技术领域
[0001] 本
发明属于航空母舰甲板设施技术领域，涉及一种飞机短距离起飞助跑装置，特别是一种舰载机短距离起飞助跑装置。
背景技术
[0002] 为了便于舰载机的起停，航空母舰的甲板设计较长，导致舰身与
水的
接触面积大，当航母转向时转向阻
力大；较长的甲板增加了舰体的
质量，进而拖累了航母的航行速度，使航母的机动灵活性能大幅度下降，在实战中得不到预期的表现。现有舰载机也有采用弹射式起飞的方式，但弹射器结构庞大、系统复杂、维护量大，需消耗大量
能源和
淡水，制造成本高，故障修复困难。
[0003] 为此，在
申请公布号为CN102363447A的中国
专利中公开了一种助跑装置，它包括若干
支撑滚轴、一个动力轴和跨设在支撑滚轴与动力轴上的传输带，飞机在传输带上与传输带一起启动、
加速，传输带做反向运动，牵引索的拉力达到0.1
牛顿～1000牛顿与飞机脱落，飞机冲出传输带起飞。该助跑装置可缩短飞机起飞时的
滑行距离，特别适合航空母舰上舰载机的起飞。
[0004] 其仍存在以下问题：对飞机起降轮的支撑主要依靠若干支撑滚轴，两相邻支撑滚轴间具有间隙，对起降轮的支撑效果差，同时在一定程度上降低了起降轮的起飞速度，对飞机的助跑效果不佳；当动力轴停止工作后，在起降轮的滚动作用下，传输带所受到的拉力巨大，易被拉断。
发明内容
[0005] 本发明的目的是针对现有的技术存在上述问题，提出了一种助跑效果好的飞机短距离起飞助跑装置。
[0006] 本发明的目的可通过下列技术方案来实现：
[0007] 飞机短距离起飞助跑装置，包括安装底座、架设于安装底座上的两个相互平行的动力轴以及张紧在两动力轴上的由若干支撑板和环形的
钢丝绳组成的输送环，所述的输送环内具有若干均布于两动力轴之间的用于支撑输送环的支撑轴，所述的动力轴与支撑板之间设有传动结构，其特征在于，所述的动力轴上具有与动力轴同轴固连的直
齿轮，所述的
直齿轮上配合有与直齿轮周向固连的齿套，所述的安装底座与齿套之间设有当作用到动力轴上的动力消失时用于使动力轴即停的防转结构。
[0008] 使用时，将安装底座设于航空母舰上，安装底座的形状呈“凹”型，两个动力轴以及若干支撑轴相互平行，动力轴与支撑轴的两端分别通过
轴承安装在安装底座上。两个动力轴由动力单元同步驱动，动力单元工作时带动动力轴沿自身
中轴线旋转，在传动结构的作用下带动输送环循环动作，其动作方向与飞机的飞行方向相反。当飞机起降轮的转速达到起飞速度时，动力单元断电停止，在防转结构的作用下可使动力轴即停，飞机则可以立即高速滑行升空。为了保证两个动力轴能同时即停，确保输送环单边不被拉断，在每个动力轴处均设有一个防转结构，且同步工作。直齿轮和齿套落入输送环的范围外，不会对输送环造成影响，也不会对飞机的起降轮造成影响。若干支撑板沿
钢丝绳的环向均匀分布，若干支撑板的长度方向与动力轴的长度方向相同，钢丝绳的延伸方向与动力轴垂直。
[0009] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，所述的防转结构包括中部通过销轴铰接于安装底座上的止转
块、设于齿套上的具有阻挡面的卡口和固定于安装底座上的支承座，所述的止转块与动力轴垂直，所述的支承座上具有其中轴线与销轴的中轴线重合的内圆柱面，所述止转块的下端具有与内圆柱面配合的外圆柱面，当止转块的上端卡入卡口内时所述的齿套作用于止转块的力沿内圆柱面的径向延伸，所述的支承座与止转块之间设有调节组件。
[0010] 当动力轴工作时，在调节组件的作用下使止转块的上端脱离卡口，此时动力轴不受任何限制可自由旋转。当动力单元断电停止时，操作调节组件以使止转块的上端卡入卡口内，随着轴套的继续转动，其卡口的阻挡面抵靠在止转块上，且该力沿止转块的长度方向延伸，而止转块的另一端作用在支承座上，支承座对止转块施加反作用力，进而防止齿套继续转动，从而限制直齿轮继续转动，最终使动力轴停转。由于防转结构的数量与动力轴的数量相等且与动力轴一一对应设置，为了保证不同防转结构中的止转块能同步动作，可通过铰接设置的
连杆将不同防转结构中的止转块连接在一起。例如，连杆的一端与第一防转结构中的止转块的侧部铰接，连杆的另一端与第二防转结构中的止转块的侧部铰接，连杆两端的铰接
