專利名稱：超輕型飛機(jī)短距起落裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)的起落裝置。
超輕型飛機(jī)是七十年代新興的機(jī)種，其特點(diǎn)是小巧玲瓏，通常，機(jī)身長5～8米，翼展10米(一種特別的超輕型飛機(jī)-“傘翼機(jī)”的翼展更小)，起飛重量M為160～300公斤，可載1～3人;動(dòng)力功率小，為30～60馬力，起飛速度約為50公里/小時(shí)，巡航速度約為60～100公里/小時(shí)，失速速度約為40公里/小時(shí)，甚至30多公里/小時(shí)。它靈活、方便、穩(wěn)定性能好，噪聲小，造價(jià)、維修費(fèi)低，耗油省，廣泛用于農(nóng)林業(yè)、旅游、交通等部門。但與所有固定翼飛機(jī)一樣，需要足夠長的跑道用于起飛、著陸，這使它的使用受到很大的限制。
改進(jìn)起飛和著陸性能的裝置有起飛彈射裝置，起飛加速器或加速車，斜臺(tái)發(fā)射裝置、阻力傘或板和攔網(wǎng)等。
常用艦載飛機(jī)的短距起飛著陸裝置分別是蒸汽式彈射裝置和液壓作動(dòng)筒，(史超禮著《航空概論》第242～243頁，國防工業(yè)出版社出版，1978年)。蒸汽式彈射裝置的主要構(gòu)件是作動(dòng)筒，它靠船用蒸汽發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的高壓蒸汽推動(dòng)作動(dòng)筒中的活塞運(yùn)動(dòng)?；钊线B有牽引鉤，鉤牢一個(gè)圓環(huán)，圓環(huán)靠鋼索連接在飛機(jī)上。作動(dòng)筒上開有狹槽，在甲板上還開有狹縫，以便牽引鉤沿著狹縫拉著飛機(jī)向前助力滑跑。而著陸裝置是在甲板上橫拉著的幾根10～15cm高的著陸鋼索，它的兩端繞過定滑輪連接在受力的液壓作動(dòng)筒上。飛機(jī)著陸時(shí)，放下尾鉤，并鉤住其中一根鋼索，拉著它向前滑跑一段，這時(shí)鋼索使拉著活塞在作動(dòng)筒中運(yùn)動(dòng)，消耗飛機(jī)動(dòng)能，使飛機(jī)的速度很快降低，并停止前進(jìn)。
上述裝置需彈射和著陸兩套裝置，結(jié)構(gòu)較復(fù)雜。
本發(fā)明的目的是提供一種主要用于超輕型飛機(jī)短距起落的裝置，尤其可使超輕型飛機(jī)在屋(樓)頂陽臺(tái)短距起落的裝置，其結(jié)構(gòu)簡單，費(fèi)用極低，起飛與著陸共用一套裝置。
本發(fā)明包括動(dòng)力裝置、滑輪、牽引機(jī)構(gòu)、抽氣設(shè)備、固定器和控制系統(tǒng)等部分。動(dòng)力裝置采用真空作動(dòng)筒助力器，作動(dòng)筒中有活塞，活塞上帶牽引鉤或環(huán)，前端設(shè)小孔即作動(dòng)筒筒口與大氣相通，作動(dòng)筒還設(shè)入氣口和抽氣口，抽氣口與抽氣設(shè)備相連，入氣口和抽氣口均設(shè)有密封機(jī)構(gòu)。通常采用一對對稱放置的作動(dòng)筒，形狀以圓柱形為宜。牽引機(jī)構(gòu)設(shè)牽引索、拉索和滑輪組，與活塞連接。
滑輪位于作動(dòng)筒口的前端，可設(shè)兩組定滑輪。第一組分別固定在作動(dòng)筒口的正前方，連接活塞牽引鉤的牽引索繞過這對定滑輪;另一組定滑輪可垂直升降，位于第一組定滑輪之間。
抽氣設(shè)備可采用通用型抽氣機(jī)，例如真空泵。
