CN106864765A

CN106864765A - 飞轮弹射器

Info

Publication number: CN106864765A
Application number: CN201510907362.3A
Authority: CN
Inventors: 章华正
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2015-12-11
Filing date: 2015-12-11
Publication date: 2017-06-20

Abstract

飞轮弹射器将飞轮储存的能量转换成直线推力，使被弹射物体在短时间内获得极高的速度，主要部件及动作顺序如下：飞轮-差速联轴器-变速器-传动机构-驱动齿轮-从动齿条-飞机，核心技术是圆锥螺线齿条无级变速器，飞轮带动变速器，输出的是无级加速转动；核心技术之二是连环驱动，一根主轴上串联若干个驱动齿轮，由这些驱动齿轮依次带动从动齿条，最终获得加速直线运动。本发明所列举舰载机弹射器，重量100吨，体积100m³，源动力功率5000kw，飞轮直径4米、重26吨，助推电机平均负载1万kw，动力扭矩500kN·m以上，常规弹射起飞重量45吨，平均加速度3.5g，末速度70.65m/s，弹射距离76.3米，每次弹射耗电50千瓦时，最短循环周期30秒。飞轮弹射器主要用于弹射军用飞机、民航飞机、火箭、轨道列车，等等。

Description

飞轮弹射器

所属技术领域

本发明涉及一种飞轮弹射器，它是一种直线加速器，能够在极短的时间内，释放出很大能量，将很大质量的物体加速到很高的速度。飞轮弹射器主要用于帮助飞机起飞、火箭发射、导弹发射、炮弹发射、物体抛掷、轨道列车加速、汽车加速、电梯运行、缆车运行，等方面。

背景技术

目前弹射器主要是用于军事方面，比较成熟的弹射器是蒸汽弹射器，开缝汽缸密封是核心技术，该技术要求牵引滑梭能在汽缸开缝处自由活动的情况下，又能及时密封汽缸内高温高压蒸汽。蒸汽弹射器的缺点较多，主要有在弹射的前、后阶段加速度相差太大，准备时间太长，储汽罐及控制系统太复杂，体积太大、重量太大、能源利用率太低，淡水消耗量太大，维护保养维修工作量太大，运行周期较长，系统制动机构复杂且需要占用较长的距离，等等。

电磁弹射器比蒸汽弹射器先进，但由于技术难题太多，还未能投入实际应用。据称线性电动机长95.36米，末段有7.6米的减速缓冲制动区(注：制动减速度达35g)；采用飞轮及大型发电机转子储能。电磁弹射器的缺点也是很明显的，首先是需要大功率的电源，以机械能的方式储存能量，在需要电能的极短时间内，由发电机将机械能转换成巨大的电能，然后再利用直线电机将电能转换成机械能，这一系列的转换，不仅技术复杂，配套设备庞杂，体积庞大，造价很高，而且不经济，比如，欲达到本发明所涉及最大弹射能量490兆焦的能力，弹射时间2.1秒，需要40万千瓦功率的电源；其次是电能在转换成机械能的过程中会产生大量的热，不仅处理起来很麻烦，本身也是效率低下的表现；磁场对人体和电子设备究竟有多大的影响，还需要实践检验；动子滑梭惯性巨大，不仅制动困难，且需复位后，后续飞机才能够就位；在战时条件下，大量电子元器件的可靠性如何保证，等等，许多难题尚待解决。

附：美国电磁弹射器技术指标预期如下：最大弹射重量22.5吨(另说36吨)，起飞速度：28～103米/秒；最大牵引力和平均牵引力之比：1.07；最大弹射能量：122兆焦；最短起飞循环时间：45秒；重量：225吨；体积：425立方米；补充能源需求：6350千瓦。

蒸汽弹射器和电磁弹射器制造费用太高，使用成本太高，很难在民用方面有所作为。

发明内容

本发明要解决的技术问题：被弹射飞机在助推电机、飞机发动机、和飞轮产生的摩擦力三方面动力的协同推动下起步、逐步加速，避免突然加速产生冲击，传动机构转速达到飞轮转速后，再闭合飞轮。飞轮输出的能量经由圆锥螺线齿条无级变速器，转换成加速转动的能量，然后用一根主轴带动若干个驱动齿轮，由这些驱动齿轮依次带动从动齿条，最终获得加速直线运动。弹射系统的主要部件是：源动力电机-差速联轴器-变速器-传动机构-驱动齿轮-从动齿条-飞机，其中最核心的技术是圆锥螺线齿条无级变速器。

本发明的有益效果是：采用飞轮作为主要动力源，利用了飞轮储能比大，能量释放平稳，能量传递效率高的优点，同时采用助推电机作为辅助动力源，实际上是利用了电磁弹射器的优点，作为整个机构所需能量填平补缺的游码；让传动机构以转动方式运行，有利于能量的传递；传动机构部件的惯性限于转动，不存在消减直线惯性的问题，有利于系统的制动，可大大缩短弹射占用距离；前面飞机弹射出去，不需要等待滑梭复位，后续飞机立即就可就位，极大缩短弹射循环周期时间；有利于简化传动结构，有利于机构减轻重量、减少体积，有利于能量回收。飞轮弹射器具有结构简单、可靠性高、力传递比大，体积小、重量轻、制造成本低，效率高，运行成本低，维护简便，等等优点，能够广泛用于军事和民用方面。

本发明所例举的舰载飞轮弹射器，重量100吨左右，体积100m³左右，源动力有效功率5000kW，飞轮重量26吨，飞轮直径4米，飞轮常规转速1920r/min；3台助推电机合计功率2.5万kW；弹射器平均推力1470kN；每次弹射耗电50千瓦时；常规弹射飞机起飞重量45吨，加速度由4g逐步降低为2.74g，平均加速度3.5g，末速度70.65m/s，弹射距离76.3米(距舰首边缘的距离，即含跃升跑道在内的跑道全程距离)，用时2.12秒，最短循环周期30秒；单台弹射器输出的弹射能量112MJ；可弹射5～45吨各型飞机；弹射起飞速度20～120米/秒。弹射器可以单台使用，也可以组合使用，4套动力系统并联起来，平均推力达600吨，弹射能量449MJ，最大弹射起飞重量180吨。飞轮弹射器各项指标全面超越美国电磁弹射器指标。

现有的民航飞机(包括客机、货机、等等飞机)起飞，只能采用发动机提供动力，不但不经济，而且占地面积太大。例如民航大型飞机(比如波音747)起飞，需要3000米以上跑道，需消耗燃油近5吨。而采用弹射器帮助360吨飞机起飞，加速度0.6g，达到313公里的时速，仅需耗电500千瓦时，耗油十几升(仅需巡航耗油量)；弹射距离为644米，牵引梭制动距离60米；由于采用导轨跑道，跑道宽度大大降低；弹射时间15秒，弹射器的最短循环周期3分钟。民航弹射器可弹射20～360吨的飞机。几台弹射器可以同时运行，密集弹射飞机。弹射民航飞机，将飞机的前起落架停靠在弹射器的牵引托上即可，不需要对飞机作任何改造。

3000吨火箭依靠发动机起飞，达到131m/s速度，需要消耗上百吨的燃料。而采用弹射器帮助起飞，达到同样的速度，弹射距离292米，仅需耗电1万千瓦时。火箭弹射器可弹射200～5000吨起飞重量的火箭，火箭直径5～10米，弹射加速度为1～6g。

轨道列车包括地铁、轻轨列车、高铁、动车、普通客运列车、货运列车，等等，为了缩短起步时间，轨道列车不得不配备较大功率的动力，而在绝大部分时间内，列车是匀速行驶，只需要克服阻力的动力，根本就不需要配备那么大功率的动力，从方方面面来说，均造成极大的浪费。采用弹射器帮助起步，机车动力功率配备可降低一半，而加速时间减少大半。

一旦轨道列车配备了从动齿条，就为助推列车创造了条件，从而就可以在优化铁路设计方面大做文章，减少铁路线路受限因素。例如在轨道下面设置助推机构后，就可以适度加大铁路坡度，在牵引机车动力不变的情况下，仍然能够保持列车较高的行驶速度，还可以利用列车下坡的动能，带动设置在地面的发电机发电。

附图说明

图1.舰载机弹射器结构示意图；

图2.舰载机弹射驱动方式示意图；

图3.舰载机副油箱结构示意图；

图4.舰载机飞机尾气导流器结构示意图；

图5.民航飞机弹射器结构示意图；

图6.陆基弹射器牵引梭结构示意图；

图7.火箭弹射系统结构示意图。

图8.轨道列车弹射系统结构示意图。

图9.舰载机圆锥螺线齿条无级变速器比例尺寸示意图。

说明书附图中各部件名称编号：

(1)源动力电机；(2)飞轮；(3)差速联轴器；(4)圆锥螺线齿条无级变速器；(5)变速器主动轮；(6)变速器从动轮；(7)圆锥螺线齿条；(8)空齿段；(9)传动轮；(10)传动轮导轨；(11)传动轮控制杆；(12)从动轮移动控制机构；(13)花键轴；(14)变速器动力输出轴；(15)助推电机；(16)传动齿轮组；(17)复位电机；(18)主传动轴；(19)伞齿轮组；(20)枝传动轴；(21)驱动齿轮；(22)驱动力平衡轮；(23)主轴第一离合器；(24)主轴第N个离合器；(25)刹车及能量回收装置；(26)跑道；(27)翘首甲板；(28)飞机；(29)前起落架；(30)后起落架；(31)副油箱；(32)机载齿条；(33)飞机喷气导流器；(34)皮带轮；(35)舰载机弹射导向轮；(36)舰载机弹射导向轨道；(37)飞机挂弹位置；(38)副油箱连接栓；(39)副油箱与机体结合部位；(40)浮球降落伞存放位；(41)集流罩；(42)排气管；(43)支架；(44)可翻转甲板；(45)导流器旋转轴；(46)导流器隐藏井；(47)排风扇；(48)陆基弹射器复配动力系统；(49)飞轮减速机；(50)绞轮离合器；(51)中小型绞轮；(52)大型绞轮；(53)钢缆；(54)牵引梭；(55)牵引托；(56)制动滑道；(57)牵引梭车体；(58)牵引托支撑体；(59)螺杆伸缩装置；(60)牵引托活动后栏板；(61)轨道下车轮；(62)轨道上车轮；(63)牵引梭运行轨道；(64)牵引梭通道侧壁；(65)牵引梭通道盖板；(66)电动机暨发电机两用机；(67)运载火箭；(68)火箭第二套动力系统；(69)火箭第三套动力系统；(70)火箭第四套动力系统；(71)同步协调机构；(72)火箭第二套传动系统；(73)火箭齿条；(74)发射架枝传动轴；(75)对冲伞齿轮；(76)对冲驱动齿轮；(77)火箭导向滑杆；(78)火箭导向滑槽；(79)轨道列车；(80)列车齿条；(81)接力驱动齿轮。

具体实施方式

飞轮弹射器关键部件功能及原理

1.飞轮(2)。飞轮是储存能量的部件。飞轮还可作为储存电能的装置。

2.源动力电机(1)。采用调速电机，以适合于飞轮启动，和便于调整飞轮转速。

3.差速联轴器(3)。一般称为摩擦离合器。差速联轴器是启动和停止飞轮动力弹射的开关。在弹射器起步阶段，加速器主动轮(5)由零速状态起步，飞轮(2)或飞轮减速机(49)输出的转速大于主动轮的转速，差速联轴器不能直接闭合，否则将造成主动轮的加速度太大，形成猛烈的冲击，因此差速联轴器在弹射的起步阶段是差速运转，通过摩擦力传递能量。当主动轮(5)转速达到飞轮或飞轮减速机输出的转速，起步结束，闭合差速联轴器。