位置位于不同止转块的相同处。
[0011] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，所述的调节组件包括通过铰接轴铰接于止转块侧部的调节齿轮和设于支承座上的弧形
齿条，所述的调节齿轮与弧形齿条
啮合设置。弧形齿条的中轴线与内圆柱面的中轴线重合。调节时，驱动调节齿轮旋转，调节齿轮在弧形齿条上滚动，从而带动止转块绕着销轴旋转，在整个旋转的过程中，外圆柱面始终与内圆柱面贴靠。为了实现即停，其中卡口为多个且均布于齿套上，例如卡口为6个。
[0012] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，所述的传动结构包括若干同轴固连在动力轴上的传动轮和若干设于支撑板上的
轮齿孔，所述的轮齿孔沿支撑板的长度方向单排分布，所述的传动轮上具有若干周向均匀分布的轮齿一，同一传动轮上两相邻轮齿一之间的周向距离与两相邻支撑板上轮齿孔的距离相等。
[0013] 轮齿孔位于输送环的内侧面上，钢丝绳也位于输送环的内侧面上，钢丝绳通过
焊接等固连方式与支撑板的侧面固连。由于同一传动轮上两相邻的轮齿一之间的周向距离与两相邻支撑板上轮齿孔的距离相等，当轮齿一进入到轮齿孔内时，齿轮一的旋转将带动支撑板一同旋转，两者
角速度相等。
[0014] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，所述的传动轮上均布有4个轮齿一。此时，两相邻支撑板上轮齿孔之间的距离为传动轮周长的1/4，可保证每一个支撑板运动到动力轴处时，支撑板上设置的每个轮齿孔均具有一个驱动其运动的轮齿一。
[0015] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，每个所述动力轴上的传动轮为2-10个且均匀分布，所述支撑板上轮齿孔的数量与单个动力轴上传动轮的数量相等且一一对应设置。
[0016] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，所述动力轴上的传动轮为4个，单个所述支撑板上的轮齿孔为4个，所述的钢丝绳为2-5根且沿支撑板的中线对称分布。
[0017] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，所述的钢丝绳为5根且与4个轮齿孔间隔设置。钢丝绳沿支撑板的中线对称分布，且两相邻钢丝绳之间的距离相等，4个轮齿孔分别位于5根钢丝绳之间的间隙内。
[0018] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，与动力轴相邻设置的支撑轴至该动力轴的距离等于两相邻支撑轴之间的距离，位于奇数位的支撑轴上设有两个支承轮一，两个支承轮一与支撑板上的其中两个轮齿孔对应设置，每个支承轮上具有2个均布的轮齿二，位于偶数位的支撑轴上设有两个支承轮二，两个支承轮二与支撑板上的另外两个轮齿孔对应设置，每个支承轮上具有2个均布的轮齿三。位于奇数位的支承轮一对位于奇数位的支撑板进行支撑，位于偶数位的支承轮二对位于偶数位的支撑板进行支撑，保证输送环在运动时，每一个支撑板均具有支撑，以提高支撑板的
稳定性，使其能平稳对飞机的起降轮进行支撑。
[0019] 在上述的飞机短距离起飞助跑装置中，两个所述的支承轮一与支撑板上位于外侧的两个轮齿孔对应设置，两个所述的支承轮二与支撑板上位于内侧的两个轮齿孔对应设置。
[0020] 两个支承轮一沿着支撑板的中线对称分布，能良好的对支撑板进行支撑，两个支承轮二也沿支撑板的中线对称分布，也能良好的对支撑板进行支撑，防止支撑板倾斜。起降轮的直径应大于两相邻支撑板的距离，可有效保证支撑的平稳性。
[0021] 其工作原理是通过输送环向后运动来抵消舰载机加速时所前进的距离，使飞机起降轮的速度加速到起飞的要求，此时飞机相对于航空母舰相对静止或缓慢前进，飞机到达起飞速度后通过防转结构使输送环停止动作，飞机则可立即高速滑行升空。
[0022] 与
现有技术相比，本飞机短距离起飞助跑装置具有以下优点：
