连接的弹性绳索1-2挂在该飞机的相应位置，所述第一同步器1-6-1和第二同步器1-6-2分别与所述第一作功轮本体1-8-1起始端以及第二作功轮本体1-8-2的起始端结合，两根弹性绳索1-2在作功轮1-7的旋转带动下，共同拉动所述重型飞机，使所述重型飞机的加速度达到起飞预期值。上述方式是针对重型飞机而言，对于质量小的飞机的弹射，采用其中一个作功轮本体即可完成弹射作业。

2、基本参数与相关分析；

本实施中，所述弹性绳索的长度为L，弹性模量为E，直径为D_绳。

时间t自所述同步器与所述作功轮本体连接开始，弹性绳索缠绕至拟合处的时间为t₁,缠绕至第二部分2-2的结束位置的时间为t₂。

x为在回转轴线方向上，弹性绳索缠绕位置与弹性绳索起始位置之间的距离。

由于弹射时弹性绳索上承受很大载荷，考虑到弹性绳索的可靠性，选取弹性绳索直径为60毫米，该弹性绳索对应最大拉断力为565吨。此时弹性绳索缠绕于螺旋槽中，弹性绳索上的载荷反作用于作功轮1-7，作功轮1-7承受很大的扭矩，通过扭矩校核及选取安全系数为3.5，选取作功轮本体第一部分直径为800mm。

所述作功轮t时刻的转速为n_t；所述作功轮转动惯量为I；所述作功轮质量为M_作功轮。

v_飞为飞机的速度，v_绳为弹性绳索的速度，a_飞为飞机的加速度，a_绳为弹性绳索的加速度，a为飞机目标加速度。

第二部分2-2中，x与t的变化量为

$x={\∫}_{t_1}^t\frac{n_t*s}{60}dt$

弹性绳索1-2缠绕至t时所处位置的螺旋线体直径为D_t。

可知：

拟合处：

v_飞＝v_绳

a_飞＝a_绳＝a

飞机1-14起飞质量为M_飞机。

3、采用“微时法”分析。

把弹射时间分成有限的较短的时间段，每段时间相等，均为Δt。分析时间t和时间t+Δt两个时间点的运动状态，从而得出整个运动过程的运动状态。

3.1以弹性绳索1-2为研究对象：

弹性绳索1-2速度：v_绳＝ω_锥*D_t/2＝π*D_t*n_t/60

弹性绳索1-2加速度：

弹性绳索1-2位移：

所述弹性绳索1-2变形产生的拉力：

所述弹性绳索1-2变形储存的能量：

其中所述弹性绳索1-2变形量ΔL＝S_绳-S_飞+S_其他

S_飞和S_其他见下文。

3.2以飞机为研究对象:

弹射过程中，飞机所受到的滚动阻力为F1；飞机所受到的空气阻力为F2。

除自身动力外，飞机所受到的合力为：

F＝F_绳-F1-F2

飞机的总加速度为:

飞机的速度为:v_飞机＝v_t-Δt+a_飞机*Δt

飞机的位移为:

s_飞机＝v_t-Δt*Δt+0.5*a_飞机*Δt*Δt+s_t-Δt

v_t-Δt表示t-Δt时刻飞机的速度；s_t-Δt表示t-Δt时刻飞机的位移。

S_其他＝S_涨紧-S_进

弹射过程中，进位气缸动作，弹性绳索1-2产生的位移为：

涨紧轮气缸1-4作用使弹性绳索1-2产生的变形量为S_进，该数据可通过检测元件检测到。

3.3以整体为研究对象:

在弹射过程中的能量关系如下式所示：

E₁＝E₂

E₁为弹射过程中所需的能量，E₂为作功轮消耗的能量，展开为：

E_S+E_A+E_L＝0.5*I*ω²-0.5*I*ω_t ²

E_S：弹性绳索弹性变形储存的能量

E_A：弹射过程中飞机从齿轮飞轮1-12获得的能量

E_L：弹射过程中的能量损耗

I：作功轮对转动轴的转动惯量

ω：作功轮的起始转动角速度

ω_t：作功轮在t时刻的转动角速度

4、绘图

采用上述“微时法”和利用以下参数，进行计算绘图。

基本思路：取Δt等于1毫秒(ms)；计算出t＝1ms时,计算卷入作功轮本体1-8的弹性绳索速度、加速度及位移，进而计算出t时刻飞机1-14的速度、加速度和位移以及飞机1-14所受到的阻力；然后计算出弹性绳索1-2的变形量ΔL，从而计算出弹性绳索上力F_绳的大小；

然后进一步计算出飞机t+Δt在时刻的加速度，通过上文弹射过程中的能量关系公式计算出作功轮本体1-8的在t+Δt时刻的转速，从而计算出在t+Δt时刻弹性绳索速度、加速度及位移，t+Δt时刻飞机的速度、加速度和位移以及飞机所受到的阻力；

如此循环计算，直到飞机加速度降到自身动力所产生的加速度，飞机挂钩与弹性绳索自然脱离，飞机实现完全弹射起飞，结束计算。

整个装置的结构设计就是基于微时法计算结果进行控制，以保证该计算结果被准确执行。即同步器与作功轮结合时机使得弹性绳索运动至第一部分和第二部分2-2结合处时，速度相同，加速度相同。

然后根据所得数据制作出飞机加速度与时间关系曲线。

相关参数：s＝0.12m、D₁＝0.8m、D_2末＝2.9128m,

I＝325000kg·m²,L＝250m、D_绳＝60mm；

歼15最大起飞重量，M₁₅＝32.5T，a₁＝6.17m/s²。

歼10最大起飞重量，M₁₀＝19.3T，a₁＝5.47m/s²。

预警机最大起飞重量，M_预＝60T，a₁＝3.344/s²。

作功轮初始转速n_作功轮＝500rpm，g＝10m/s²。

图6是符合拟合条件下，弹射歼15舰载战斗机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。可以看出，最开始飞机加速度维持在4g；当到达拟合点后飞机加速度仍然维持在4g；进入减速段第三部分后，飞机加速度迅速降到自身动力所提供的加速度。整个弹射过程，弹性绳索最大变形量为0.7072m，弹性绳索上最大合力为111.91吨，弹性绳索安全系数为5；飞机从齿轮飞轮1-12获得能量为77.95兆焦，齿轮飞轮1-12转速从500rpm下降到453.46rpm，飞机滑跑距离为75.1米，飞机滑跑时间为1.938秒。

图7是符合拟合条件下，弹射歼10轻型战斗机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。最开始飞机加速度维持在4g；当到达拟合点后飞机加速度逐渐增大到约4.52g；进入减速段第三部分后，飞机加速度迅速降到自身动力所提供的加速度。整个弹射过程，弹性绳索最大变形量为0.496m，弹性绳索上最大合力为78.5吨，弹性绳索安全系数为7.2；飞机从齿轮飞轮1-12获得能量为50.27兆焦，齿轮飞轮1-12转速从500rpm下降到470.39rpm，飞机滑跑距离为72.84米，飞机滑跑时间为1.883秒。

图8是符合拟合条件下，弹射60吨预警机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。最开始飞机加速度维持在3.9g；当到达拟合点后飞机加速度逐渐下降至约3.02g；进入减速段第三部分后，飞机加速度迅速降到自身动力所提供的加速度。整个弹射过程，弹性绳索最大变形量为0.677m，弹性绳索上最大力为107.14吨，弹性绳索安全系数为7.47，弹性绳索安全系数为7.2；飞机从齿轮飞轮1-12获得能量为128.88兆焦，齿轮飞轮1-12转速从500rpm下降到420.63rpm，飞机滑跑距离为72.9米，飞机滑跑时间为1.971秒。