4.圆锥螺线齿条无级变速器(以下简称“变速器”)(4)。变速器由：圆锥螺线齿条变速器主动轮(5)(以下简称“主动轮”)-传动轮(9)或链条-圆锥螺线齿条无级变速器从动轮(6)(以下简称“从动轮，，)组成。主动轮采用外凸的近似抛物线旋转面圆锥体，从动轮采用内凹的近似抛物线旋转面圆锥体，这个圆锥体的错位(错位一个齿条的宽度)横截面外廓是一条螺线。将齿条一圈挨一圈缠绕该在锥体上，得到的就是圆锥螺线齿条(7)。主动轮上齿条与从动轮上齿条的齿数必须相等。从动轮采用花键轴(13)，使从动轮能够自由的沿着花键轴移位，从而使主动轮与从动轮啮合处之间的间距保持不变。变速器工作起始时刻，通过传动轮(9)，主动轮的小头与从动轮的大头啮合，随着主动轮旋转，在从动轮移动控制机构(12)是控制下，传动轮顺着齿条，向主动轮的大头和从动轮的小头移动，由于主动轮(5)转速的降幅很小，而啮合处直径比变得越来越大，因此从动轮(6)的转速变得越来越快。弹射终了时刻，主动轮的大头与从动轮的小头啮合，变速比达到最大值。

当传动齿轮到达主动轮和从动轮的齿条末端，差速联轴器(3)随即动作，切断动力输入，主动轮和从动轮之间不再有力的传递，弹射结束。

在主动轮和从动轮的齿条末端设置小半圈过渡齿，过渡齿不传递力，齿宽、齿厚、齿高均逐渐减小，主要用于变速器复位时，便于双双与传动轮搭接啮合。在过渡齿之后，在圆锥体上设置空齿段(8)，飞轮动力撤除之后，在惯性作用下，主动轮、从动轮继续转动，传动轮越过齿条尽头后，进入到空齿段上，主动轮和从动轮脱离啮合。刹住车后，启动主动轮和从动轮的复位电机(17)，让两轮停在复位起始位(两齿条的末端头处于最靠近的位置)，在传动轮控制杆(11)的支配下，将传动轮(9)送入与主动轮和从动轮啮合，然后启动复位电机(17)倒转，让从动轮倒转，直至传动轮同时到达主动轮和从动轮齿条(7)的起始端头。

后附：“圆锥螺线齿条无级变速器(舰载机弹射器)相关数据列表”

5.轴传动机构。传动机构由以下部件构成：

1)主传动轴(18)。主传动轴(以下简称主轴)的长度根据弹射距离来设置。主轴上需设置若干轴承，用以支撑主轴。主轴上设置若干个离合器(23、24)，当从动齿条(32)越过离合器(N)后，随即分离该离合器，可以减少系统的负荷。

2)伞齿轮组(19)。在主轴上，每隔3～20米，设置一组伞齿轮组，每组伞齿轮的规格必需一致，确保每组伞齿轮的转速完全相同。调整主动轮与从动轮间直径比，可以改变主传动轴(18)与枝传动轴(20)之间的速比。

3)枝传动轴(20)。枝传动轴设置若干组，一根主轴(18)同时带动若干枝轴(20)等速转动。每根枝传动轴与伞齿轮组(19)的从动轮连接，枝传动轴垂直于主传动轴(18)，从而实现将主轴旋转的方向改变90度。舰载机的最后两组枝传动轴上串联万向节联轴器，将该轴做成可摇摆式，导向轮进入滑跃跑道(滑跃距离15米左右)后，机载齿条将由水平状态逐渐向上翘起，机载齿条与水平线之间的夹角逐渐变大，随着机载齿条夹角的变化，枝传动轴的角度也必须跟随变化，使驱动齿轮与机载齿条之间始终保持良好的啮合。

舰载机弹射器的枝传动轴采用花键轴，设置为伸缩式枝传动轴(20)，缩回枝传动轴，可将驱动齿轮(21)缩回到甲板之下，隐藏起来。

火箭发射架上的驱动齿轮(21)需设置为对称的两组，因此需设置火箭第二套传动系统(72)。火箭弹射器第一传动系统的枝传动轴(20)长度固定不变，第二传动系统设置为伸缩式发射架枝传动轴(74)，以适合于弹射不同直径的火箭(67)。

4)驱动齿轮(21)。舰载机驱动齿轮采用圆柱直齿轮，驱动齿轮与枝传动轴(20)连接，从动齿条与驱动齿轮啮合，在转速一定的条件下，驱动齿轮(21)直径越大，弹射速度越快。驱动齿轮压力角采用尽可能小的角度，从而尽可能降低驱动力在法线方向的分力。相邻两组驱动齿轮会同时作用在同一个从动齿条上，因此各组驱动齿轮的转速必须完全相等。

5)驱动力平衡轮(22)。驱动力平衡轮的轴线与驱动齿轮的轴线保持平行。驱动齿轮压力角的存在，使齿轮驱动力作用在机载齿条上时，除了产生齿条运行方向的推力外，还会产生一个法线方向的分力，需要设置驱动力平衡轮(22)来承担这个分力。在机载齿条与驱动齿轮啮合处法线方向，机载齿条的背面，设置驱动力平衡轮。为避免机载齿条(32)与平衡轮接触时产生冲击，驱动齿轮平衡轮需与驱动齿轮(21)同步转动，拟用皮带轮(34)带动。

6)接力驱动齿轮(81)。列车弹射器驱动齿轮必须要设置在地面之下，而驱动齿轮的直径不能任意设置，因此需要采用接力驱动齿轮来实施对从动齿条的驱动。接力驱动齿轮由驱动齿轮(21)带动。接力驱动齿轮(81)的直径不受限制，根据现场条件来确定。

6.从动齿条。从动齿条与驱动齿轮(21)啮合，从动齿条的长度必须要大于2个驱动齿轮之间的间距，使至少有1个驱动齿轮与从动齿条保持啮合。从动齿条在运行过程中，当尾部与驱动齿轮啮合时，从动齿条的头部已经与前面一个驱动齿轮啮合，因此，设置一系列转速相同的驱动齿轮，能够依次接续驱动从动齿条做直线运动。

从动齿条可分为三种类型：

1)机载齿条(32)。舰载机配备的从动齿条属于弹出型机载齿条，可分为两种：第一种是随机携带型机载齿条，长度3～6米，与起落架一样，需要使用时，伸展开来，不使用时，折叠收拾起来装在机舱内。第二种是可分离型机载齿条，需附着在副油箱(31)下面，长度3～10米。若干个驱动齿轮(21)依次接续驱动机载齿条，最终将飞机连同机载齿条一并弹射出去。机载齿条在垂直方向的单侧面设置齿，与驱动齿轮啮合，齿条垂直方向的另一个侧面与驱动力平衡(22)轮保持接触。机载齿条在运行过程中，将要不断穿越驱动齿轮和驱动力平衡轮之间的间隙，为了让机载齿条顺利插入两轮之间的间隙，把驱动齿条的头部做成锥体形状。机载齿条得以只能在驱动齿轮和驱动力平衡轮之间运行，需要依靠导向轮(35)来限定机载齿条的运行轨迹，舰载机弹射轨道(36)需要较高的精度，确保机载齿条运行轨迹精准。

2)火箭齿条(73)。火箭齿条设置在第一级火箭上，在侧壁相对称的位置上各设置一组火箭齿条，每组齿条由2列齿条构成，共4列齿条，使火箭两侧且两对面受力平衡。

3)列车齿条(80)。列车齿条设置在每节车厢的底盘下面，长度根据需要酌情设置。

7.副油箱(31)。舰载机副油箱用可分离的连接栓与机体连接，分离连接栓，飞机便可抛弃副油箱；副油箱做成薄体倒梯形(与后掠式机翼匹配)，副油箱连接在飞机上后，副油箱面与机翼面平行，将副油箱作为临时副机翼使用，使之具有第二层机翼的功能，此时飞机变成为了双层机翼；副油箱纵横幅度5～10米，拟增加飞机机翼面积50％以上，可以大大提高飞机的起飞重量(或降低飞机的起飞速度)。副油箱厚度0.3～1米，挂在机体下方，载油量1～20吨；将机载齿条(32)附着在副油箱的下部；在副油箱靠前的下部设置2个弹射导向轮(35)，用以替代飞机的前起落架(29)(导向轮落位在导向轨上后，随即收回起落架)，加上后起落架(30)，共有4组轮子着地，可提高飞机运行的平稳性。在跑道上设置2条弹射导向轨道，导向轮卡在导向轨内，限制导向轮只能在导向轨内运行；副油箱体上留空出飞机挂弹位置(37)，使飞机所挂的炸弹、鱼雷、大型导弹等弹药也能够挂在副油箱上；副油箱内配备浮球降落伞；参加作战格斗时，抛弃副油箱，减轻飞机重量；舰载机降落着舰之前，应当将未使用的弹药与飞机分离，让其转挂在副油箱上，并将剩余的燃油转移至副油箱内，尽可能减轻飞机重量，降低着舰速度，避免舰载机带弹带油着舰，消除燃爆隐患，最大限度降低风险；在预设海域抛弃副油箱，降落过程中，对浮球降落伞(40)充气，减缓降落速度，坠海后，由打捞船收回(尤其是在非战争状况下，舰载机绝大部分的起降，都是备而不战，弹药带回的概率很大。将舰载机分为两部分，分别回收，实际上是采用了双体飞机模式，主体部分在舰上降落，副体部分在海上降落。采用副油箱模式舰载机，具有极其重要的现实意义)；不需要回收副油箱时，可让副油箱沉入深海底。

8.助推电机(15)。弹射机构本身运行所消耗的能量主要由助推电机提供；飞机进入滑跃跑道附加的推力由助推电机提供；弹射起步阶段，飞机加速所需要的能量主要由助推电机提供，尽可能降低飞机发动机推力，和差速联轴器(3)的摩擦力；助推电机可设置多台，舰载机弹射器的主传动轴上每段配备1台，根据主轴各段的最高转速来设置各台助推电机的额定转速，每台助推电机超额配备功率，输出功率随时根据负荷的变化酌情调整，用以来平衡整个弹射系统的受力状况；助推电机的连接方式分为两种，一种是直接串联在主轴(18)上，用转子的轴代替一段主轴；二是旁接，设置一组传动齿轮或皮带轮，从动轮安装在主轴上，主动轮安装在电机转轴上，第二种方式可利用改变主动轮和从动轮的直径比，降低动力输出转速，通过机械减速，实现力矩输出的增加；助推电机配备的功率较大，可单独设置供电系统，由储能飞轮(2)带动发电机，弹射器工作时，发电机与助推电机同步工作，如不单独设置专用发电机，也可暂停舰船上部分其他电机供电，让其他电力设备根据助推电机的工作周期，适时避让，避免电源负荷太大；助推电机采用特殊高滑差电机(电磁调速异步电动机)。

9.喷气导流器(33)。舰载机弹射器设置飞机喷气导流器，导流器由集流罩(41)、排气管(42)、支架(43)、可翻转甲板(44)、旋转轴(45)、排风扇(47)、隐藏井(46)，等部件组成。集流罩(41)做成喇叭形状，喇叭口完全罩住飞机发动机喷口，喇叭的底部连接垂直向上的排气管(42)，排气管内设置排风扇(47)，使集流罩内形成负压，让飞机喷出的气流更容易进入集流罩，并且让炽热气流垂直向上排空，不致影响后面排队等候的飞机。不使用导流器时，将其旋转90度，隐藏在隐藏井内。可翻转甲板翻上后，与周边甲板齐平。

10.陆基曳引机构。陆地机场具有比较充裕的位置，能够为牵引梭(54)消减惯性提供所需的较长距离，为了降低传动系统的重量，拟采用绞轮-钢缆作为曳引牵引梭的动力。

1)绞轮。绞轮采用锥体形状或直筒形状，绞轮由加速器的从动轮(6)带动。中小型绞轮(51)由1套动力系统带动；大型、特大绞轮(52)由2～4套动力系统并联带动。钢缆(53)缠绕在绞轮上，绞轮转动，带动钢缆(53)运动，从而带动牵引梭(54)运动。