固定器包括飛機(jī)固定器和作動(dòng)筒活塞固定器?？刹捎每刂茩C(jī)構(gòu)控制錐形固定桿配合安裝于飛機(jī)輪和牽引索上的圓環(huán)來完成?？刂茩C(jī)構(gòu)可用繼電器。當(dāng)飛機(jī)固定桿伸出時(shí)，插入安裝于飛機(jī)前輪后部的圓環(huán)，將飛機(jī)固定;當(dāng)飛機(jī)固定桿縮入時(shí)，飛機(jī)固定桿退出此圓環(huán)，飛機(jī)可自由運(yùn)動(dòng)。同理，當(dāng)作動(dòng)筒活塞固定桿伸出時(shí)，插入牽引索上的圓環(huán)，將活塞固定于某一位置，并封閉住作動(dòng)筒口;當(dāng)作動(dòng)筒活塞固定桿縮入時(shí)，解除對活塞的固定作用。飛機(jī)固定器的控制機(jī)構(gòu)可以設(shè)在跑道下，以便不影響飛機(jī)的著陸滑跑。
飛機(jī)著陸前，控制系統(tǒng)使跑道上的可垂直升降滑輪組下降到跑道面以下，開啟信號(hào)燈。例如利用無線電遙控通信機(jī)或由地面人員指揮、控制。
拉索用于牽引索與飛機(jī)之間的連接，其一端連在牽引索的中間，另一端系一圓環(huán)，以便牽引飛機(jī)的彈射鉤。
本裝置還可附設(shè)絆繩，絆繩與作動(dòng)筒軸線垂直。
以下分析飛機(jī)的彈射起飛過程。
起飛前，打開作動(dòng)筒1的入氣口4，如

圖1所示，讓空氣進(jìn)入作動(dòng)筒，將作動(dòng)筒活塞3拉到作動(dòng)筒筒口2處，然后關(guān)閉入氣口，這時(shí)活塞封住作動(dòng)筒筒口。用活塞固定圓環(huán)7套入活塞固定桿8將活塞固定(見圖2)。啟動(dòng)連接于抽氣口5的抽氣設(shè)備，這時(shí)，活塞受到向后的吸力，但因被固定而不能向后移動(dòng)。將飛機(jī)推向跑道D處，升起可升降的滑輪組10，將拉索11扣住飛機(jī)12前輪上的彈射鉤13，如圖3和4所示。用飛機(jī)固定器固定飛機(jī)，飛機(jī)固定圓環(huán)14套入飛機(jī)固定桿15中，飛機(jī)固定控制器16埋設(shè)在跑道以下。啟動(dòng)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)，當(dāng)動(dòng)力達(dá)最大時(shí)，由控制器9和16控制活塞固定桿和飛機(jī)固定桿動(dòng)作，這時(shí)，活塞由d-b-a運(yùn)動(dòng)，同時(shí)牽引飛機(jī)由D向C助力滑跑，在DC段短距加速后離地起飛，脫離拉索。
飛機(jī)彈射起飛后，牽引索6恢復(fù)了彈射飛機(jī)前的狀態(tài)。
為了使飛機(jī)彈射過程中沿跑道中線方向滑跑，跑道中線上最好設(shè)有定向索17，見圖5，并在跑道中線上的后端設(shè)一根短桿18，定向索可固定在短桿頂部。還可在可垂直升降定滑輪基板19上設(shè)另一短桿20，此短桿的上部直徑小，下部直徑大，上、下部同軸心。定向索圓環(huán)21可套住短桿20的上部，但不能套入其下部。這樣定向索被拉成一條平行于跑道面并與跑道中線同向的直線，它離跑道有一定的高度，但比牽引索和拉索都低，不影響安全起飛。
顯然，飛機(jī)著陸前，控制可升降定滑輪下降時(shí)，定向索前端的圓環(huán)受到跑道面的向上阻力而脫離基板上的短桿，從而使定向索松馳，不影響飛機(jī)著陸。
以下以具體數(shù)據(jù)分析用真空作動(dòng)筒助力器可以大大縮短超輕型飛機(jī)的起飛與著陸滑跑距離的原理。
飛機(jī)著陸滑跑時(shí)，受到牽引索的阻力為f＝2FCoSθ，其中θ是飛機(jī)在牽引索阻礙下滑跑時(shí)，牽引索與作動(dòng)筒筒身的夾角(θ≤90°)。因?yàn)棣仁亲兞?，所以f也是變量。當(dāng)θ＝θmin時(shí)，f達(dá)最大值?？梢宰C明，變力2FCosθ在著陸滑跑位移1時(shí)對飛機(jī)所做的功(阻力功)為WO=2F(12+(r2)2-r2)]]>，式中r是兩作動(dòng)筒間的距離。
設(shè)超輕型飛機(jī)的起飛重量M＝300公斤，起飛速度Vt＝50公里/小時(shí)，著陸速度Vo＝40公里/小時(shí)，經(jīng)“飄落觸地”后的滑跑速度Vo′＝35公里/小時(shí)。