[0023] 其制造成本低、制造简单，通过若干钢丝绳连接支撑板，结构强度高，动力轴为两个且同步动作，加速快，设置的防转结构为两个，使动力轴同时停止，钢丝绳受到的拉力不集中，不易被拉断；每个支撑板均具有一个支撑轴进行支撑，可有效提高稳定性，并在支承轮一上设置轮齿二，在支承轮二上设置轮齿三，当输送环停止时能有效防止输送环打滑；占用空间小，所需场地受环境的限制小，而且应用范围广。
附图说明
[0024] 图1是本发明提供的助跑装置中部分结构的俯视图。
[0025] 图2是本发明提供的助跑装置中部分结构的仰视图。
[0026] 图3是本发明提供的若干支撑轴的分布示意图。
[0027] 图4是本发明提供的图1中A-A处剖视图。
[0028] 图5是本发明提供的图1中B-B处剖视图。
[0029] 图6是本发明提供的图1中C-C处剖视图。
[0030] 图7是本发明提供的图1中D-D处剖视图。
[0031] 图8是本发明提供的输送环与动力轴的传动关系图。
[0032] 图9是本发明提供的输送环的侧视图。
[0033] 图10是本发明提供的防转结构的结构示意图。
[0034] 图11是本发明提供的防转结构处于工作状态的示意图。
[0035] 图中，1、动力轴；2、支撑板；3、钢丝绳；4、支撑轴；5、直齿轮；6、齿套；7、销轴；8、止转块；9、卡口；10、支承座；11、内圆柱面；12、调节齿轮；13、弧形齿条；14、传动轮；15、轮齿孔；16、轮齿一；17、支承轮一；18、轮齿二；19、支承轮二；20、轮齿三。
具体实施方式
[0036] 以下是本发明的具体
实施例并结合附图，对本发明的技术方案作进一步的描述，但本发明并不限于这些实施例。
[0037] 如图8所示的飞机短距离起飞助跑装置，包括安装底座、架设于安装底座上的两个相互平行的动力轴1以及张紧在两动力轴1上的由若干支撑板2和环形的钢丝绳3组成的输送环，如图3、图5、图6和图7所示，输送环内具有若干均布于两动力轴1之间的用于支撑输送环的支撑轴4，动力轴1与支撑板2之间设有传动结构，如图9所示，动力轴1上具有与动力轴1同轴固连的直齿轮5，如图10和图11所示，直齿轮5上配合有与直齿轮5周向固连的齿套6，安装底座与齿套6之间设有当作用到动力轴1上的动力消失时用于使动力轴1即停的防转结构。
[0038] 使用时，将安装底座设于航空母舰上。安装底座的形状呈“凹”型，两个动力轴1以及若干支撑轴4相互平行，动力轴1与支撑轴4的两端分别通过轴承安装在安装底座上。两个动力轴1由动力单元同步驱动，动力单元工作时带动动力轴1沿自身中轴线旋转，在传动结构的作用下带动输送环循环动作，其动作方向与飞机的飞行方向相反。当飞机起降轮的转速达到起飞速度时，动力单元断电停止，在防转结构的作用下可使动力轴1即停，飞机则可以立即高速滑行升空。为了保证两个动力轴1能同时即停，确保输送环单边不被拉断，在每个动力轴1处均设有一个防转结构，且同步工作。直齿轮5和齿套6落入输送环的范围外，不会对输送环造成影响，也不会对飞机的起降轮造成影响。若干支撑板2沿钢丝绳3的环向均匀分布，若干支撑板2的长度方向与动力轴1的长度方向相同，钢丝绳3的延伸方向与动力轴1垂直。
[0039] 如图10和图11所示，防转结构包括中部通过销轴7铰接于安装底座上的止转块8、设于齿套6上的具有阻挡面的卡口9和固定于安装底座上的支承座10，止转块8与动力轴1垂直，支承座10上具有其中轴线与销轴7的中轴线重合的内圆柱面11，止转块8的下端具有与内圆柱面11配合的外圆柱面，当止转块8的上端卡入卡口9内时齿套6作用于止转块8的力沿内圆柱面11的径向延伸，支承座10与止转块8之间设有调节组件。
[0040] 当动力轴1工作时，在调节组件的作用下使止转块8的上端脱离卡口9，如图10所示，此时动力轴1不受任何限制可自由旋转。当动力单元断电停止时，如图11所示，操作调节组件以使止转块8的上端卡入卡口9内，随着轴套的继续转动，其卡口9的阻挡面抵靠在止转块8上，且该力沿止转块8的长度方向延伸，而止转块8的另一端作用在支承座10上，支承座10对止转块8施加反作用力，进而防止齿套6继续转动，从而限制直齿轮5继续转动，最终使动力轴1停转。由于防转结构的数量与动力轴1的数量相等且与动力轴1一一对应设置，为了保证不同防转结构中的止转块8能同步动作，可通过铰接设置的连杆将不同防转结构中的止转块8连接在一起。例如，连杆的一端与第一防转结构中的止转块8的侧部铰接，连杆的另一端与第二防转结构中的止转块8的侧部铰接，连杆两端的铰接位置位于不同止转块8的相同处。