2)钢缆(53)。中小型绞轮(51)所用钢缆用于牵引中小型飞机；大型、特大型绞轮(52)，需使用较粗的钢缆，用于牵引大型、特大型型飞机。

11.牵引梭(54)。牵引梭由以下部件构成：

1)牵引梭车体(57)。牵引梭车体是牵引梭(54)的骨架。

2)牵引托(55)。牵引托位于跑道(26)面之上，牵引托用于承载飞机前起落架(29)，前起落架所承担的重量完全压在牵引托(55)上。牵引托上设置有螺杆伸缩装置(59)，和活动后栏板(60)。伸长螺杆可放下后栏板，端头边缘正好着地，形成斜面桥，让飞机的前起落架驶上牵引托，然后再缩回螺杆，可将后栏板固定。在较繁忙的机场，一般是飞机排队等待起飞，前面的飞机弹射后出去，立即曳引后面的飞机停在起飞位上，刹住后起落架的轮子，使飞机不能移动，牵引托(55)复位，接近前起落架轮子时，放下后栏板(60)，端头正好着地，形成斜面桥，在运行过程中，将前起落架“铲”起，停放在牵引托上。

3)牵引梭运行轨道(63)，牵引梭运行轨道固定在牵引梭通道侧壁(64)上，轨道的上下缘由牵引梭的上下车轮夹卡住，使牵引梭不能上下晃动。牵引梭通道用盖板(65)遮盖。

4)轨道下车轮(61)，轨道上车轮(62)，分别承受牵引梭向上和向下力，合力抱紧轨道。

5)助推及复位系统。在牵引梭车体(57)内设置电动机暨发电机两用机(66)，弹射时助推，制动时回收能量。牵引梭停稳后，启动电机，将牵引梭(54)复位到起始位置。

在下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

特别说明

由于弹射器效率暂不能确定，为了简化推演计算过程，下述4项实施例中所使用参数，未涉及弹射器效率。实际应用中，应当根据弹射器的效率，将弹射器各项参数进行适当放大。

实施例一：

军用舰载飞机飞轮弹射器

一.舰载飞轮弹射器工作过程

在附图1、2、3、4、9中：

飞机(28)就位时，前起落架(29)的轮子驶入就位处的轮子沟槽内，使机身降低，让导向轮(35)正好卡位在弹射导向轨道(36)上，飞机再前行，让机载齿条(32)与驱动齿轮(21)啮合，然后收回前起落架，让前起落架承担的重量完全压在导向轮(35)上。

2.飞机点火成功后，启动助推电机(15)，主要利用助推电机提供的能量，加上飞机发动机推力和差速联轴器(3)摩擦力，三个力量协同作用，推动飞机起步。

3.主动轮(5)转速当达到与飞轮(2)输出的转速相等时，闭合差速联轴器(3)。

4.飞轮(2)输出的动力依次带动主动轮(5)-传动轮(9)-从动轮(6)-主传动轴(18)-伞齿轮组(19)-驱动齿轮(21)-机载齿条(32)-飞机(28)。

5.机载齿条(32)到达设定位置，行程开关动作，分离差速联轴器(3)，弹射结束。飞机在脱离弹射器的瞬间，拉起飞机(28)，离开翘首甲板(27)，加速升空。

6.前机弹出后，下一轮预备弹射的飞机(28)立即进入弹射位置。

7.飞机离开弹射位之后，随即将喷气导流器(33)翻转到隐藏井(46)内，可翻转甲板(44)齐平甲板，以便让后方飞机通过，待飞机进入弹射位之后，再将导流器翻转到上来。

二.舰载弹射器技术参数

(一)参数取值说明

为简化演算过程，及省略一些条件说明，以下演算过程中的所有条件均为假设，所有参数取值都是假设数字，或说是预想设计数字，只不过是为了通过演算，让业界更容易理解本发明的技术内容。这些数字的确切与否并不影响本发明在实际应用各个参数的确定。

(二)弹射器主要指标

1.舰载弹射器可弹射各型飞机，例示中，飞机起飞重量50吨(实际为45吨左右)。

2.弹射器机构运转所需要的能量，和克服阻力所需要的能量，由助推电机提供。

3.飞机起步阶段，起步平均加速度3g，所需时间0.4272秒，距离2.63米。

4.弹射器每次弹射输出的能量为112.16MJ，平均推力为1470kN，最大推力1715kN。

5.飞机发动机的推力为245kN，飞机推重比0.5，可提供0.5g的加速度。

6.差速联轴器闭合弹射阶段，飞机加速度从4g逐步降低至2.74g，平均加速度3.5g。

7.弹射距离76.3米(距舰首边缘)，弹射时间2.1208秒，最快循环周期为30秒。

8.弹射末速度70.65m/s(254.34公里/小时)，叠加船速，时速可达300公里以上。

9.由副油箱构成的第二层机翼，形成双层机翼，拟增加机翼面积50％以上。

10.抛物线滑跃跑道长度15米左右，跃升角度逐步增大，末端切线角度为10度左右。

11.主轴(18)长度设置为60.8米，分8段，共设9组伞齿轮(19)，每组伞齿轮之间的间距7.6米。在主轴的38％、78％部位处，分别设2个主轴离合器(23、24)。

12.驱动齿轮(21)直径0.5米(实际采用0.3125米，较之0.5米缩小1.6倍，伞齿轮组增速1.6倍，正好抵消，为简化叙述，计算过程中，把驱动齿轮直径作为0.5米来予以推演)。

13.驱动齿轮(21)的转速与变速器的从动轮(6)的转速相等(经过折算后)。

14.机载齿条(32)长度设置为8米，由于驱动齿轮(21)的间距为7.6米，因此，机载齿条(32)无论运行到那个位置，始终至少有1个驱动齿轮与机载齿条保持啮合。

15.源动力电机(1)的有效功率设置为5000kW，每个弹射周期，运行时间25秒左右。

16.助推电机(15)设置3台，主轴上每段配备1台，功率分别配为7000kW、3000kW、15000kW，合计2.5万kW，三台电机错开使用，最高负载1.5万kW，平均负载功率1万kW。，

17.飞轮(2)重量设置为26吨，直径4米，常规转速32r/s(1920r/min)，弹射终了时，转速降为30r/s(理论测算值，如果阻力耗能不太多，或为30.5r/s，飞机重量降低，末速度将加大)。

18.飞轮(2)与变速器主动轮(5)同轴，即主动轮转速与飞轮转速相等。

19.圆锥螺线齿条无级变速器

1)主动轮(5)。主动轮小头直径0.36米，大头直径1.32米，长度2.57米左右。

2)从动轮(6)。从动轮小头直径0.88米，大头直径1.84米，长度2.06米左右。

3)圆锥螺线齿条(7)的轮齿受力断面的宽度设置为4厘米，厚度为2.5厘米。

4)传动轮(9)。传动轮直径设置为0.5米左右。

5)变速箱外形(主动轮位于下方，从动轮位于上方，两转轴处于水平状态)轮廓最大尺寸约为：2.8米(长)×1.9米(宽)×3.2米(高)。重量约8吨，体积约12m³左右。

三.弹射器技术参数演算过程

(一)差速联轴器差速起步阶段

1.差速起步

在弹射器起步阶段，加速器主动轮由零速状态起步，飞轮的转速为32r/s，差速联轴器不能闭合，否则会使变速器的加速度太大，造成冲击。经过起步加速，当从动轮的转速达到8r/s，这时主动轮转速达到32r/s，与飞轮的转速相等，起步结束，闭合差速联轴器。

2.计算起步阶段整个系统所需要的转矩

差速起步阶段，弹射器平均加速度3g(飞机发动机提供的推力忽略不计)，飞机重量50吨，驱动齿轮半径0.25米，弹射器加权平均质量15吨，加权平均半径0.15米，则所需要的转矩：

Z＝∑(F×r)

＝m₁a×r₁+m₂a×r₂

＝50×3×9.8×0.25+15×3×9.8×0.15

＝434(kN·m)

3.计算起步阶段助推电机所能提供的转矩

已知起步终了，驱动齿轮的转速为480r/min，第一级助推电机功率7000kw，减速比3倍，第二、三级可提供功率8000kw，根据相关计算公式，则3台助推电机总计所能提供的转矩为：

助推电机转矩(N·m)＝∑【9550×助推电机功率(kw)÷助推电机转速(r/min)】

＝(9550×7000÷480)×3+9550×8000÷480

＝578(kN·m)

从上述计算结果可知，助推电机提供的能量，足够以3g的平均加速度，推动飞机起步。

4.差速起步理想模式

如果助推电机提供的推力足够大，已经能够满足飞机起步所需要的能量，就不需要差速联轴器提供推力，可以简化差速联轴器(直接采用离合器，更加简单)；也不需要飞机发动机提供起步的推力，可节约燃油，减少热气流的排放，避免对后面排队飞机的影响。

(二)差速联轴器闭合弹射阶段

1.计算闭合弹射阶段，从动轮的初转速

闭合阶段，飞轮弹射起始时刻，主动轮小头与从动大头啮合处，主动轮小头直径为0.44米、从动轮大头直径为1.76米，主动轮的初转速为32r/s，则从动轮初转速为：

Z＝主动轮初转速×主动轮直径÷从动轮直径

＝32×0.44÷1.76

＝8(r/s)

2.计算闭合弹射阶段，驱动齿轮的初线速度

U＝驱动齿轮初转速×驱动齿轮直径×3.14

＝8×0.5×3.14

＝12.56(m/s)

3.计算闭合弹射阶段，从动轮的末转速

飞轮弹射终了时刻，主动轮的大头与从动轮的小头啮合，已知主动轮的大头直径为1.32米，从动轮的小头直径为0.88米，主动轮的末转速为30r/s，则从动轮末转速为：

Z＝主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径

＝30×1.32÷0.88

＝45(r/s)

4.计算闭合弹射阶段，驱动齿轮的末线速度

U＝驱动齿轮末转速×驱动齿轮直径×3.14

＝45×0.5×3.14

＝70.65(m/s)

驱动齿轮的末线速度等于飞机的弹射速度，该速度相当于254.34公里/小时。

飞轮末转速30r/s，是保守测算数值，若能达到30.5r/s，则弹射末速度为71.83m/s。

(三)弹射时间及距离、变速器长度、助推电机功率配备

1.计算弹射时间

差速阶段和闭合阶段平均加速度分别为3g、3.5g，则合计弹射时间为：

由：U＝U₀+at

得：t＝【12.56÷3÷9.8】+【(70.65-12.56)÷3.5÷9.8】

t＝2.1208(s)

2.计算弹射的距离

由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知，从动轮累计旋转48.6圈，弹射距离为：

48.6×0.5×3.14＝76.3(m)

3.主动轮旋转圈数

由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知，主动轮累计旋转61.06圈。

4.从动轮和主动轮长度计算

1)主动轮。主动轮旋转61.06圈，另需要设置1.5圈的空齿段，共需设置轮齿62.56圈左右，每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右，主动轮长度为2.57米左右。

2)从动轮。从动轮旋转48.6圈，另需要设置1.5圈的空齿段，共需设置轮齿51.01圈左右，每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右，从动轮长度为2.06米左右。

5.计算闭合弹射起始时刻，助推电机所需要的功率

起步完成后，飞机加速所需能量由飞轮提供，传动机构运行所需能量，由助推电机提供。已知闭合弹射起始，主轴的转速为480r/min，弹射机构的加权平均质量15吨，加速度4g，加权平均半径0.15米，根据电机功率与转矩关系相关计算公式，助推电机所需要的功率为：

9550×助推电机功率(kw)÷助推电机转速(r/min)＝转矩＝ma(N)×驱动齿轮半径(m)