以上所描述的弹射过程都是“实现拟合”之后的弹射过程。

图9是不符合拟合条件下，弹射歼15舰载战斗机过程中飞机加速度与时间变化关系曲线。可以看到飞机加速度出现较大波动，最大波动范围达到3.5g～4.5g，认为这种弹射过程是不理想的。

当飞机的速度等于绳子的速度，飞机加速度等于绳子的加速度即达到拟合，通过改变绳子预伸长量的大小使不同重量的飞机符合拟合要求。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，所述作功轮本体起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同步装置，所述同步装置为电磁接触器。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，所述主动力装置包括主动力齿轮，所述主动力齿轮通过传动装置接收来自外部的驱动力而旋转。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，还包括用于调整弹性绳索张紧力的涨紧装置，所述涨紧装置设置于所述弹性绳索的中部。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，还包括用于调整待缠绕入螺旋槽中的弹性绳索与螺旋槽位置对应的横向进位杆组件，该横向进位杆组件置于所述作功轮本体上方。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，所述弹性绳索一端与该同步装置相连，所述弹性绳索未与所述同步装置相连的另外一端拖曳飞机。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，所述弹性绳索上设置有拖拽飞机运动的挂钩结构。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，所述弹性绳索包括芯部；或者所述弹性绳索包括芯部和外包层。

优选的，在所述的飞机弹射起飞装置中，所述弹性绳索包括芯部；或者所述弹性绳索包括芯部和外包层，且所述弹性绳索采用具有抗拉能力强、耐磨、无塑性变形或变形量小、抗紫外线辐射的迪力玛或凯夫拉。

本发明还提供一种在山洞中设置的隐蔽机场用弹射起飞装置，以解决机场暴露易被敌方攻击的问题。

本发明还提供一种在很小的海岛上建设微型机场用弹射起飞装置，降低大规模填海建设普通机场的成本，使具有航空母舰甲板大小的海岛建设成微型机场具有可行性。

本发明还提供一种航空母舰，在该航空母舰的甲板上设置有上述中描述的飞机弹射起飞装置。该飞机弹射起飞装置用于舰载机或其他类型的飞机在航空母舰的甲板上的弹射起飞。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种飞机弹射起飞装置，其特征在于，

包括弹性绳索、作功轮和主动力装置；

所述弹性绳索为弹性体，用于拖拽飞机使飞机运动，该弹性绳索通过自身弹性变形把能量传递至飞机；

所述作功轮包括齿轮飞轮以及一个或两个作功轮本体，所述作功轮本体和齿轮飞轮为通过回转轴连接的回转件，所述回转轴通过轴承设置于基座上；所述作功轮本体和齿轮飞轮在所述主动力装置的驱动下绕所述回转轴的轴线旋转；

所述作功轮本体外周开设有连续的、可容置所述弹性绳索的螺旋槽；该螺旋槽中心线包围形成的几何体称为螺旋线体，所述螺旋线体沿所述作功轮本体的回转轴线依次包括第一部分和第二部分；所述第一部分为圆柱，所述第二部分为圆锥形，该圆锥形自与所述第一部分连接处开始，回转直径增大；

所述作功轮旋转时，所述弹性绳索缠绕于所述螺旋槽中，并随作功轮旋转而被拉动。

2.根据权利要求1所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，所述作功轮本体起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同步装置，所述弹性绳索一端与该同步装置相连，在该同步装置与所述作功轮本体结合并共同旋转时，实现所述弹性绳索缠绕于所述螺旋槽中；在所述同步装置与所述作功轮本体分离后，该弹性绳索从所述螺旋槽中脱离。