為什么Vo會(huì)減小到Vo′呢？因?yàn)轱w機(jī)在“飄落觸地”過程中飛機(jī)動(dòng)力被逐步減小，又受到空氣阻力。
飛機(jī)著陸滑跑是在助力器阻力作用下進(jìn)行的，這個(gè)過程飛機(jī)速度由Vo′減小到零(即飛機(jī)停下)。這個(gè)過程應(yīng)符合動(dòng)能定理 1/2 MV′2o＝Wo，即12MV′ 2O=2F(12+(r2)2-r2)]]>..(1)設(shè)作動(dòng)筒內(nèi)半徑，即活塞半徑R＝8cm，那么，活塞面積S′＝πR2。由于在飛機(jī)著陸滑跑過程中，活塞前后面氣壓約差1atm，所以活塞受作動(dòng)筒吸力F＝S′P＝S′×1atm＝S′×1千克/厘米2＝2009.6(牛頻)。設(shè)兩作動(dòng)筒相距r＝10米，將這些數(shù)據(jù)及M＝300千克，Vo′＝35公里/小時(shí)代入(1)式中，求得1＝7米，所以飛機(jī)在助力器阻力作用下的著陸滑跑距離1為7米。
再來計(jì)算超輕型飛機(jī)的助力起飛滑跑距離S。由上面可知，活塞面積S′＝πR2，R＝8厘米，所以S′＝π×82。又因作動(dòng)筒內(nèi)空氣被抽光后，活塞前后面氣壓差P≈1atm，所以活塞受到吸力F＝π×82×1atm＝π×82×1千克/厘米2＝2009.6(牛頓)。又因兩個(gè)可垂直升降的定滑輪相距很近(如2厘米)，牽引索繞過它后呈圖3所示形狀，所以牽引索作用在飛機(jī)上的力約為每個(gè)作動(dòng)筒對活塞吸力的兩倍(2F)。
飛機(jī)在助力器作用下，滑跑起飛時(shí)應(yīng)符合動(dòng)能定理 1/2 MVt2＝2FS，將M＝300公斤，F(xiàn)＝2009.6牛頓，Vt＝50公里/小時(shí)，代入上式得S＝6.3(米)。由于牽引索被拉成圖3形狀，所以所需作動(dòng)筒的長度即飛機(jī)起飛距離S＝6.3米。飛機(jī)在起飛滑跑時(shí)，本身發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力除用于克服空氣阻力外還有一部分用于加速飛機(jī)，以上計(jì)算忽略了這個(gè)力，故實(shí)際上所需作動(dòng)筒尺寸可比上述的小些。
飛機(jī)著陸滑跑時(shí)還有一種方法，即以跑道后端向前端滑跑方向與圖所示相反，但本質(zhì)上與圖6相同。
飛機(jī)著陸滑跑距離1總受到作動(dòng)筒長S的限制，但可以證明超輕型飛機(jī)的著陸滑跑距離總不超過這個(gè)限制。
上述飛機(jī)著陸滑跑距離的計(jì)算是假設(shè)了飛機(jī)前輪起落架直梁正好頂?shù)綘恳髦悬c(diǎn)，可以證明若是頂在旁邊，那么飛機(jī)的著陸滑跑距離將是更短的。
若上述超輕型飛機(jī)不用助力器，它的起飛，著陸滑跑距離都是80米。可見利用助力器可大大縮短它的起飛著陸滑跑距離。以上實(shí)例具有代表性，因超輕型飛機(jī)的Vt、Vo′值都差不多。根據(jù) 1/2 MVt2＝2FS和12MV′ 2O=2F(12+(r2)2-r/2)]]>，雖然M越小，那么2FS和2F(12+(r2)2-r/2)]]>也越小，若作動(dòng)筒內(nèi)徑與上述相同(即F相同)，那么起飛滑跑距離S(即作動(dòng)筒長)可越短，并且著陸滑跑距離1也越短。一般超輕型飛機(jī)M＜300公斤，故其S＜6.3米，1＜7米，若不利用助力器，它的S，1一般為50～70米。
在保證2F不超過該超輕型飛機(jī)的超載值的前提下，應(yīng)使F盡量大，從而使S，1更小(但F太大，R也大，制造困難)。