9550×助推电机功率÷480＝15×1000×4×9.8×0.15

助推电机功率＝4433(kw)

起步结束，差速联轴器闭合，飞轮开始提供大部分能量，助推电机输出功率相应减少。

6.计算飞机到达主轴第一段离合器时刻，助推电机所需要的功率

已知飞机到达主轴第一段离合器时刻，主轴的转速1785r/min，弹射机构质量15吨，加速度3.49g，加权平均半径0.15米，根据相关计算公式，则助推电机所需要的功率为：

9550×助推电机功率(kw)÷助推电机转速(r/min)＝ma(N)×弹射机构加权平均半径(m)

9550×助推电机功率÷1785＝15×1000×3.49×9.8×0.15

助推电机功率＝14384(kw)

助推电机总功率配备2.5万kw，最大负载1.5万kw，足够弹射机构本身运行所需能量。

7.计算弹射终了时刻，助推电机所需要的功率

已知弹射终了，主轴的转速为2700r/min，弹射机构的加权平均质量5吨，加速度2.74g，加权平均半径0.15米，根据相关计算公式，则助推电机所需要的功率为：

9550×助推电机功率÷2700＝5×1000×2.74×9.8×0.15

助推电机带动弹射机构占用功率＝5694(kw)

即末端段主轴运行助推功率需要5694kw，额定转速2700r/min。

8.滑跃跑道附加推力需要功率计算(考虑惯性因素，及短时过载，附加推力功率按照七折配置)

飞机进入滑跃跑道，主轴的最高转速2700r/min，助推力提供的加速度2.24g，滑跃跑道最大角度10度，根据相关计算公式，则助推电机附加推力所需要的最大功率(七折)为：

9550×助推电机功率(kw)÷电机转速(r/min)＝ma(N)×sin10°×驱动齿轮半径(m)×70％

9550×助推电机功率÷2700＝50×1000×2.24×9.8×0.174×0.25×70％

助推电机附加推力占用功率＝9449(kw)

末段主轴助推功率包括滑跃跑道助推和弹射机构运行，共计15143kw(5694+9449＝15143)。

9.假如不用飞轮提供动力，能量全部由电动机提供，电动机所需要的功率计算

由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知，飞机到达主轴第二段离合器时刻，弹射器产生的推力最大，此时主轴转速2446r/min，加速度2.98g，其中由电力弹射器提供加速度2.48g(减去飞机发动机提供的加速度0.5g)，飞机重量50吨，驱动齿轮半径0.25米，弹射机构质量9吨，加权平均半径0.15米，根据相关计算公式，则电机所需要的功率为：

转矩＝∑(F×r)

电机转矩＝m₁a×r₁+m₂a×r₂

9550×电机功率÷2446＝50×1000×2.48×9.8×0.25+9×1000×2.98×9.8×0.15

电机功率＝77811(推动飞机所需功率)+10098(传动机构运行所需功率)

电机功率＝87909(kw)

结论：如果不依靠飞轮提供能量，而纯粹依靠电磁力提供能量，加上克服阻力所需能量，和滑跃起飞附加的能量，纯电力弹射器的电机功率需10万kw以上(非直线电机模式)。

四.圆锥螺线齿条无级变速器受力分析

1.变速器轮齿的受力测算

1)根据变速器数据列表，弹射终了，飞机加速度2.74g，则弹射器提供的加速度2.24g，(飞机发动机提供加速度0.5g)，负载质量50吨，从动轮直径0.88米，受力设为F_末。

F_末×从动轮轮直径＝驱动齿轮受力×驱动齿轮直径

F_末×0.88＝(50×2.24×9.8)×0.5

F_末＝623.64(kN)＝63.64(吨)

说明，飞机进入滑跃跑道，弹射器除需提供产生加速度的推力之外，还需提供向上推力，这部分附加推力由末级助推电机提供。

2)由圆锥螺线齿条加速器数据列表得知，轮齿的最大受力为654.46kN。

2.变速器齿轮单个齿能够承受的最大剪切力测算

假如轮齿的许用剪切应力为2000MPa(选用特殊材料，可达3000MPa以上。例如：固体火箭发动机壳体用18Ni(300)马氏体时效钢，使用强度为1900MPa；浓缩铀离心分离机旋转筒体用马氏体时效钢，使用强度达到2450MPa。随着技术的进步，许用剪切应力为2000MPa以上的材料，选择范围较大)。

变速器齿轮的齿宽、齿厚分别设置为40mm、25mm，则齿承受剪切处的截面积为1000mm²。

变速器齿轮单个齿能够承受的剪切力＝2000×1000

＝2000(kN)

3.结论：根据计算结果，变速器齿能够承受的剪切力，远远大于轮齿的最大受力，轮齿强度具有3倍以上的保险系数(2000÷654.46＝3.06)。

四.传动机构零部件参数

1.主传动轴

1)主轴总长度60.8米，其中有6米以上的长度由变速器和助推电机轴代替。

2)主传动轴拟采用外径200mm，内径170～180mm(主轴前部扭矩较大，壁厚较大)钢管，每米平均重量57公斤。主轴总重量约3.1吨。

2.枝传动轴

1)枝传动轴采用花键轴，直径100mm左右，平均每米重量60公斤，平衡轮的枝传动轴拟采用空心轴，每米重量30公斤。

2)枝轴每组长度1.5米，共计设置9组。枝轴重量约1.22吨。

3.伞齿轮组

1)主动轮直径0.48米，从动轮直径0.3米，平均厚度约0.1米。

2)伞齿轮组共计设置9组，每组重量约150公斤。共计重量约1.35吨。

4.驱动齿轮

1)驱动齿轮直径0.3125米，平均厚度约0.1米。

2)驱动齿轮共计设置9个，每个重量约60公斤。共计重量约0.54吨。

5.其他

1)驱动力平衡轮共设置9组；离合器，设置2组；联轴器，若干；制动摩擦片，设置2组；轴承，若干；另外还有未统计的小零部件。几项合计约3吨。

6.变速器从动轮，及助推电机

1)变速器从动轮重量约2吨。

2)三台助推电机的转子串联在主轴上，是动力输出部件，重量未计入传动部件。

7.传动机构零部件合计重量

以上几项零部件重量相加，合计约11.21吨，加上不确定因素，传动机构质量约15吨。加权平均半径约0.15米。

8.主传动轴承受的最大剪切力测算

已知主轴最大扭矩为481.67kNm(50×3.5×9.8×0.25+9×4×9.8×0.15＝481.67。注：由于助推电机分段设置，传动机构本身按9吨重量计算扭矩)，采用外径0.2米(D)，内径0.17米的主轴，则内外径比(α)为0.85(0.17÷0.2＝0.85)，由空心轴能够承受扭矩相关计算公式：

空心转轴剪切应力＝T÷W

＝(16×扭矩)÷【3.14×D³×(1-α⁴)】

＝16×475.06×10³÷【3.14×0.2³×(1-0.85⁴)】

＝642.8(MPa)

结论：假如主轴的许用剪切应力为2000MPa，根据计算结果，主轴强度具有3.1倍的保保险系数(2000÷642.8＝3.11)。

五.飞轮动力源

1.弹射器最大推力计算

飞机质量50吨，由弹射器提供的最大加速度3.5g，则由弹射器提供的最大推力为：

F＝ma

＝50×3.5×9.8

＝1715(kN)＝175(吨)

2.弹射器平均推力计算

飞机质量50吨，由弹射器提供的平均加速度3g，则由弹射器提供的平均推力为：

F＝ma

＝50×3×9.8

＝1470(kN)＝150(吨)

3.弹射器需要做功能力计算

已知弹射器平均推力为1470kN，做功的距离为76.3米，则做功量为；

W＝f×L

＝1470(kN)×76.3(m)

＝112.16(MJ)

4.助推电机专用发电机消耗飞轮的能量计算

助推电机平均负载1万kW，由舰船电源供电1万kW(2台源动力电机暂时停用)，最大负载1.5万kW，飞轮带动专用发电机供电5000kW，瞬间工作时间0.5秒，则发电消耗的能量为：

W＝5000(kW)×0.5(s)

＝2.5(MJ)

5.计算需要补充动力的功率。

每个弹射周期，源动力电机积蓄能量工作时间25秒左右

112.16(MJ)÷25(s)＝4486(kW)

需配置有效功率5000kW的源动力电机。

6.飞轮储能计算

采用重量为26吨的圆柱体飞轮，直径4米，转速32r/s。飞轮具有的能量为：

E＝1/2×I×ω²

＝1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度²)

＝1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径²)×(飞轮角速度²)

＝0.5×(0.5×26×10³×2²)×(32×2×3.14)²

＝1050(MJ)

6.飞轮转速降为30r/s时，飞轮具有的能量计算

E＝1/2×I×ω²

＝0.5×(0.5×26×10³×2²)×(30×2×3.14)²

＝922.86(MJ)

7.能量平衡计算

1050-922.86-112.16-2.5＝12.48(MJ)

12.48MJ能量备用于克服系统阻力。飞轮能够释放的能量足够弹射器工作所需要的能量。

8.启动飞轮所需时间计算

启动飞轮过程中，假如源动力电机的平均有效功率为2000kW，则启动时间为：

1050×10³÷2000＝525(秒)＝8.75(分钟)

六.弹射其他型号舰载飞机

(一)弹射低速轻型飞机

弹射无人机、侦察机、轻型战斗机，等低速飞机，降低飞轮转速，从而降低弹射速度。

(二)弹射高速较轻飞机

1.弹射机翼面积较小的战斗机，需要较高的起飞速度，为了提高弹射速度，可以在一定范围内提高飞轮转速，但是推力不能够超过弹射器的极限，加速度不能超过人员承受的极限。无人驾驶飞行器，比如无人机，巡航导弹，等等，可以采用较高的加速度。

2.计算非常规弹射飞机的速度

已知弹射器的平均推力150吨，飞机起飞重量30吨，由飞机发动机提供的加速度0.5g。

F＝ma

150＝30×(a-0.5)

a＝5.5(g)

由：U_末 ²-U_初 ²＝2×a×s

U_末 ²-0＝2×5.5×9.8×76.3

U_末＝90.69(m/s) 相当于时速326.5公里。

3.计算需要调整的飞轮末转速

由：U_末＝飞轮末转速×变速器末端增速比×驱动齿轮直径×3.14

得：飞轮末转速＝90.69÷1.5÷0.5÷3.14

＝38.5(r/s)

需将飞轮末速度调整为38.5r/s(2310r/min)，常规弹射飞轮末转速为30r/s。

(三)弹射大型飞机

1.大型飞机弹射系统

在降落跑道区域，设置2台备用弹射器，间距15米，弹射距离76.3米，常规弹射速度70.65m/s。该弹射器每台配备2套动力系统，每套平均推力为150吨，弹射50吨的飞机只需使用1套动力系统，弹射100吨的飞机(预警机、反潜机、轰炸机、运输机，等)时，启用复配动力系统。该2台弹射器还可以并联使用，合力弹射200吨大飞机(加油机、轰炸机、运输机，等)，大飞机设置2个副油箱，间距15米，2套机载齿条分别由2套驱动系统推动。

2.计算可以弹射飞机的最大质量

已知2台弹射器并联，合计产生的平均推力为600吨，弹射器提供的平均加速度为3g。

F＝ma

600＝飞机重量×3

飞机重量＝200(吨)

实施例二：

陆地机场飞轮弹射器

一.陆地机场弹射器工作过程

在附图5、6中：

1.陆地机场具有比较宽裕的位置，能够提供较长距离的制动滑道(56)，拟采用绞轮(51、52)-钢缆(53)作为曳引牵引梭(54)的动力，可简化传动机构，减轻重量。

