一种舰載机安全着舰、能量高效回收裝置

摘要

一种舰載机安全着舰及能量高效回收裝置，其特征在于：包括阻力垫组件、挤油组件、回油组件、补油组件、油循环控制组件及液电转换组件，从阻力垫组件经挤油组件挤出的油送到液电转换组件，液电转换组件的输出与回油组件的输入相连，形成一个油路循环，补油组件的输出也与回油组件相连，油循环控制组件控制着油循环的速度，液电转换组件把油压机械能转换成电能。本发明结构合理，着舰安全，能量可高效回收，重量轻，佔舰甲板少，维修容易，制动过程可靠、安全、平稳，节能減排。可取消飞机掛住阻拦索的尾钩、不存在阻拦脫钩亊故。不存在“前堵后拉”、重复设置多套阻拦装置，降低事故槪率、减轻舰载重量，增加甲板仃放战机数量。不必特意加強机身纵向強度。

说明书

技朮领域

本发明涉及一种装置，特别是一种舰載机安全着舰、能量高效回 收裝置。

背景技术

航母的目的和任务是作为舰载机快速升降平台。我国建造新一代 航母可搭载60～～70架舰载机，其中48架多用途战斗机、4架空中预 警机、4架空中加油机、6～8架反潜机。最好的间隔是每50秒一架飞 机到达下滑道上。舰载机在甲板上的降落是一个充满了各种危险的过 程，过前、过后、或靠左、靠右、，都会造成冲出甲板或与舰上其他 飞机相撞的危險，浪高、浪低、甲板的横摇幅度过大，也会使舰载机 机轮触及甲板时产生倾覆、飄飞。着舰初速過大有时飞机在甲板尽头 还有余速会掉入海中机毁人亡。二战中的舰载机每降落50次就有可 能发生一次事故。

一般來说，舰载机的降落速度越低越好，由物理学知：着舰能量 E_K＝1/2mv²+mgh(第一项是着舰前3---12海里的平飞初速度v和机降 时的飞机质量m所具有的动能；第二项是飞至甲板上空飞机平行甲 板前端4米以上高度h及机降时飞机的质量m加所具有的势能.)由 公式可見着舰速度V和机降吋的重量G(m＝G/g，)越小越好。但过低会 使飞机偏离着舰轨道发生事故。主要原因是受飞机性能的限制，飞机 不能充分利用飞行指令來实现下滑过程中轨迹控制，在下滑过程中飞 机依靠尾翼不断進行小范圍偏转來调整下滑轨迹但由于气动舵面存 在着“滯后效应”速度低时不能产生足够的操纵力。

战后舰载机为了照顧主要战术性能、飞行速度不断增加，这也意 味着其降落时的飞行轨迹控制性越好，着舰轨迹越精确。战后第一代 舰载机的着舰時速普遍为150km/h(约81节)、第二代为220km/h(约 119节)、第三代战机则在240km/h左右(约130节)，现在战机都在 250km/h(约135节)的速度范圍进行下滑着舰动作。为了防止着舰时 进场初速大，高度低，而撞上降落甲板的起始端，舰截机的机轮触及 甲板的位置大都在离舰船起始端70多米处，以便为降落提供更多的 “容错距离”，舰载机的机種和重量G也不断增加这种情况会存在如 下的问题：

1、着舰动能增大，目前舰载机“摔撞”式着舰、“命中甲板”时， 会对舰产生极大的冲击、也会增加起落架下沉速度，，起落架设计标 准是4.5m/s的下沉速度，舰载机要求起落架能承受6m/s的下沉速度， 旡疑增加起落架结构重量和航母排水量。

2、着舰速度增大，降落区甲板不断加长。舰载机降落安全性与 航母降落区的长度有很大的关系；二战中美国大型航母把通常直通甲 板三分之二作为降落区，长度在200米上下，(剩下的作为弹射起飞 区)，美国在二战“埃塞克斯”级航母基础上改装，降落区长度成为 146米，一直使用到20世纪70年代，后来设计的核动力航母都有较 大幅度的增加，如美国现役最大核动力航母“尼米兹”号，航母甲板 长320米左右，降落区长度增加到256米，最大宽度76米。中国改造 的“瓦良格”航母，舰長304米、飞行甲板长300米、宽70米。排 水吨位也由初期英国造的“巨人”级航毋排水量1.5万吨、发展到6-8 万吨。

3、着舰机種增多、重重增大、二战时航毋仅搭载战斗机、轟炸 机，没有“巨无霸”的空中予警机、加油机等支援飞机。现代战机约 20吨、加油机30吨、予警机重达40吨。为了提高低速时降落飞机 的操纵性，二战中的螺桨舰载机在着舰前通常要抛弃没有用完的炸弹 或鱼雷，在后来的朝鲜战争和越南战争中，美军也规定舰载机着舰前 要把没有用完的炸弹扔到海里去，除非是舰上弹药非常紧张。现在由 于舰载机挂载了高价值精确制导弹药，情况已有所变化。

