CN110979715A - 基于液相二氧化碳相变弹射方法、装置及舰、船或舰载机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于液相二氧化碳相变的弹射方法、弹射装置及舰、船或舰载机，方法包括以下步骤：二氧化碳以液相形态容纳于绝热容器中，瞬间加热液相二氧化碳使得二氧化碳由液相转化为气相，相变后的二氧化碳气体基于目标弹射能量在预定方向上可控地喷射预定喷出量。

Description

基于液相二氧化碳相变弹射方法、装置及舰、船或舰载机

技术领域

本发明属于舰/船载飞机辅助起飞弹射技术领域，特别是一种基于液相二氧化碳相变的弹射方法、弹射装置及舰、船或舰载机。

背景技术

舰载机是航母战斗力的核心，是提高海上军事防御和打击力量的重要工具。舰载机的起飞能力和效率很大程度上决定航母编队的作战能力。目前，舰载机一般采用弹射起飞、滑跃起飞、垂直起飞3种方式。其中，弹射起飞是利用弹射器助推，可以使飞机获得更高的加速度，具备在短距离内放飞重型战机的能力，是舰载机起飞的主流方式。上世纪50年代，蒸汽弹射器代替液压弹射器开始服役。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，把舰载机投射出去。目前蒸汽弹射器技术已相当成熟，但也存在一些局限，如1)需要配备蒸汽储罐、管线和辅助设备，具有庞大体积和重量；2)需消耗大量蒸汽、能量，如以最小间隔进行弹射(每分钟2架)，16分钟后便会因蒸汽压过低而无法继续弹射，且会消耗锅炉20％的蒸汽导致航母的航速降低；3)弹射力量调节范围小，无法弹射轻型无人机，同时，瞬间爆发的巨大推力无法控制，使飞行员非常不适。

鉴于此，近年来，各国陆续开始研究电磁弹射系统，但该技术尚未正式投入使用，最为典型的案例是：作为美国福特级航母的核心技术，电磁弹射理论上将使战机出动效率提升25％，但2018年美海军证实福特号安装的电磁弹射系统在设计与建造上存在重大问题。海上试验中发现，与蒸汽弹射器相比，电磁弹射系统频繁使用时更不可靠，需要更多人力维护，一旦出现1个弹射器故障，需要关闭全部4个弹射器才能进行维修。此外，电磁弹射系统采用大量电子设备，存在电磁兼容问题，很容易受到干扰。

在背景技术部分中公开的上述信息仅仅用于增强对本发明背景的理解，因此可能包含不构成在本国中本领域普通技术人员公知的现有技术的信息。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种基于液相二氧化碳相变的弹射方法、弹射装置及舰、船或舰载机，能够根据不同应用需求匹配推力，避免高温烧蚀、环境污染，实现高可靠性、可重复使用的目标，无电磁干扰、驾驶员不适，可快速(响应时间为微秒至毫秒级)准确弹射，维护简单，驱动设备简单、精小、耗能低(微电流加热施加电压例如为几伏特至数十伏特，高电压放电平均能为几千焦至几十千焦)，能够完全满足舰载机物理弹射的要求。