2.陆地机场弹射器适用于弹射军用飞机和民航飞机，起飞跑道、降落跑道宜分开设置。

3.普通机场配备单动力中小型弹射器，弹射90吨以下飞机。大型机场配备双动力大型弹射器，配备1～2套中型绞轮和1套大型绞轮，可同时弹射2架90吨以下飞机；2套动力合力，能够弹射180吨以下飞机。特大型机场配备4动力的特大型弹射器，配备2套中型绞轮和1套特大型绞轮，可同时弹射2架90吨以下飞机；2套动力合力，能够弹射180吨以下飞机；4套动力合力，能够弹射360吨以下飞机。一个特大型机场一般需配备4台单动力中小型弹射器，和1台特大型弹射器，平均每小时可起飞各型飞机100架以上。

4.牵引梭(54)复位后，飞机将前起落架(29)停靠在牵引托(55)上，刹住轮子，螺杆伸缩装置(59)带动牵引托活动后栏板(61)收回，并锁定，以便推动前起落架。

5.飞机(28)得到起飞指令，点火成功后，油门调至尽可能小。启动助推电机，对差速联轴器(3)施加适度压紧力，控制飞机加速度在0.6g左右。当主动轮(5)的转速与飞轮减速机(49)输出的转速相等时(5.05r/s)，闭合差速联轴器(3)。

6.飞轮(2)输出的能量，通过以下部件传递给飞机：飞轮-差速联轴器(3)-减速机(49)-主动轮(5)-传动轮(9)-从动轮(6)-绞轮(51)-钢缆(53)-牵引梭(54)-飞机(28)。

7.牵引梭(54)到达设定位置，行程开关动作，分离差速联轴器(3)，弹射器结束。

8.在分离差速联轴器(3)的同时(由弹射器将飞机加速到尽可能快的速度，再起飞，可以减少燃油消耗)，飞机(28)加大油门，拉起飞机，脱离牵引托(55)，离开跑道，加速升空。

9.飞机脱离牵引托(55)，起飞之后，牵引梭(54)继续在制动滑道(56)内滑行，逐渐消解惯性，通过刹车装置(25、66)，回收电能。

10.弹射结束，牵引梭停稳后，启动复位电机(66)，将牵引梭复位到起始位置。

11.弹射系统复位过程中，同时让下一轮预备弹射的飞机(28)进入弹射位置。

二.陆基弹射器技术参数(实际应用中，需将弹射器效率折算进去)

1.弹射起飞重量10～360吨。例示中，飞机起飞重量90吨。

2.飞机加速度0.6g(相当于高档轿车起步的加速度，或时速72公里的汽车，刹车距离34米所产生的惯性，普通人一般都能承受)，弹射距离644米，时间14.8秒。弹射最短循环周期3分钟。

3.源动力电机(1)有效功率2200kW。

4.每套动力系统各自配备助推电机(15)，提供弹射系统运行所需要的能量。

5.弹射末速度87m/s，相当于313.35公里/小时(采用尽可能高的离地速度，可节省燃油)。

6.飞轮(2)重量230吨，直径5米，常规初转速25.25r/s(1515r/min)，末转速24.75r/s。

7.飞轮减速机(49)按照5倍减速比输出转速，即飞轮25.25r/s的初转速，经过减速后，传递给主动轮的初转速为5.05r/s，弹射终了时，主动轮的末转速为4.95r/s。

8.圆锥螺线齿条无级变速器

变速器轮齿(7)的宽度设置为5厘米左右，厚度为4厘米左右。

1)主动轮。主动轮(5)小头直径0.5米，大头直径2.4米。主动轮长度3.85米左右。

2)从动轮。从动轮(6)小头直径1.2米，大头直径3.1米，从动轮长度3.82米左右。

3)传动轮(9)直径0.6米。

9.绞轮(51、52)直径2.8米。

10.钢缆(53)按5倍保险系数设置，牵引中小型飞机、大型飞机、特大型飞机钢缆的直径分别为45mm、65mm、86mm左右。钢缆总长度710米以上(弹射距离加刹车距离)。

11.牵引梭(54)的长度设置为2米左右。

12.制动滑道(56)的距离设置为60米左右，牵引梭(54)制动的减速加速度6.44g。

三.弹射器技术参数演算过程

(一)差速起步

在弹射起步阶段，加速器主动轮由零速起步，飞轮减速机输出的转速为5.05r/s，差速联轴器不能闭合，否则会使主动轮的加速度太大，造成冲击，因此差速联轴器在起步阶段是差速运转，通过摩擦力传递能量，和助推电机提供转矩。当主动轮转速达到飞轮的转速，起步结束，当主动轮的转速与飞轮减速机输出的转速相等时(5.05r/s)闭合差速联轴器。

(二)差速联轴器闭合弹射阶段

1.计算闭合弹射阶段，从动轮的初转速

闭合阶段，飞轮弹射起始时刻，主动轮小头与从动轮大头啮合处，主动轮直径为0.5米、主动轮直径为3米，主动轮的初转速为5.05r/s，则从动轮初转速为：

Z＝主动轮初转速×主动轮直径÷从动轮直径

＝5.05×0.5÷3.1

＝0.8145(r/s)

2.计算闭合弹射阶段，绞轮的初线速度

U＝驱动齿轮初转速×绞轮直径×3.14

＝0.8145×2.8×3.14

＝7.16(m/s)

3.计算从动轮的末转速

飞轮弹射终了时刻，主动轮的大头与从动轮的小头啮合，已知主动轮的大头直径为2.4米，从动轮的小头直径为1.2米，主动轮的末转速为4.95r/s，从动轮末初转速为：

Z＝主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径

＝4.95×2.4÷1.2

＝9.9(r/s)

4.计算驱动齿轮的末线速度

U＝驱动齿轮末转速×绞轮直径×3.14

＝9.9×2.8×3.14

＝87(m/s)

驱动齿轮的末线速度等于飞机的弹射速度，相当于313.35公里/小时。

5.计算飞轮弹射时间

U＝U₀+at

87＝0+0.6×9.8×t

t＝14.8(s)

6.计算飞轮弹射的距离

U²-U₀ ²＝2aS

87²＝2×0.6×9.8×S

S＝644(m)

7.飞轮弹射阶段，加速器的从动轮和主动轮旋转圈数计算

1)从动轮旋转圈数为：

从动轮旋转圈数＝弹射行程÷3.14÷绞轮直径

＝644÷3.14÷2.8

＝73.3(圈)

2)主动轮的平均转速为5r/s，14.8秒钟旋转了74圈。

8.圆锥螺线齿条加速器的从动轮和主动轮轮齿圈数计算

1)主动轮。弹射阶段，主动轮旋转74圈，另需要设置1.5圈空齿段，共需设置轮齿75.5圈，螺距为5.1厘米左右，主动轮长度为3.85米左右。

2)从动轮。飞轮弹射阶段，从动轮旋转73.3圈，另需要设置1.5圈空齿段，共需设置轮齿74.8圈，螺距为5.1厘米左右，从动轮长度为3.82米左右。

9.计算牵引梭消减惯性减速度

已知牵引梭末速度87m/s，消减惯性距离60米，则减速度为

由：U²-U₀ ²＝2aS

得：87²-0＝2×a×9.8×60

a＝6.44(g)

四.圆锥螺线齿条加速器受力分析

1.计算飞轮弹射机构推力。飞机起飞重量90吨，加速度0.6g。则弹射机构推力为

F＝ma

＝90×0.6×9.8

＝529.2(kN)

2.加速器轮齿的最大受力测算

根据螺旋锥链轮结构尺寸，从动轮小头处的受力最大(直径1.2米)，设为F。

F×从动轮小头轮直径＝绞轮受力×绞轮直径

F×1.2＝529，2×2.8

F＝1234.8(kN)

变速器齿轮承受的最大剪切力为1234.8kN。

3.变速器齿轮单个齿能够承受的最大剪切力测算

假如轮齿的许用剪切应力为2000MPa。

螺旋锥齿轮的齿宽拟设置50mm，齿厚设置为40mm，齿承受剪切处的截面积为2000mm²。

螺旋锥链轮单个齿最大承受剪切力＝2000×2000

＝4000(kN)

4.结论：变速器齿轮强度具有3倍以上保险系数(4000÷1234.8＝3.24)

5.钢缆截面积测算

飞机、钢缆、牵引梭合计约105吨，加速度0.6g。假如钢缆的许用应力为2000MPa(普通钢缆的许用应力为1500MPa)。保险系数要求5倍左右，则钢缆截面积为：

钢缆截面积×钢缆许用应力＝ma×保险系数

钢缆截面积×2000＝105×1000×0.6×9.8×5

钢缆截面积＝1543.5(mm²)

牵引中小型飞机、大型飞机和特大型飞机所用钢缆的直径分别约为45mm、65mm、86mm。

六.飞轮动力源

1.飞轮弹射器最大做功计算

已知飞轮的平均推力为529.2kN(不含助推力)，做功的距离为644米

W＝f×L

＝529.2(kN)×644(m)

＝340.8(MJ)

3.计算需要补充的功率。

已知飞轮弹射器的工作周期为180秒，源动力电机积蓄能量的工作时间约160秒。

340600kJ÷160s＝2129(kW)

为使飞轮保持恒速运转，需要配置有效功率2200kW的源动力电机。

4.飞轮储能计算

采用230吨的圆柱体飞轮，直径5米，常规转速25.25r/s。飞轮具有的能量为：

E＝1/2×I×ω²＝1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度²)

＝1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径²)×(飞轮角速度²)

＝0.5×(0.5×230×10³×2.5²)×(25.25×2×3.14)²

＝9036.3(MJ)

5.飞轮转速降为24.75r/s时，飞轮具有的能量计算

E＝1/2×I×ω²

＝0.5×(0.5×230×10³×2.5²)×(24.75×2×3.14)²

＝8682(MJ)

6.能量平衡计算

飞轮转速由25.25r/s降低为24.75r/s后，动力系统释放的能量为

(9036.3-8682)＝354.3(MJ)

大于弹射器工作消耗的能量340.8MJ。

七.弹射大型飞机、特大型飞机，及小型飞机

(一)弹射180吨以下大型飞机

1.在能够起降180吨以下飞机的大型机场，设置大型飞机弹射器，弹射器配备2套动力系统，和1～2套中小型绞轮、及1套大型绞轮。

2.弹射90吨以下飞机时，只需要启动1套动力系统，使用中小型绞轮。

3.弹射180吨以下飞机时，需要同时启动2套动力系统，并联使用，且使用大型绞轮。

(二)弹射360吨以下大型飞机

1.在能够起降360吨以下飞机的特大型机场，设置特大型飞机弹射器，弹射器配备4套动力系统，和2套中小型绞轮、及1套特大型绞轮。

2.弹射90吨以下飞机时，只需要启动1套动力系统，使用中小型绞轮，可同时使用。

3.弹射180吨以下飞机时，需要同时启动2套动力系统，并联使用，且使用特大型绞轮。

4.弹射270吨以下飞机时，需要同时启动3套动力系统，并联使用，且使用特大型绞轮。

4.弹射360吨以下飞机时，需要同时启动4套动力系统，并联使用，且使用特大型绞轮。

(三)计算弹射小型飞机获得的末速度

假如弹射小型飞机消耗的能量很小，以致飞轮未减速，仍为5.05r/s，则飞机末速度为：

U＝主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径×绞轮直径×3.14

＝5.05×2.4÷1.2×2.8×3.14

＝88.8(m/s) 相当于319.68公里/小时。

实施例三：

运转火箭飞轮弹射器

一.火箭弹射器工作过程

在附图7中：

1.火箭弹射器共设置4套动力系统(2、68、69、70)，拟根据推力的需要，启用动力系统的套数。

2.根据所需要的弹射末速度，设置飞轮(2)末转速。

3.根据火箭(67)直径大小，调整发射架伸缩枝传动轴(74)的长度，使驱动齿轮(21)，和对冲驱动齿轮(76)与火箭齿条(73)啮合。让导向滑杆(77)嵌入导向滑槽(78)内。