4、阻拦索是舰载机助降系统关键部份，钢絲质的拦阻索设在航 母降落区，拦阻索宽40米两端端部分别与阻尼器(帶节流的活塞式 油缸)固定，平时放倒在甲板上，飞机着舰时，由弓型弹簧支起，高 度约为30至50厘米，舰载机尾部设有尾钩，起飞后收于飞机尾锥內， 准备着舰时放下尾钩，飞机着舰尾钩挂住拦阻索，带动阻尼器，促使 飞机减速并仃止。飞机仃机后，尾钩与拦阻索脱勾，阻尼器带动拦阻 索回复原来位置，准备接收下一架飞机降落。二战时的航母都采用了 较多的阻拦索，通常超过8条，“埃塞克斯”级最多使用过16条，以 提高着舰钩挂上阻拦索的概率；而二战后由于喷气机的上舰，航母上 阻拦索很快就减少到5条，美国战后建造的航母基本上都只采用了4 条阻拦索，现役的“尼米兹”级航母则减少到了3条。中国从乌克兰 购入4条，在改装的“瓦良格”航毋装了1条。

5、飞机下降时尾钩常常不能居中掛住钢絲质的阻拦索。使钢絲 两端阻尼器均匀受力，机轮阻力因不对称而发生偏离着舰轨迹或侧 倾，特别是不能根据降落速度和机体重量自动调节阻尼器的阻力，变 被动阻力为主动阻力，更不用说平稳着舰、回收动能。

6、由于舰载机降落时、着舰速度非常大，航毋的飞行甲长度远不 能滿足飞机降落的滑跑距离要求，实际舰载飞机降落时还要利用阻力 伞装置，以增強减速作用，并且在甲板三分之二处设置阻拦网，作为 最后一道“防綫”。例如飞机以130节速度着舰时，舰载机的机轮触及 甲板的位置离舰船起始端70多米处，假设制动加速度为-5m/s²，经过 3s阻力伞打开3s末的位移为157.5米，3秒末的速度是45m/s到飞机 停止时、又滑行了80.5米，加上机轮触及跑道时离甲板跑道起始端 “容错距离”70米，合计：308米，再加上阻拦制动结束后飞机离开 降落区的迴旋半径总长度必定超过了航母总长度.！要么根据导引员 指令复飞；要么就髒身大海，“完成革命”。

7、阻拦截停的阻拦索強度低，以物理强度的极限，钢絲质的阻 拦索、要求着舰时速小于130节，而现在舰载机着舰時水平速度一般 都在135节，降低阻拦索安全系数，帶来装置隠患。必须研发轻质高 强度碳纤维合成材料。

8、至今，阻拦装置只是一个被动的能量转换装置、(玩的是“拔 萝卜”的儿戏！)，其技术含量不高、早期的阻拦钩直接安装在机体尾 部的受力纵梁上。在着舰机挂住阻拦索时，机体会受到很大的冲击， 甚至出现降落时后机尾因阻拦过载太大被垃断的情况。后来的舰载机 在机体和着舰钩之间增加了弹簧或液压形式的减振器才降低这方面 的事故，但事故仍未杜绝。

9、由于着舰动能很大，拦阻索两端的阻尼器(油缸)，经阀门节 流拦阻、压力差P(kg/cm²)很高、飞机着舰滑行的速度V(km/h)又很 大，经溢流阀回油缸旳流量Q(L/nim)也很大，活塞伸長时损失阻拦功 率N＝PQ/612η(Kw)瞬间Δt(h)全部转化为油的热量H(kcal/h) 高达上万千卡，使液压系统温升上万千卡、油温远远超过100C^0，给 装置带来很大的破坏。這也是美国航毋设置多根阻拦索原因之一。

10、为了使阻拦的制动作用均衡地作用到飞机上，同时又使阻拦 有较大的偏航“容错能力”，现在航线使用的阻拦索绷紧宽度大都在 40米以上，由于要考虑现有阻拦索不均衡制动引起的飞机滑行偏差， 整个降落区的宽度就更大，这就造成了降落区面积占航母总甲板面积 一半以上的情况。目前阻拦装置功能重复、结构复杂，安全性差、效 费比高，重量和体积也稍显偏大，更为要命的是这种制动装置极不均 衡。而且着舰能量完全得不到合理回收利用。

11、美国和俄罗斯航母上的制动装置制动距离普遍在100米上下， 按舰载机着舰速度计算平均过载不应超过3g，但这种装置(阻拦索 加阻尼器)的最大制动过载往往超过4.5g以致舰载机不得不采用较 大的过载值作为“保险”使机体付出了过多的结构增重代价。