本发明的目的是通过以下技术方案予以实现，一种基于液相二氧化碳相变的弹射方法包括以下步骤：

第一步骤中，二氧化碳以液相形态容纳于绝热容器中，

第二步骤中，瞬间加热液相二氧化碳使得二氧化碳由液相转化为气相，

第三步骤中，相变后的二氧化碳气体基于目标弹射能量在预定方向上可控地喷射预定喷出量。

所述的方法中，第一步骤中，二氧化碳在预定温度下以液相形态容纳于绝热容器中，所述预定温度为低于二氧化碳液相气相相变温度的室温。

所述的方法中，第一步骤中，所述预定温度为10℃。

所述的方法中，第二步骤中，瞬间加热耗时为微秒级至毫秒级。

所述的方法中，第二步骤中，瞬间加热的温升不超过21℃。

所述的方法中，第二步骤中，经由微电流加热、高电压放电加热、热传递、热交换或能量转化瞬间加热。

所述的方法中，第三步骤中，相变后的二氧化碳气体经由泄压阀进入缓冲腔，所述缓冲腔可控地喷射所述二氧化碳气体以获得对应目标弹射能量的二氧化碳喷出量。

根据本发明的另一方面，一种实施所述基于液相二氧化碳相变的弹射方法的弹射装置包括，

绝热容器，其容纳所述液相形态的二氧化碳，所述绝热容器设有泄压阀，

瞬间加热模块，其瞬间加热所述绝热容器内液相形态的二氧化碳，使得二氧化碳由液相转化为气相，

缓冲腔，其经由所述泄压阀连通所述绝热容器以导入二氧化碳气体，所述缓冲腔设有多个用于喷出二氧化碳气体的泄放阀，所述泄放阀响应于目标弹射能量以调节二氧化碳气体喷出量，

助推器，其可移动地连接缓冲腔，所述助推器经由所述二氧化碳气体推动。

所述的弹射装置中，绝热容器包括承受预定压力的绝热罐，喷射控制模块电连接多个朝向不同的泄放阀，响应于预定方向的目标弹射能量，喷射控制模块选择相应于所述预定方向的朝向的泄放阀以喷射相应于所述目标弹射能量的二氧化碳气体喷出量。

根据本发明的另一方面，一种舰载机包括，

液化模块，其获取二氧化碳并液化成液相形态的二氧化碳，

所述的弹射装置，其连通所述液化模块以导入液相形态的二氧化碳。

和现有技术相比，本发明具有以下优点：

1、先进性方面：本发明充分利用二氧化碳的物理相变特性获取巨大弹力，规避了“汽弹”和“电弹”的技术缺点，为最先进的弹射技术；

2、温度方面：本发明温升只有约21℃，对发动机而言几乎无热效应影响、避免了烧蚀损伤；

3、环保方面：本发明属于纯物理过程，无化学反应，无任何有毒有害物质排放，绿色环保；

4、经济方面：本发明使用的推进剂只有二氧化碳，成本非常低廉，获取容易，同时，基于该技术的推力器可重复使用，能够大幅降低使用成本；

5、可靠性方面：通过加热等方法在毫秒级即可实现相变过程，温度和推力响应时间迅速，相变后的二氧化碳以气体形式按需喷出，获取不同应用推力，可靠程度大幅提高。

附图说明

通过阅读下文优选的具体实施方式中的详细描述，本发明各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。说明书附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。而且在整个附图中，用相同的附图标记表示相同的部件。

在附图中：

图1是根据本发明一个实施例的基于液相二氧化碳相变的弹射方法的步骤示意图；

图2是根据本发明一个实施例的基于液相二氧化碳相变的弹射方法的流程示意图；

图3是根据本发明一个实施例的弹射装置的正视示意图；

图4是根据本发明一个实施例的弹射装置的正视示意图；

图5是根据本发明一个实施例的弹射装置的俯视示意图。

以下结合附图和实施例对本发明作进一步的解释。

具体实施方式

下面将参照附图1至附图5更详细地描述本发明的具体实施例。虽然附图中显示了本发明的具体实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。

需要说明的是，在说明书及权利要求当中使用了某些词汇来指称特定组件。本领域技术人员应可以理解，技术人员可能会用不同名词来称呼同一个组件。本说明书及权利要求并不以名词的差异来作为区分组件的方式，而是以组件在功能上的差异来作为区分的准则。如在通篇说明书及权利要求当中所提及的“包含”或“包括”为一开放式用语，故应解释成“包含但不限定于”。说明书后续描述为实施本发明的较佳实施方式，然所述描述乃以说明书的一般原则为目的，并非用以限定本发明的范围。本发明的保护范围当视所附权利要求所界定者为准。