4.火箭(67)就位，发射人员得到起飞指令，火箭点火成功后，启动弹射系统。

5.火箭齿条(73)到达设定位置，行程开关动作，分离差速联轴器(3)，弹射器结束。

6.火箭在脱离弹射器最末驱动齿轮(21、76)的瞬间，加大燃料门，火箭加速升空。

二.火箭弹射器技术参数(实际应用中，需将弹射器效率折算进去)

1.弹射器4套动力系统(2、68、69、70)并联，合计推力12000吨，可弹射起飞重量200～5000吨、直径3～10米的火箭(67)。下面以弹射3000吨火箭，作为推演的例示。

2.发射架高度280米左右。

3.弹射平均加速度3g，弹射距离292.4米，弹射时间4.46秒。

4.弹射末速度131.13m/s，相当于472公里/小时。

5.设置2组主传动轴(18、72)，每组主轴上设有伞齿轮段部分的长度266米，两组主轴上各设置21组伞齿轮(19)，每组之间的间距13.3米。

8.枝传动轴(20、74)。第一主传动轴(18)所带动的枝传动轴(20)，长度固定不变；第二主传动轴(72)所带动的为伸缩式支传动轴(74)，伸缩距离0～7米，以适合于弹射直径为3～10米的火箭。

9.驱动齿轮(21)和对冲驱动齿轮(76)相对面设置，使齿轮压力角产生的分力正好抵消，驱动齿轮和对冲驱动齿轮的直径设置为1.44米。在每个驱动层面上，两个传动轴上共设置4个驱动齿轮，由4个驱动齿轮(21、76)共同驱动四组火箭齿条(73)。

10.在第一级火箭下端两侧，每侧的两对面，共设置火箭齿条(73)4列，使火箭体受到的推力完全均衡，分别由4个驱动齿轮(21、76)驱动，火箭齿条(73)长度设置为13.8米左右，由于驱动齿轮(21、76)的间距为13.3米，因此，始终至少有1组驱动齿轮(21、76)与火箭齿条(73)保持啮合。

11.在火箭头部的两侧和尾部的两侧，设置导向滑杆(77)，在发射架上设置弹射导向滑槽(78)，滑槽的宽度设置为10厘米左右，深度设置为12厘米左右。火箭就位后，弹射导向滑杆(77)正好插入弹射导向滑槽(78)内。

12.飞轮(2)重量为850吨，直径6米，常规初转速31r/s(1860r/min)，弹射终了时，转速降为29r/s(1740r/min)。

13.飞轮减速机(49)按2倍减速比输出转速，即减速机输送给主动轮(5)的初速为15.5r/s，末速14.5r/s。调快或调慢飞轮减速机输出的转速，可以调节火箭弹射的末速度。

14.螺旋锥齿轮加速器

加速器轮齿(7)的宽度设置为15厘米左右，厚度为12厘米左右。

1)主动轮(5)。主动轮小、大头直径分别为1.6、6.4米，主动轮长度10.3米左右。

2)从动轮(6)。从动轮小、大头直径分别为3.2、8米，从动轮长度为9.9米左右。

3)传动轮(9)直径设置为0.8米左右。

三.弹射器技术参数演算过程

(一)差速联轴器差速起步阶段

火箭起步阶段，变速器主动轮转速低于飞轮减速机输出转速，差速联轴器通过摩擦传递推力，当主动轮的转速与飞轮减速机输出的转速相等时(15.5r/s)，闭合差速联轴器。

(二)差速联轴器闭合弹射阶段

1.计算从动轮的末转速

飞轮弹射终了时刻，主动轮的大头与从动轮的小头啮合，已知主动轮的大头直径为6.4米，从动轮的小头直径为3.2米，主动轮的末转速为14.5r/s，从动轮末转速为：

Z＝主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径

＝14.5×6.4÷3.2

＝29(r/s)

2.计算驱动齿轮的末线速度

主传动轴的末转速为29r/s，驱动齿轮直径为1.44米，驱动齿轮的末线速度为：

U＝驱动齿轮末转速×驱动齿轮直径×3.14

＝29×1.44×3.14

＝131.13(m/s)

火箭的速度等于驱动齿轮的末线速度，该速度相当于472公里/小时。

3.计算飞轮弹射时间

弹射加速度设置为3g

U＝U₀+at

131.13＝0+3×9.8×t

t＝4.46(s)

4.计算飞轮弹射的距离

U²-U₀ ²＝2aS

131.13²-0＝2×3×9.8×S

S＝292.4(m)

5.飞轮弹射阶段，驱动齿轮、从动轮和主动轮旋转圈数计算

1)驱动齿轮旋转的圈数为：

292.4÷3.14÷1.44＝64.58(圈)

3)主动轮的平均转速为15r/s，4.46秒钟旋转了66.9圈(15×4.46＝66.9)。

9.从动轮和主动轮轮齿尺寸计算

1)主动轮。弹射阶段，主动轮旋转66.9圈，另外需要1.5圈空齿段，共需设置轮齿68.4圈，每圈螺旋齿之间的螺距为15.1厘米左右，主动轮长度为10.33米左右。

2)从动轮。弹射阶段，从动轮旋转64.58圈，另外需要1圈空齿段，共需设置轮齿66.08圈，每圈螺旋齿之间的螺距为15.1厘米左右，从动轮长度为9.98米左右。

四.圆锥螺线齿条无级变速器受力分析

2.计算弹射系统推力。火箭起飞重量3000吨，平均加速度3g。弹射系统运行所需要的能量由助推电机提供，火箭发动机的推力用以克服整个系统的摩擦力和空气阻力。

F＝m_火箭(g+a)

＝3000×(9.8+3×9.8)

＝117600(kN)＝12000(吨力)

采用4套动力系统，每套的推力为29400kN(117600÷4＝29400)。

2.变速器的最大受力测算

根据变速器齿轮结构尺寸，从动轮小头处的受力最大(直径3.2米)，设为F。

F×从动轮小头轮直径＝驱动齿轮受力×驱动齿轮直径

F×3.2(m)＝29400(kN)×1.44(m)

F＝13230(kN)

变速器齿轮承受的最大剪切力为13230kN。

3.变速器齿轮单个齿能够承受的最大剪切力测算

假如齿轮的许用剪切应力为2000MPa(选用特殊材料，可达3000MPa以上)。

轮齿的宽度设置为150mm，齿厚设置为120mm，齿承受剪切处的截面积为18000mm²。

变速器单个齿允许最大承受剪切力＝2000×18000

＝36000(kN)

4.结论：变速器齿轮强度具有近3倍保险系数(36000÷13230＝2.72)

五.飞轮动力源

1.飞轮弹射器常规做功计算

已知飞轮弹射器的推力为117600kN，做功的距离为292.4米

W＝f×L

＝117600(kN)×292.4(m)

＝34386(MJ)

2.飞轮储能计算

采用重量850吨的圆柱体飞轮，直径6米，转速31r/s。飞轮具有的能量为：

E＝1/2×I×ω²＝1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度²)

＝1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径²)×(飞轮角速度²)

＝0.5×(0.5×850×10³×3²)×(31×2×3.14)²

＝72484(MJ)

3.飞轮转速降为29r/s。飞轮具有的能量为：

E＝1/2×I×ω²＝1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度²)

＝1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径²)×(飞轮角速度²)

＝0.5×(0.5×850×10³×3²)×(29×2×3.14)²

＝63433(MJ)

4.能量平衡计算

飞轮转速由31r/s降低为29r/s后，释放的能量为

(72484-63433)×4＝36248(MJ)

大于飞轮弹射器工作需要的能量34386MJ。

六.弹射大型火箭

1.计算弹射5000吨火箭能够提供的加速度。已知飞轮弹射器的推力为117600kN，火箭起飞重量5000吨，平均加速度yg。火箭发动机的推力用以克服系统摩擦力和空气阻力。

F＝m_火箭(g+a)

117600(kN)＝5000×(9.8+y×9.8)

y＝1.4(g)

3.计算弹射5000吨火箭能够提供的末速度。

已知初速度为0，加速度为1.4g，加速距离为292.4米，由

v²+v₀ ²＝2ax

得：v²+0＝2×1.4×9.8×292.4

v＝89.57(m/s)

4.计算主动轮的末转速。

主动轮末转速＝驱动轮线速度÷3.14÷驱动轮直径×从动轮小头直径÷主动轮大头直径

＝89.57÷3.14÷1.44×3.2÷6.4

＝9.9(r/s)

需将飞轮的末转速调整为39.6r/s，再按4倍减速比输出转速(39.6÷4＝9.9)。

七.弹射小型火箭

1.计算弹射500吨火箭能够提供的加速度。启用1套动力系统，推力3000吨，火箭起飞重量500吨，平均加速度yg。

F＝m_火箭(g+a)

3000×9.8＝500×(9.8+y×9.8)

y＝5(g)

2.计算弹射500吨火箭能够提供的末速度。

已知初速度为0，加速度为5g，加速距离为292.4米，由

v²+v₀ ²＝2ax

得：v²+0＝2×5×9.8×292.4

v＝169.28(m/s)

3.计算主动轮的末转速。

＝169.28÷3.14÷1.44×3.2÷6.4

＝18.72(r/s)

需将飞轮的末转速调整为37.44r/s，再按2倍减速比输出转速(37.44÷2＝18.72)。

实施例四：

轨道列车飞轮弹射器

一.轨道列车弹射器工作过程

在附图8中：

1.轨道列车依靠机车动力、助推电机和弹射器推力起步，列车起步阶段，加速器主动轮(5)的转速低于飞轮减速机(49)输出的转速，差速联轴器(3)通过摩擦传递推力，当主动轮的转速与飞轮减速机(49)输出的转速相等时(6.2r/s)，闭合差速联轴器(3)。

2.列车齿条(80)到达设定位置，行程开关动作，分离差速联轴器(3)，弹射器结束。

3.弹射结束，刹车装置(25)回收电能。启动复位电机(17)，将变速器(4)复位。

二.列车弹射器技术参数(实际应用中，需将弹射器效率折算进去)

1.例示中，以未来高标准地铁、轻轨类轨道列车(79)为例，重量500吨(高铁可以采用较高的加速度，客运、货运列车重量较大，需另外设置参数)。

2.弹射系统运行所需要的能量，和摩擦阻力，由助推电机提供。

2.弹射加速度0.25g，其中由列车发动机提供0.025g，由弹射器提供0.225g。

3.弹射距离173.3米左右，弹射时间11.89秒。

4.弹射速度29.14m/s，相当于105公里/小时。

5.弹射器弹射能量为191MJ，弹射器提供的推力为112.5吨，最快循环周期为120秒。

6.驱动齿轮(21)转速与从动轮(6)相等。

7.驱动齿轮(21)的直径设置为0.8米。

8.接力驱动齿轮(81)直径的大小，根据现场需要来设置。

9.每节车厢底盘下面均设置列车齿条(80)，总长度175米。

10.飞轮(2)重量55吨，直径3.6米，常规初转速31r/s(1860r/min)，末转速为29r/s。

11.飞轮减速机(49)的减速比为5倍，经过5倍减速，飞轮减速机(49)传递给主动轮(5)的初转速为6.2r/s，弹射终了时，末转速降为5.8r/s，平均转速6r/s。

12.圆锥螺线齿条无级变速器

1)轮齿(7)受力断面的宽度设置为4厘米左右，厚度为3厘米左右。

2)主动轮。主动轮(5)小头、大头直径分别0.4、2米，主动轮长度为2.97米左右。

3)从动轮。从动轮(6)小头、大头直径分别1、2.6米，从动轮长度为2.87米左右。

4)传动轮(9)直径设置为0.5米左右。

三.弹射器技术参数演算过程

(一)差速联轴器差速起步阶段

列车起步阶段，变速器主动轮转速低于飞轮减速机输出的转速，差速联轴器通过摩擦传递推力，当主动轮的转速与飞轮减速机输出的转速相等时(6.2r/s)，闭合差速联轴器。

(二)差速联轴器闭合弹射阶段

1.计算从动轮的末转速

飞轮弹射终了时刻，主动轮的大头与从动轮的小头啮合，已知主动轮的大头直径为2米，从动轮的小头直径为1米，主动轮的末转速为5.8r/s，从动轮末转速为：

Z＝主动轮末转速×主动轮大头直径÷从动轮小头直径

＝5.8×2÷1

＝11.6(r/s)