[0041] 如图10和图11所示，调节组件包括通过铰接轴铰接于止转块8侧部的调节齿轮12和设于支承座10上的弧形齿条13，调节齿轮12与弧形齿条13啮合设置。弧形齿条13的中轴线与内圆柱面11的中轴线重合。调节时，驱动调节齿轮12旋转，调节齿轮12在弧形齿条13上滚动，从而带动止转块8绕着销轴7旋转，在整个旋转的过程中，外圆柱面始终与内圆柱面11贴靠。为了实现即停，其中卡口9为多个且均布于齿套6上，例如卡口9为6个。
[0042] 如图8所示，传动结构包括若干同轴固连在动力轴1上的传动轮14和若干设于支撑板2上的轮齿孔15，轮齿孔15沿支撑板2的长度方向单排分布，传动轮14上具有若干周向均匀分布的轮齿一16，同一传动轮14上两相邻轮齿一16之间的周向距离与两相邻支撑板2上轮齿孔15的距离相等。轮齿孔15位于输送环的内侧面上，钢丝绳3也位于输送环的内侧面上，钢丝绳3通过焊接等固连方式与支撑板2的侧面固连。由于同一传动轮14上两相邻的轮齿一16之间的周向距离与两相邻支撑板2上轮齿孔15的距离相等，当轮齿一16进入到轮齿孔15内时，齿轮一的旋转将带动支撑板2一同旋转，两者角速度相等。
[0043] 如图8所示，传动轮14上均布有4个轮齿一16。此时，两相邻支撑板2上轮齿孔15之间的距离为传动轮14周长的1/4，可保证每一个支撑板2运动到动力轴1处时，支撑板2上设置的每个轮齿孔15均具有一个驱动其运动的轮齿一16。
[0044] 每个动力轴1上的传动轮14为2-10个且均匀分布，支撑板2上轮齿孔15的数量与单个动力轴1上传动轮14的数量相等且一一对应设置。具体的，动力轴1上的传动轮14为4个，如图2所示，单个支撑板2上的轮齿孔15为4个，钢丝绳3为2-5根且沿支撑板2的中线对称分布。
[0045] 如图2所示，钢丝绳3为5根且与4个轮齿孔15间隔设置。钢丝绳3沿支撑板2的中线对称分布，且两相邻钢丝绳3之间的距离相等，4个轮齿孔15分别位于5根钢丝绳3之间的间隙内。
[0046] 与动力轴1相邻设置的支撑轴4至该动力轴1的距离等于两相邻支撑轴4之间的距离，如图3-7所示，位于奇数位的支撑轴4上设有两个支承轮一17，两个支承轮一17与支撑板2上的其中两个轮齿孔15对应设置，每个支承轮上具有2个均布的轮齿二18。如图3、图5、图6和图7所示，位于偶数位的支撑轴4上设有两个支承轮二19，两个支承轮二19与支撑板2上的另外两个轮齿孔15对应设置，每个支承轮上具有2个均布的轮齿三20。位于奇数位的支承轮一17对位于奇数位的支撑板2进行支撑，位于偶数位的支承轮二19对位于偶数位的支撑板2进行支撑，保证输送环在运动时，每一个支撑板2均具有支撑，以提高支撑板2的稳定性，使其能平稳对飞机的起降轮进行支撑。
[0047] 如图3所示，两个支承轮一17与支撑板2上位于外侧的两个轮齿孔15对应设置，两个支承轮二19与支撑板2上位于内侧的两个轮齿孔15对应设置。
[0048] 两个支承轮一17沿着支撑板2的中线对称分布，能良好的对支撑板2进行支撑，两个支承轮二19也沿支撑板2的中线对称分布，也能良好的对支撑板2进行支撑，防止支撑板2倾斜。起降轮的直径应大于两相邻支撑板2的距离，可有效保证支撑的平稳性。
[0049] 其工作原理是通过输送环向后运动来抵消舰载机加速时所前进的距离，使飞机起降轮的速度加速到起飞的要求，此时飞机相对于航空母舰相对静止或缓慢前进，飞机到达起飞速度后通过防转结构使输送环停止动作，飞机则可立即高速滑行升空。
[0050] 本文中所描述的具体实施例仅仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的
修改或补充或采用类似的方式替代，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附
权利要求书所定义的范围。