为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个附图并不构成对本发明实施例的限定。

为了更好地理解，图1是根据本发明一个实施例的方法的流程示意图，如图1所示，基于液相二氧化碳相变的弹射方法包括以下步骤：

一种基于液相二氧化碳相变的弹射方法，所述方法包括以下步骤：

第一步骤S1中，二氧化碳以液相形态容纳于绝热容器1中，

第二步骤S2中，瞬间加热液相二氧化碳使得二氧化碳由液相转化为气相，

第三步骤S3中，相变后的二氧化碳气体基于目标弹射能量在预定方向上可控地喷射预定喷出量。

本发明的液相二氧化碳相变优势，可储存在10℃，其液相-气相相变温度为31℃，相变温度接近室温；发生相变时，体积或压力瞬间增加500-600倍，由液体变成气体，该过程纯属物理过程，无任何有毒有害物质产生；将相变后的气体通过定向喷出，可产生巨大的可控推力，可实现舰载机的高效、可控、可靠弹射。

所述的方法的优选实施方式中，第一步骤S1中，二氧化碳在预定温度下以液相形态容纳于绝热容器1中，所述预定温度为低于二氧化碳液相气相相变温度的室温。

所述的方法的优选实施方式中，第一步骤S1中，所述预定温度为10℃。

所述的方法的优选实施方式中，第二步骤S2中，瞬间加热耗时为微秒级至毫秒级。

所述的方法的优选实施方式中，第二步骤S2中，瞬间加热的温升不超过21℃。

所述的方法的优选实施方式中，第二步骤S2中，经由微电流加热、高电压放电加热、热传递、热交换或能量转化瞬间加热。

所述的方法的优选实施方式中，第三步骤S3中，相变后的二氧化碳气体经由泄压阀3进入缓冲腔4，所述缓冲腔4可控地喷射所述二氧化碳气体以获得对应目标弹射能量的二氧化碳喷出量。

所述的方法的优选实施方式中，所述绝热容器1为耐高压的密闭容器。

所述的方法的优选实施方式中，所述缓冲腔4为耐高压的密闭容器。

为了进一步理解本发明，在一个实施方式中，方法包括：液相-气相相变实现技术和弹射控制技术；其中，

所述液相-气相相变实现技术主要通过瞬间加热实现二氧化碳有液相变为气相，瞬间加热技术包括但不限于电加热、热传递和热交换、能量转化；

所述弹射控制技术主要通过自动泄放阀控技术将相变后的二氧化碳气体在气相储存部分进行按需喷出或直接喷出，获得目标弹射能量。

如图2所示，在一个实施方式中，方法包括，

按照舰载机数量比例配备二氧化碳相变弹射器，每台弹射器配备液体二氧化碳罐体和热触发装置，罐体设置热触发电极，通过例如微电流和高热敏材料加热液体二氧化碳，或者高电压放电加热液体二氧化碳，或其他加热方式等，罐内液体二氧化碳瞬时升温，达到温度相变点实现相变，罐体尾部设有自动控制泄压阀3释放相变后的气体进入缓冲腔4，只能程序控制气体喷出，获得目标推力。

一种弹射装置包括，

绝热容器1，其容纳所述液相形态的二氧化碳，所述绝热容器1设有泄压阀3，

瞬间加热模块2，其瞬间加热所述绝热容器1内液相形态的二氧化碳，使得二氧化碳由液相转化为气相，

缓冲腔4，其经由所述泄压阀3连通所述绝热容器1以导入二氧化碳气体，所述缓冲腔4设有多个用于喷出二氧化碳气体的泄放阀，所述泄放阀响应于目标弹射能量以调节二氧化碳气体喷出量，

助推器5，其可移动地连接缓冲腔4，所述助推器5经由所述二氧化碳气体推动。

所述的弹射装置的优选实施例中，绝热容器1包括承受预定压力的绝热罐，喷射控制模块电连接多个朝向不同的泄放阀，响应于预定方向的目标弹射能量，喷射控制模块选择相应于所述预定方向的朝向的泄放阀以喷射相应于所述目标弹射能量的二氧化碳气体喷出量。