2.计算驱动齿轮的末线速度

U＝驱动齿轮末转速×驱动齿轮直径×3.14

＝11.6×0.8×3.14

＝29.1392(m/s)

弹射列车的速度等于驱动齿轮的末线速度，该速度相当于105公里/小时。

3.计算飞轮弹射时间

已知平均加速度为0.25g

U＝U₀+at

29.1392＝0+0.25×9.8×t

t＝11.89(s)

4.计算飞轮弹射的距离

U²-U₀ ²＝2aS

29.1392²-0＝2×0.25×9.8×S

S＝173.3(m)

5.飞轮弹射阶段，驱动齿轮、从动轮和主动轮旋转圈数计算

1)飞轮弹射阶段，驱动齿轮旋转的圈数为：

173.3÷3.14÷0.8＝68.98(圈)

2)从动轮旋转圈数与驱动齿轮相同，也为68.98圈。

3)主动轮的平均转速为6r/s，11.89秒钟旋转了71.34圈。

6.从动轮和主动轮螺旋齿圈数计算

1)主动轮。弹射阶段，主动轮旋转71.34圈，另需要设置1.5圈空齿段，共需设置轮齿72.84圈，每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右，主动轮长度为2.99米左右。

2)从动轮。弹射阶段，从动轮旋转68.98圈，另需要设置1.5圈空齿段，共需设置轮齿70.03圈，每圈轮齿之间的螺距为4.1厘米左右，从动轮长度为2.87米左右。

四.圆锥螺线齿条无级变速器受力分析

2.弹射器推力计算

列车重量500吨，列车加速度0.25g，其中由列车动力提供的加速度为0.025g，由弹射器提供的加速度为0.225g。

F＝ma

F＝500×0.225×9.8

＝1102.5(kN)＝112.5(吨力)

3.变速器的最大受力测算

根据变速器结构尺寸，从动轮小头处的受力最大(直径1米)，设为F。

F×从动轮小头轮直径＝驱动齿轮受力×驱动齿轮直径

F×1＝1102.5×0.8

F＝882(kN)

变速器齿轮承受的最大剪切力为882kN。

4.变速器单个齿能够承受的最大剪切力测算

假如轮齿的许用剪切应力为2000MPa(选用特殊材料，可达3000MPa以上)。

齿轮的齿宽、齿厚分别设置为40mm、30mm，轮齿承受剪切处的截面积为1200mm²。

螺旋锥链轮单个齿最大承受剪切力＝2000×1200＝2400(kN)

4.结论：变速器齿轮强度具有近3倍保险系数(2400÷882＝2.72)

五.飞轮动力源

1.弹射器最大做功能力计算

已知弹射器的平均推力为1102.5kN，做功的距离为173.3米

W＝f×L

＝1102.5(kN)×173.3m

＝191(MJ)

2.计算需要补充的功率。已知源动力电机积蓄能量的工作周期为108秒

191000kJ÷108s＝1770(kW)

为使飞轮保持基本恒速运转，需要配置有效功率2000kW的源动力电机。

3.飞轮储能计算

采用重量为55吨的圆柱体飞轮，直径3.6米，转速31r/s。飞轮具有的能量为：

E＝1/2×I×ω²

＝1/2(飞轮转动惯量×飞轮角速度²)

＝1/2(0.5×飞轮质量×飞轮半径²)×(飞轮角速度²)

＝0.5×(0.5×55×10³×1.8²)×(31×2×3.14)²

＝1688.5(MJ)

4.飞轮转速降为29r/s时，飞轮具有的能量计算

E＝1/2×I×ω²

＝0.5×(0.5×55×10³×1.8²)×(29×2×3.14)²

＝1477.6(MJ)

5.能量平衡计算

飞轮转速由31r/s降低为29r/s后，释放的能量为

1688.5-1477.6＝210.9(MJ)

大于飞轮弹射器工作需要的能量191MJ。

六.轨道列车展望

1.轨道列车现状

现有轨道列车动力配备远远低于理想状态配备，因此编组总重量、加速度、最高速度、加速时间，等等指标均远远低于理想状态；列车加速加速过程中，噪音较大，等等问题。

2.轨道列车前景

采用弹射器帮助起步，机车动力功率配备可大大降低，速度提高，而加速时间大大减少。

一旦所有的轨道列车都配备了从动齿条，就可以在任何需要助推地段的轨道下面设置助推装置，从而对现有的铁路线加以改造，为所有的列车全面提速提供保障。

更重要的是就可以在优化铁路设计方面大做文章，减少线路受限因素，在轨道下面设置助推机构后，就可以适度加大铁路坡度，在任何时刻都保持列车正常的行驶速度，还可以利用列车下坡的动能发电。

圆锥螺线齿条无级变速器(舰载机弹射器)相关数据计算方法说明

1.时间节点长度取值说明：已知闭合弹射时间为1.6936秒，为以便与主动轮旋转53圈的数量对应，拟将弹射时间区间共划分53个节点(设计制造变速器时，需按照轮齿的数量来划分时间节点数量，才能够保证主动轮与从动轮精密啮合)，每一个时间节点长度为0.03226秒。

2.加速度设值原则。在弹射末速度一定的前提下，加速度越小，弹射距离越长，平均加速度取3.5g比较适中。根据：功率＝推力×速度，越是弹射后期，动力功率需求越大；通过适当逐步递减弹射加速度，可平衡动力需求，并有利于变速器受力均衡。但是在弹射过程中，前后期加速度不能差异太大，否则传动机构受力会差异过大，不利于均衡传动机构受力。

3.飞机在每个时间节点的线速度计算公式：

U_n＝U_n＝1+a_nt

飞机在【N】节点线速度＝飞机在【N-1】节点线速度+飞机在该区间加速度×9.8×0.032265.主动轮转速(r_主)与能量关系。主动轮转速总共降低2(转/秒)。主动轮转速降低的幅度，根据飞轮能量消耗来确定，即根据飞机的行程来确定。下表列出的是主动轮转速降低与飞轮能量释放(％)之间关系的数据。(因为表格宽度不足，一个数据分为了2行，如31.95、97.579)

5.主动轮累计旋转圈数计算公式：

主动轮在【N】节点累计旋转圈数(圈)＝主动轮在【N-1】节点累计旋转圈数(圈)+主

动轮在该区间平均转速(转/秒)×0.03226(秒)

6.从动轮转速计算公式：

从动轮转速(r_从)＝飞机线速度÷0.5(驱动齿轮直径)÷3.14

7.从动轮累计旋转圈数计算公式：

从动轮在【N】节点累计旋转圈数(圈)＝

从动轮在【N-1】节点累计旋转圈数(圈)+从动轮在【N-1】～【N】区间旋转圈数(圈)

{从动轮在【N-1】～【N】区间旋转圈数(圈)＝(U_n ²-U_n=1 ²)÷(2×a×9.8×0.5×3.14)}

8.主动轮及从动轮直径计算公式：

由：(主动轮直径×主动轮转速＝从动轮直径×从动轮转速)

得出：φ_主＝2.2÷(r_主÷r_从+1)

φ_从＝2，2-φ_主

9.变速器轮齿受力计算公式：

变速器轮齿受力＝某时点加速度×飞机质量×驱动轮直径÷从动轮直径

附：圆锥螺线齿条无级变速器(舰载机弹射器)相关数据列表

注：最大受力(654.46kN)用黑体字标出；主轴分段的两处，从动轮累计旋转圈数(17.28774、36.70381)，用下划线标出。

Claims

1.一种飞轮弹射器，主要由以下部件构成：飞轮-差速联轴器-圆锥螺线齿条无级变速器-主传动轴-伞齿轮组-驱动齿轮-从动齿条-被弹射物体(第二类型：飞轮-差速联轴器-圆锥螺线齿条无级变速器-绞轮-钢缆-牵引梭-被弹射物体)。其特征是圆锥螺线齿条无级变速器能将飞轮基本恒定的转动，变成为无级加速的转动；传动方式之一是采用连环驱动技术，用一根主轴带动若干个驱动齿轮，由这些驱动齿轮依次接续带动从动齿条，最终获得加速直线运动；传动方式之二是采用绞轮技术。

2.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：弹射系统配备助推电机；弹射机构本身运行所消耗的能量主要由助推电机提供；飞机进入滑跃跑道附加的推力由助推电机提供；弹射起步阶段，飞机加速所需要的能量主要由助推电机提供，尽可能降低飞机发动机推力，和差速联轴器(3)的摩擦力；助推电机可设置多台，舰载机弹射器的主传动轴上每段配备1台，根据主轴各段的最高转速来设置各台助推电机的额定转速，每台助推电机超额配备功率，输出功率随时根据负荷的变化酌情调整，用以来平衡整个弹射系统的受力状况；助推电机的连接方式分为两种，一种是直接串联在主轴上，用转子的轴代替一段主轴；二是旁接，设置一组传动齿轮或皮带轮，从动轮安装在主轴上，主动轮安装在电机转轴上，第二种方式可利用改变主动轮和从动轮的直径比，降低动力输出转速，通过机械减速，实现力矩输出的增加；助推电机配备的功率较大，可单独设置供电系统，由储能飞轮带动发电机，弹射器工作时，发电机与助推电机同步工作，如不单独设置专用发电机，也可暂停舰船上部分其他电机供电，让其他电力设备根据助推电机的工作周期，适时避让，避免电源负荷太大；助推电机采用特殊高滑差电机(电磁调速异步电动机)。

3.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：圆锥螺线齿条无级变速器(以下简称“变速器”)由：圆锥螺线齿条无级变速器主动轮(以下简称“主动轮”)-传动轮(或链条)-圆锥螺线齿条无级变速器从动轮(以下简称“从动轮”)组成；主动轮采用近似外凸的抛物线旋转面圆锥体，从动轮采用近似内凹的抛物线旋转面圆锥体；圆锥体的错位(错位距离为齿条的宽度)横截面的外廓，是一条螺线；将齿条一圈挨一圈缠绕该在圆锥体侧面上，得到的就是圆锥螺线齿条；主动轮上齿条与从动轮上齿条的齿数必须相等；在主动轮和从动轮之间，通过传动轮(或链条)来实现啮合；在啮合的任何部位，主动轮齿和从动轮齿之间的距离保持不变；从动轮(或主动轮)采用花键轴，使从动轮能够自由的沿着花键轴移位，从而使主动轮和从动轮能够始终保持啮合；变速器工作起始时刻，通过传动轮(或链条)，主动轮的小头与从动轮的大头啮合，随着主动轮旋转，在从动轮移动控制控制机构的控制下，传动轮顺着螺线齿条，向主动轮的大头和从动轮的小头移动，由于主动轮转速的降幅较小，而啮合处直径比变得越来越大，因此从动轮的转速变得越来越快，弹射终了时刻，主动轮的大头与从动轮的小头啮合，变速比达到最大值；在主动轮和从动轮的齿条末端设置空齿段，飞轮动力撤除之后，在惯性作用下，主动轮、从动轮继续转动，传动轮越过齿条尽头后，进入到空齿段上，主动轮和从动轮之间脱离啮合，在制动机构的作用下，逐渐消减惯性；设置主动轮和从动轮复位电机，刹住车后，启动主动轮和从动轮复位电机，让两轮齿条的末端头处于最相邻近的位置；设置传动轮控制杆，在传动轮控制杆的支配下，将传动轮送入两轮齿条的末端头处，与主动轮和从动轮啮合，然后让从动轮倒转，并带动主动轮倒转，直至传动轮同时到达主动轮和从动轮齿条的起始端头。