3.根据权利要求1所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，所述第二部分满足以下关系式：

$a=\frac{{\mathrm{\πn}}_x^2{\mathrm{s\ϵ}}_x}{3600}$

其中，a为飞机弹射过程中要求的目标加速度，x为在回转轴线方向上，弹性绳索缠绕位置与弹性绳索起始位置之间的距离，n_x为弹性绳索缠绕至x位置处所述作功轮的转速，s为所述螺旋槽中心线螺距，∈_x为x位置处所述螺旋线体径宽比，所述径宽比∈_x＝Δd/Δx，Δx为x方向增加量，Δd为作功轮本体直径方向的增加量。

4.根据权利要求1所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，所述螺旋线体还包括第三部分，所述第三部分为自与所述第二部分结束处开始的圆柱，所述圆柱的直径小于或等于所述第二部分结束处的回转直径。

5.根据权利要求2所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，所述作功轮为两个作功轮本体的情况时，分别称两个作功轮本体为第一作功轮本体和第二作功轮本体；所述齿轮飞轮位于两个作功轮本体之间，且所述第一作功轮本体和所述第二作功轮本体在所述齿轮飞轮两侧对称设置。

6.根据权利要求5所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，还包括结构相同的两套复位装置，第一复位装置和第二复位装置；所述第一复位装置与所述第一作功轮本体对应，所述第二复位装置与所述第二作功轮本体对应；

所述第一复位装置包括第一剥离电机、第一径向进位组件和第一复位电机；

所述第二复位装置包括第二剥离电机、第二径向进位组件和第二复位电机；

所述第一剥离电机和第二剥离电机分别设置于所述第一作功轮本体和第二作功轮本体的结束端，该第一剥离电机包括轴线与所述作功轮回转轴线重合的第一内转子和第一外转子；该第二剥离电机包括轴线与所述作功轮回转轴线重合的第二内转子和第二外转子；所述第一内转子和第二内转子分别固定设置于所述第一作功轮本体和第二作功轮本体的结束端；所述第一外转子和第二外转子的外端开口为开口槽且开口槽开口方向与所述作功轮旋转方向相同；

所述第一径向进位杆组件和第二径向进位杆组件分别设置于所述第一剥离电机和第二剥离电机的上方位置；该第一径向进位杆组件包括第一径向进位杆和第一径向进位气缸；该第二径向进位杆组件包括第二径向进位杆和第二径向进位气缸；所述第一径向进位杆和第二径向进位杆的其中一端为开口槽，另一端分别于所述第一径向进位气缸和第二径向进位气缸连接；

所述第一复位电机和第二复位电机分别连接一根弹性绳索；

回收弹性绳索时，所述第一径向进位杆开口槽卡住弹性绳索，且径向移动至所述第一剥离电机的轴线位置，使所述第一外转子外端的开口槽卡住弹性绳索，然后，所述弹性绳索绕所述第一外转子的轴线旋转，且转速大于所述第一作功轮本体最大转速，所述弹性绳索从该第一作功轮本体的螺旋槽中剥离，被剥离的弹性绳索在所述第一复位电机带动下回复至原始位置；所述第二径向进位杆、第二剥离电机以及第二复位电机的工作过程与上述相同。

7.根据权利要求5所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，所述作功轮本体起始端位置设置有可与所述作功轮本体结合和分离的同步装置是，所述第一作功轮本体起始端设置第一同步装置，所述第二作功轮本体起始端设置第二同步装置；

所述弹性绳索一端与该同步装置相连是，所述第一同步装置和第二同步装置分别连接一根弹性绳索。

8.根据权利要求5所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，所述齿轮飞轮和两个作功轮本体为铸造为一体的结构。

9.根据权利要求5所述的飞机弹射起飞装置，其特征在于，所述第一作功轮本体和第二作功轮本体的结束端分别设置可通过轴向移动与第一作功轮和第二作功轮接合或分离的第一支撑轴和第二支撑轴；所述第一支撑轴和第二支撑轴通过轴承固定在所述基座上。

10.一种航空母舰，其特征在于，使用权利要求1-9任意一项所述的飞机弹射起飞装置。