如图3所示，所述弹射装置的优选实施例中，弹射装置的长度10m-50m可调，内部设置多个如相变储液罐的绝热容器1，储液罐通过自动控制以旋转补位；与储液罐泄压阀3连接的是如气体压力释放通道的缓冲腔4；气体压力释放通道上安置助推器5，当相变后的气体进入气体压力释放通道后，超高压力推动助推器5快速运动；助推器5与飞行器(如舰载机)连接杆连接，在助推器5动作时推动飞行器达到既定速度。进一步地，气体压力释放通道为导轨结构。瞬间加热模块2通过微电流加热，其包括电极、绝缘子套管和高热敏材料。其中电极为良导体，直径0.1mm-2mm可调，材料不限于铜、不锈钢，经由绝缘子套管引入储液罐体内部，在电极两端施加一定电压，例如电压幅值为几伏特至几百伏特可调，以产生微电流为准；绝缘子套管为弧形伞裙结构，增加爬电距离，确保绝缘安全；中间安置电极，实现与推力器罐体内、外壁绝缘；高热敏材料：设计为“Π”、螺旋形等形状；在推力器罐体内部的两个电极端头连接高热敏材料，当微电流流过高热敏材料时，高热敏材料瞬时发热，响应时间为几百毫秒至几毫秒不等，瞬间释放巨大热量，用于加热液相二氧化碳，实现相变。

如图4所示，所述弹射装置的优选实施例中，弹射装置的长度10m-50m可调，内部设置多个如相变储液罐的绝热容器1，储液罐通过自动控制以旋转补位；与储液罐泄压阀3连接的是如气体压力释放通道的缓冲腔4；气体压力释放通道上安置助推器5，当相变后的气体进入气体压力释放通道后，超高压力推动助推器5快速运动；助推器5与飞行器(如舰载机)连接杆连接，在助推器5动作时推动飞行器达到既定速度。进一步地，气体压力释放通道为导轨结构。瞬间加热模块2通过高电压放电等离子体加热，其包括电极、高压绝缘子套管、电极结构和高热敏电极材料。其中电极：设计为良导体，直径0.1mm-2mm可调，材料不限于铜、不锈钢，经由绝缘子套管引入推力器罐体内部，在电极两端施加一定电压，例如电压幅值为几百伏特至几万伏特可调，以在罐体内部高热敏电极间隙产生放电等离子体；高压绝缘子套管：设计为弧形伞裙结构，增加爬电距离，提高绝缘等级；中间安置电极，实现与推力器罐体内、外壁绝缘；电极结构：每两个水平方向的高热敏电极之间布置为设计为针-针、棒-棒等电极结构，在罐体内部根据推力需求，可以布置1-20对电极结构；以便于在电极上施加高电压时，能够在间隙中产生放电等离子体；在放电等离子体通道产生的同时，形成较高的电流，加热了高热敏电极材料；高热敏电极材料：在推力器罐体内部的两个电极端头连接高热敏材料，当产生放电等离子体时，大电流流过高热敏材料，高热敏材料瞬时发热，响应时间为几微秒至几毫秒不等，瞬间释放巨大热量，用于加热液相二氧化碳，实现相变。

所述的弹射装置的优选实施例中，如相变储液罐的绝热容器1为圆柱状或立方体状，高度100cm-150cm可调，直径或边长为20cm-100cm可调；为了维持罐内液相二氧化碳的温度始终在相变温度点以下，绝热容器1采用绝热材料如绝热碳钢、合金等制成；绝热容器1内部设有电加热模块，包括但不限于微电流加热和高电压放电等离子体加热，当触发加热时，二氧化碳液体能够迅速上升至相变点；所有储液罐安装顺时针或逆时针方向安置在旋转盘上，每当一个储液罐中液体二氧化碳完成相变并释放完成后，自动退出，相邻的下一个储液罐通过转盘移动补位至导轨结构下方连通口。