對于少數(shù)M＞300公斤，Vt＞50公里/小時(shí)的超輕型飛機(jī)(如有一種超輕型飛機(jī)M＝500公斤，Vt＝60公里/小時(shí))，可同時(shí)采用擴(kuò)大作動(dòng)筒R和增長作動(dòng)筒S兩種方法，或用圖7所示的多對作動(dòng)筒重疊法。
綜上所述，利用作動(dòng)筒助力器可大大縮短超輕型飛機(jī)的起飛，著陸滑跑距離，尤其可將超輕型飛機(jī)的跑道建到屋(樓)頂陽臺(tái)上。
超輕型飛機(jī)要在屋(樓)頂陽臺(tái)跑道著陸前，應(yīng)先控制跑道信號(hào)燈22亮，沿陽臺(tái)跑道中線發(fā)射出一條信號(hào)燈光(如圖9所示)，飛機(jī)沿著燈光，以離燈光某一高度超低空飛入陽臺(tái)(一般為2～3米，少數(shù)超輕型飛機(jī)為4米)。飛機(jī)一旦飛入陽臺(tái)馬上開始“飄落觸地”，通常從2～3米高度經(jīng)“飄落觸地”落到陽臺(tái)面，這個(gè)過程的水平位移為10多米至20米，這段水平位移區(qū)稱為陽臺(tái)的“飄落觸地水平位移區(qū)”。飛機(jī)在陽臺(tái)著陸后，在助力器的阻力作用下需再滑跑一段才停下，這一段稱“著陸滑跑區(qū)”。陽臺(tái)所需的大小由這兩個(gè)區(qū)決定。若在“飄落觸地區(qū)”筑一斜坡(見圖8)，那么可大大縮短該區(qū)所需的長度，從而縮短整個(gè)陽臺(tái)所需的長度。顯然，坡度越大，這個(gè)效果越好。但坡度太大，飛機(jī)在坡上著陸時(shí)受震動(dòng)也大，可考慮在起落架裝減震裝置。若使斜坡最高處H等于或大于飛機(jī)超低空飛入的高度h，即H≥h時(shí)，飛機(jī)可不通過“飄落觸地”而平飛到坡上著陸。顯然，“飄落觸地水平位移區(qū)”筑成斜坡后，“著陸滑跑區(qū)”應(yīng)筑成與斜坡最高處H等高的平臺(tái)mn。以上辦法不限于陽臺(tái)跑道。
在圖8中，1為飛機(jī)著陸滑跑距離，L′和L″分別為不加斜坡和加斜坡時(shí)的“飄落觸地水平位移”，f-m-G為飛機(jī)“飄落觸地”軌跡，m-g為虛設(shè)的斜坡，m-n為虛設(shè)的增高平臺(tái)，m為飛機(jī)在虛設(shè)斜坡的觸地點(diǎn)，G為沒有斜坡時(shí)飛機(jī)在陽臺(tái)上的觸地點(diǎn)。顯然，斜坡最高處H小于超低空飛行高度h，所以飛機(jī)不能平飛到斜坡上著陸，而因采取“飄落觸地”方法，使飛機(jī)在飄落過程中在斜坡上的m點(diǎn)觸地。
本發(fā)明依超輕型飛機(jī)的特殊性能，如起飛速度及失速度低，涂輾尚行閱芎茫鴟芍亓啃〉齲納品苫鴟杉白怕叫閱艿淖爸煤隙?，考嗴幅度缩秹菎忸^苫鈉鴟杉白怕交芫嗬?，使建跑蒂嚹费渔V緙?，永@淇捎寐ザパ秈孀讎艿饋Ａ磽?，悲d⒚魎鱟爸玫慕峁故旨虻ィ旒?、使用愤x⑽薹訊己艿?。就作动筒来藫?dān)捎諢釗笥頤嬤徊鉅淮篤?，而沁b浞苫?，会擕?作動(dòng)筒中運(yùn)動(dòng)時(shí)間很短，所以活塞及作動(dòng)筒內(nèi)壁加工精度要求很低。再看抽氣設(shè)備，由于作動(dòng)筒真空度要求不太高，可采用一般真空泵抽氣，又由于所要抽出的氣量少、真空泵功率可很小。
綜上所述，本發(fā)明為超輕型飛機(jī)的普及、運(yùn)用提供了經(jīng)濟(jì)、有效的方法。
本發(fā)明的助力器還可用于彈射小型旋翼機(jī)和輕級滑翔機(jī)，彈射滑翔機(jī)時(shí)，彈射方向應(yīng)與水平成一適當(dāng)角度。若將作動(dòng)筒尺寸擴(kuò)大，可用于一些輕型飛機(jī)的短距起落。