4.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：舰载机弹射器设置飞机喷气导流器，导流器由集流罩、排气管、支架、导流器旋转轴、可翻转甲板、排风扇、隐藏井，等几部分组成。集流罩做成扁喇叭形状，喇叭口尺寸大小须完全罩住飞机发动机喷口，确保飞机喷出的气流能够全部进入集流罩；喇叭的底部连接垂直向上的排气管，在排气管内设置排风扇，使集流罩内形成负压，让飞机排放的热气流更容易进入集流罩内，不致于影响后面排队的飞机；导流器整体固定在旋转轴上，旋转轴能够旋转180度，将导流器转移到甲板之下的隐藏井内；不使用导流器时，将导流器旋转轴旋转180度，隐藏在隐藏井内，同时可翻转甲板翻转到甲板之上，与周边甲板齐平。

5.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：舰载机副油箱用可分离的连接栓与机体连接，分离连接栓，飞机便可抛弃副油箱；副油箱做成薄体倒梯形(与后掠式机翼匹配)，副油箱连接在飞机上后，副油箱面与机翼面平行，将副油箱作为临时副机翼使用，使挂副油箱的飞机变成为了双层机翼；副油箱纵横幅度5～10米，拟增加飞机机翼面积50％以上，副油箱厚度0.3～1米，挂在机体下方，载油量1～20吨；将机载齿条附着在副油箱的下部；在副油箱靠前的下部设置2个弹射导向轮(前起落架轮着地时，导向轮的位置高于地面5～10厘米，前起落架轮驶入沟槽内，降低机身，导向轮才能落位在导向轨上)用以替代飞机的前起落架(导向轮落位在导向轨上后，随即收回起落架)；在跑道上设置2条弹射导向轨道，导向轮卡在导向轨内，限制导向轮只能在导向轨内运行；副油箱体上留空出飞机挂弹位置，并设置挂弹栓，使飞机所挂的炸弹、鱼雷、大型导弹等弹药能够被转移，转挂在副油箱上；副油箱内配备浮球降落伞；飞机参加作战时，抛弃副油箱，减轻重量；舰载机降落着舰之前，应将未使用的弹药与飞机分离，让其转挂在副油箱上，并将剩余的燃油转移至副油箱内，尽可能减轻飞机重量，以降低着舰速度；避免舰载机带弹带油着舰，从根本上消除燃爆隐患，降低着舰风险；在预设海域抛弃副油箱，降落过程中，对浮球降落伞充气，减缓降落速度，坠海后，由打捞船收回；不需要回收副油箱时，可让副油箱沉入海底或销毁。

6.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：轴传动式弹射器的传动机构，由传动齿轮组、主传动轴、伞齿轮组、枝传动轴、驱动齿轮，等部件组成；主传动轴的长度20～1000米，具体长度根据弹射距离设置；在舰载机弹射器的主传动轴上，设置若干个主轴离合器，从动齿条越过该离合器后，随即分离该离合器，让不需要再做功的主轴段不再受到驱动，以减少动力源的负荷和传动系统的转动惯量；在主传动轴上，每隔2～30米，设置一组伞齿轮组，每组伞齿轮的尺寸必需完全一致，确保每组伞齿轮的转速完全相同；调节伞齿轮组主动轮与从动轮的直径比，可以调节主传动轴与枝传动轴之间的速比；枝传动轴与伞齿轮组的从动轮连接，枝传动轴垂直于主传动轴(伞齿轮组的轴交角为90度)，从而将主轴的旋转方向经过伞齿轮组传递之后，改变90度；舰载机的最后两组枝传动轴上串联万向节联轴器，将该轴做成可摇摆式，导向轮进入滑跃跑道后，机载齿条将由水平状态逐渐向上翘起，机载齿条与水平线之间的夹角逐渐变大，随着机载齿条夹角的变化，枝传动轴的角度也必须跟随变化(枝传动轴与机载齿条须始终保持垂直)，使驱动齿轮与机载齿条之间始终保持良好的啮合；从动齿条的长度必须要大于2个驱动齿轮之间的间距，使至少有1个驱动齿轮(或接力驱动齿轮)与从动齿条保持啮合；从动齿条在运行过程中，当尾部与驱动齿轮啮合时，从动齿条的头部已经与前面一个驱动齿轮啮合；驱动齿轮与从动齿条啮合，从动齿条由驱动齿轮带动作直线运动，最终带动被弹射物体运动。

7.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：舰载机弹射器采用轴传动方式；舰载机机载齿条的长度设置为2～10米，宽度5～20厘米，高度10～50厘米(带齿部分的高度5～20厘米)，齿条的上方(顶面)连接在副油箱上，或连接在可收缩隐藏的齿条架上；在机载齿条的其中一个侧面(机载齿条沿着水平方向运动，两个侧面是垂直面，顶面和底面是水平面)上设置齿，另外一个侧面设置为光滑平面；舰载机弹射器的枝传动轴垂直于甲板面，驱动齿轮采用圆柱直齿轮，连接在枝传动轴上，驱动齿轮齿的宽度5～20厘米；舰载机的枝传动轴做成伸缩式花键轴，长度0.5～2米，不使用时，将其缩回在甲板之下，隐藏起来；设置舰载机驱动齿轮和机载齿条的齿形时，采用尽可能小的压力角，从而尽可能降低驱动力产生的法线方向的分力；设置驱动力平衡轮，用以来承担驱动力所产生的法线方向的分力；机载齿条与驱动齿轮啮合处的(对应于有齿面)的背面，是受力平面，该平面与驱动力平衡轮紧密接触，机载齿条运行过程中，驱动力平衡轮在该平面上滚动通过，平衡轮所受力大小，与驱动齿轮在法线方向分力，正好相等；在枝传动轴上设置皮带轮，由驱动齿轮枝轴带动平衡轮枝轴转动，让驱动力平衡轮与驱动齿轮同步转动，以避免机载齿条在传动齿轮驱动下，运行至与下一个平衡轮接触之处时，不至于因为突然带动平衡轮高速转动，而对平衡轮产生冲击；将机载齿条头部的两个侧面(两个垂直面)略微收小，形成锥体状，以便机载齿条能够顺利嵌入驱动齿轮和平衡轮之间的间隙。

8.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：火箭弹射器采用轴传动方式；火箭齿条长度设置为5～50米，齿条无齿面的边长10～30厘米，齿条有齿的两个面的边长30～50厘米(其中齿的宽度20～40厘米)；火箭齿条设置两组，齿条附着在第一级火箭侧面的两个相互对称的位置上；火箭齿条设置为双面齿，即齿条的两个相对的侧面均设置为齿面，使两对面齿压力角法线方向产生的分力正好抵消；两组齿条，共计四列齿条必须完全对称，确保受力平衡；运载火箭弹射器设置两套动力传动系统，两套动力传动系统的动力源相同，两套动力传动系统的转速完全相同，分别驱动火箭的两侧，使火箭受力平衡；火箭弹射器动力传动系统其中的一组枝传动轴，设置为可伸缩式枝传动轴，伸缩距离1～8米，以适合于弹射不同直径的火箭；火箭驱动齿轮直径0.5～2米，驱动齿轮与枝传动轴连接；火箭齿条的头部做成锥体状，以利于插入两对面两个驱动齿轮之间的间隙；在火箭体上设置导向杆，在发射架上设置导向槽，导向杆嵌入导向槽内，可以顺着导向槽滑动，以保证火箭弹射过程中，能够平稳运行。

9.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：轨道列车的列车齿条，顺着车厢设置在列车车厢底部的中轴线上，齿面朝下，齿条与地面平行；列车齿条由若干段构成，每段齿条的长度与单节车厢的长度一致，齿条的宽度5～20厘米，齿条厚度5～20厘米，齿条的上方面(顶面)连接在车厢底盘支架上，齿条与接力驱动齿轮啮合；每段齿条之间采用柔性夹板连接；列车齿条采用比较大的齿距、齿厚和齿高，齿距5～20厘米，在两段齿条连接处，适当减少齿厚度，以便能够消化齿条连接处的伸缩缝，和消化轨道弯曲造成的齿条连接处的缝隙；驱动齿轮由变速器的从动轮带动，驱动齿轮设置在地面之下；设置接力驱动齿轮来传递驱动力，驱动齿轮与接力驱动齿轮啮合，接力驱动齿轮的直径设置为0.5～2米；接力驱动齿轮与列车齿条啮合，接力驱动齿轮的加速旋转运动，带动列车齿条作加速直线运动，从而带动轨道列车作加速直线运动。

10.根据权利要求1所述的飞轮弹射器，其特征是：陆基弹射器传动方式采用钢缆曳引，钢缆缠绕在绞轮上，绞轮分为锥体状和直筒状两种，绞轮直径1～4米；绞轮由变速器的从动轮带动，绞轮转动带动钢缆运动；中小型弹射器，配备1套动力系统，配备1套中小型绞轮，用于弹射90吨以下中小型飞机；大型弹射器，配备2套动力系统，并配备2套中小型绞轮(可以分别单独使用)，和配备1套个大型绞轮；弹射180吨以下的大型飞机时，启动2套动力系统并联使用，使用大型绞轮，通过选配绞轮离合器，来实现选用中小型绞轮，或大型绞轮；特大型弹射器，配备4套动力系统，配备有2套中小型绞轮(可以分别单独使用)，和配备1套特大型绞轮(由2套、或3套、或4套动力系统并联使用带动)；特大型弹射器弹射180吨以下大型飞机时，2套动力系统并联使用和使用特大型绞轮；特大型弹射器弹射360吨以下特大型飞机时，4套动力系统并联使用和使用特大型绞轮；通过选配绞轮离合器，来实现选用中小型绞轮或特大型绞轮；中小型绞轮配备钢缆的直径4～5厘米，大型绞轮配备钢缆的直径5～8厘米，特大型绞轮配备钢缆的直径6～10厘米；钢缆缠绕在绞轮上，另外一头连接在牵引梭上，绞轮转动，收回钢缆，带动钢缆运动，从而带动牵引梭运动；牵引梭由牵引梭车体和牵引托等部件构成；牵引梭车体长度1～5米，宽度0.3～1米，高度0.3～1米，牵引托的纵横宽度(0.5～1.5米)×(0.5～5米)，牵引托用于承载飞机前起落架和推动飞机，前起落架所承担的重量完全压在牵引托上；牵引托上设置螺杆伸缩装置，和活动后栏板，由螺杆伸缩装置控制活动后栏板升降，螺杆伸长可放下后栏板，形成斜面桥，以便让飞机的前起落架轮子能够驶上牵引托，缩回螺杆，可将后栏板拉起至垂直状态并予以固定，后栏板直接与飞机前起落架的轮子接触，在弹射飞机过程中，通过对前起落架施加推力，实现对飞机的牵引；在牵引梭车体内，配备电动机暨发电机两用机，弹射时予以助推，复位时推动牵引梭倒退实现复位，制动时利用惯性能量发电回收能量；牵引梭车体上，设置轨道下车轮和轨道上车轮，轨道下车轮与轨道下缘方接触，轨道上车轮与轨道上缘方接触，轨道上下车轮协同作用，用于承担牵引梭的重力和力矩，上下轮合力抱紧轨道，得以保持牵引梭平稳，并限定牵引梭在轨道内运行；在较繁忙的机场，一般是飞机排队等待起飞，前面的飞机弹射后出去后，立即曳引后面的飞机停在起飞位上，刹住后起落架的轮子，牵引托复位过程中，接近前起落架轮子时，放下后栏板，栏板的端头边正好着地贴着地面(地面采用光滑耐磨材料)，形成斜面桥，让起落架能够轻松驶上斜面桥，牵引托在运行过程中，将前起落架“铲”起，停靠在牵引托上。