所述的弹射装置的优选实施例中，泄放阀与气体压力释放通道连通。根据弹射舰载机所需求推力大小，泄放阀自动控制压力释放阈值。进一步，压力释放阈值为15MPa-150MPa。

所述的弹射装置的优选实施例中，气体压力释放通道为长方体形状。长度为10m-50m可调；上面安置一个可移动的助推器5，下方左侧设有一个连通口，通过泄压阀3连通气体压力释放通道和储液罐。

所述的弹射装置的优选实施例中，助推器5的外形尺寸为10cm-40cm可调；其上设有卡口，用于夹持飞行器(如舰载机)的链接杆；当超高压气体释放时，助推器5可实现无摩擦滑动。一种舰载机包括，

液化模块，其获取二氧化碳并液化成液相形态的二氧化碳，

所述的弹射装置，其连通所述液化模块以导入液相形态的二氧化碳。

此外，本发明还公开一种舰或船，其包括所述弹射装置。

尽管以上结合附图对本发明的实施方案进行了描述，但本发明并不局限于上述的具体实施方案和应用领域，上述的具体实施方案仅仅是示意性的、指导性的，而不是限制性的。本领域的普通技术人员在本说明书的启示下和在不脱离本发明权利要求所保护的范围的情况下，还可以做出很多种的形式，这些均属于本发明保护之列。

Claims (10)

1.一种基于液相二氧化碳相变的弹射方法，所述方法包括以下步骤：

第一步骤(S1)中，二氧化碳以液相形态容纳于绝热容器中，

第二步骤(S2)中，瞬间加热液相二氧化碳使得二氧化碳由液相转化为气相，

第三步骤(S3)中，相变后的二氧化碳气体基于目标弹射能量在预定方向上可控地喷射预定喷出量。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，优选的，第一步骤(S1)中，二氧化碳在预定温度下以液相形态容纳于绝热容器中，所述预定温度为低于二氧化碳液相气相相变温度的室温。

3.根据权利要求2所述的方法，其中，第一步骤(S1)中，所述预定温度为10℃。

4.根据权利要求1所述的方法，其中，第二步骤(S2)中，瞬间加热耗时为微秒级至毫秒级。

5.根据权利要求1所述的方法，其中，第二步骤(S2)中，瞬间加热的温升不超过21℃。

6.根据权利要求1所述的方法，其中，第二步骤(S2)中，经由微电流加热、高电压放电加热、热传递、热交换或其他能量转化瞬间加热。

7.根据权利要求1所述的方法，其中，第三步骤(S3)中，相变后的二氧化碳气体经由所述绝热容器设有的泄压阀进入缓冲腔，所述缓冲腔可控地喷射所述二氧化碳气体以获得对应目标弹射能量的二氧化碳喷出量。

8.一种弹射装置，其包括，

绝热容器，其容纳所述液相形态的二氧化碳，所述绝热容器设有泄压阀，

瞬间加热模块，其瞬间加热所述绝热容器内液相形态的二氧化碳，使得二氧化碳由液相转化为气相，

缓冲腔，其经由所述泄压阀连通所述绝热容器以导入二氧化碳气体，所述缓冲腔设有多个用于喷出二氧化碳气体的泄放阀，所述泄放阀响应于目标弹射能量以调节二氧化碳气体喷出量，

助推器，其可移动地连接缓冲腔，所述助推器经由所述二氧化碳气体推动。

9.根据权利要求8所述的弹射装置，其中，绝热容器包括承受预定压力的绝热罐，喷射控制模块电连接多个朝向不同的泄放阀，响应于预定方向的目标弹射能量，喷射控制模块选择相应于所述预定方向的朝向的泄放阀以喷射相应于所述目标弹射能量的二氧化碳气体喷出量。

10.一种舰、船或舰载机，其包括，

液化模块，其获取二氧化碳并液化成液相形态的二氧化碳，

如权利要求8或9所述的弹射装置，其连通所述液化模块以导入液相形态的二氧化碳。

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