實(shí)施例一架超輕型飛機(jī)的起飛重量M＝200公斤，Vt＝50公里/小時(shí)，Vo＝40公里/小時(shí)，Vo′＝36公里/小時(shí)，可設(shè)計(jì)一作動(dòng)筒，內(nèi)半徑R＝7厘米，活塞半徑R＝7厘米，那么活塞面積S′＝πR2＝π×72，F(xiàn)＝S′×1atm＝S′×1千克/厘米2＝1538.6(牛頓)。根據(jù)12MV′ 2O=2F(12+(r2)2-r2)]]>(兩作動(dòng)筒平行放置，相距ro)，將M＝200公斤，Vo′＝36公里/小時(shí)，F(xiàn)＝1538.6牛頓，r＝8米代入上面公式可求得1＝6米，所以飛機(jī)著陸滑跑距離為6米。
再根據(jù) 1/2 MVt2＝2FS，將M＝200公斤，Vt＝50公里/小時(shí)，F(xiàn)＝1538.6牛頓，代入上面公式求得助力起飛滑跑距離為S＝5.5米。
作動(dòng)筒用鋼管，壁厚3毫米，長5.5米，內(nèi)徑R＝7厘米，四個(gè)定滑輪直徑都是4厘米，牽引索、拉索、定向索，都用多股尼龍索制成，第一組定滑輪的兩滑輪距相應(yīng)作動(dòng)筒口2米，拉索長2米，牽引索長5.5×2+2×2+8＝23(米)。牽引索離陽臺(tái)高10厘米，定向索離陽臺(tái)4厘米，也由尼龍索制成，絆繩長8米，由一根略帶彈性的皮條制成，離陽臺(tái)高6厘米，比定向索略高。選一寬9米，長30米的陽臺(tái)作跑道，陽臺(tái)前20米為“飄落觸地水平位移區(qū)”，由于足夠長，不必筑斜坡，后10米為“著陸滑跑區(qū)”(見圖9所示)。
權(quán)利要求
1.一種主要用于飛機(jī)短距起落和輕級滑翔機(jī)彈射的裝置，包括動(dòng)力裝置、牽引機(jī)構(gòu)、固定器、控制系統(tǒng)，動(dòng)力裝置采用作動(dòng)筒助力器，作動(dòng)筒助力器中設(shè)有活塞，其特征在于所說的作動(dòng)筒助力器用真空作動(dòng)筒，其一端有作動(dòng)筒筒口與大氣相通，設(shè)有入氣口、抽氣口，抽氣口與抽氣設(shè)備相連接，入氣口和抽氣口均設(shè)密封機(jī)構(gòu)，牽引機(jī)構(gòu)與作動(dòng)筒活塞連接。
2.如權(quán)利要求1所述的裝置，其特征在于作動(dòng)筒活塞設(shè)牽引鉤或環(huán)，牽引機(jī)構(gòu)設(shè)牽引索、滑輪組和拉索，牽引索與牽引鉤或環(huán)連接。
3.如權(quán)利要求1所述的裝置，其特征在于作動(dòng)筒為圓柱形，選用一對并平行對稱放置。
4.如權(quán)利要求1所述的裝置，其特征在于固定器設(shè)飛機(jī)固定器和作動(dòng)筒活塞固定器，均由固定桿、固定圓環(huán)和控制機(jī)構(gòu)組成。
5.如權(quán)利要求1和2所述的裝置，其特征在于滑輪，設(shè)兩組，其中一組位于作動(dòng)筒筒口前，另一組固定在可垂直升降的基板上，牽引索繞過滑輪組。
6.如權(quán)利要求1所述的裝置，其特征在于可設(shè)一絆繩，絆繩與作動(dòng)筒軸線垂直。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛機(jī)的起落裝置，它提供一套主要用于超輕型飛機(jī)短距起落的裝置，尤其可使超輕型飛機(jī)在屋(樓)頂陽臺(tái)短距起落；起飛和著陸共用一套裝置，其動(dòng)力裝置采用真空作動(dòng)筒助力器，還包括滑輪、牽引索、抽氣設(shè)備、固定器和控制系統(tǒng)等部分。本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡單、造價(jià)、使用費(fèi)和維修費(fèi)低，為超輕型飛機(jī)的普及、運(yùn)用提供經(jīng)濟(jì)、有效的方法，還可用于彈射小型旋翼機(jī)和輕級滑翔機(jī)。
文檔編號(hào)B64F1/06GK1032645SQ8810733
公開日1989年5月3日 申請日期1988年10月18日 優(yōu)先權(quán)日1988年10月18日
發(fā)明者黃澤榮 申請人:黃澤榮