上个世纪70年代美国海军借助登月技术发展出称为：“全天候 电子助降系统”的舰载甲板升沉1.5米的恶劣海况下着舰精度可以 到纵向正负13米、横向误差3米的范圍內。但依靠昂贵的仪表优势 并不大，加之战时有电磁静默的需要，降落安全性的提高并不比人工 结合光学导引更多，更精确。因为飞机本身性能所限；另一方面是因 为降落时航母和飞机都在运动，海上又缺乏地标，导致所需飞行数据 采集不全面、且精确度不够。着舰失败不仅指发生严重事故或没有挂 上阻拦索，而且还包括下滑轨迹不准确引起的重飞。从某种意义上讲， 重飞和复飞也是事故，因为再次降落增加了事故率。

到上个世纪80年代，飞机矢量推力技术有了长足的进步，降落 距离可以缩短40％到60％，这是因为矢量推力技术可以充分发挥飞机 本身的潜力。所有飞机都有一个对应飞行重量的最低平飞速度，中国 的歼十最低平飞速度也可以低至160千米/时，(约86.4节)美国F-15 可以低到122千米/时(约66节)、F-16则为135千米/時，(约73 节)。现代标准战斗机在余油和半挂载的情况下，根据机翼产生的升 力，其降落进场的速度可以降低到180千米/时以下，(约97节)只 是在这样的速度下尾翼的操纵效率大幅度降低，满足不了着舰时保持 正确下滑轨迹的要求，而且弄不好就会进入失速状态，因此现代战机 都在250千米/时(约135节)的速度范围进行下滑着舰动作，按美 国海军祜计，矢量推力使着舰动能降低3.8％。

矢量推力的操纵效果与飞行速度无关。矢量推力能在较短时间内 提供很大的操纵力矩，响应速度比气动舵面灵敏得多，

2003年4月29日，美国海军利用X-31A试验机成功进行了自 动控制系统的操纵下以24度大迎角状态着陆(极限迎角70度)，就 在机尾部离地面只有600毫米的瞬间，能够提供精度达15毫米的信 标测量系统、就会自动发出操纵指令，也就是说让飞机迅速低头，使 机尾抬高，在机头即将接地时让机尾的离甲板高度大于机轮，成一种 “雀降”方式，可以在下滑精度、降落速度两方面达到配合，着舰精 度可以从以前的纵向正负13米提高到正负2-3米的程度，横向精度 则可达到0.5米以下的水平，就5毫米的测量精度而言，适当调整左 右副翼的偏转角度就可以让左右机轮同时触及甲板，未来的舰载机不 会再出现因机轮没有同时触及甲板而产生弹跳现象了。从发展的眼光 看，利用矢量推力技术还能使着舰动能进一步降低，达到50％甚至更 高，舰载机的降落速度，完全有可能降低到130千米/时(约70节) 20年前的法国“幻影2000”就可以经时速75千米(约40.5节)的 水平飞行动作，还可以减少起落架所承受的下沉速度，

採用矢量推力技术1、可使舰载机着舰能量大幅度降低、并降低 着舰时的冲击能量，2、能提高舰载机的下滑精度，3、减少起落架所 承受的下沉速度，4、还能大幅度扩大舰载机“着舰通道”减少舰载 机的降落时间，(等于减少了返程的7％的油量贮备，增加10％以上行 程，扩大战机作战半径。

目前舰载攻击机、空中预警机和其它支援飞机不能或还未能全部 采用矢量推力技术，从工程角度看，没有采用矢量推力技术的舰载机 除了着舰能量不容易降低外，着舰精度大幅度提高与能使着舰安全产 生质的变化。

当然，光有了矢量操纵技术还不行，还采用了以下三项新技术来 完成全自动降落：一是能提供飞行速度、高度、温度和飞行姿态等重 要信息的大气数据系统；二是先进的高精度信标着陆系统，这种系统 可以使舰载机在降落时与母舰之间的定位精度达到15毫米。三是研 发新型的阻拦装置。

发明内容

本发明的目的在于提供一种结构合理，着舰安全，能量可高效回 收，重量轻，佔舰甲板少，维修容易，制动过程可靠、安全、平稳， 节能減排的舰載机安全着舰、能量高效回收裝置。

本发明的目的可以通过以下措施来达到：一种舰載机安全着舰及 能量高效回收裝置，其特征在于：包括阻力垫组件、挤油组件、回油 组件、补油组件、油循环控制组件及液电转换组件，从阻力垫组件经 挤油组件挤出的油送到液电转换组件，液电转换组件的输出与回油组 件的输入相连，形成一个油路循环，补油组件的输出也与回油组件相 连，油循环控制组件控制着油循环的速度，液电转换组件把油压机械 能转换成电能。

本发明的目的还可以通过以下措施来达到：阻力垫组件包括油 箱、阻力垫、螺钉、乳化液、压板、弹簧、挂柱、滚柱、航母甲板、 充油管，阻力垫由碳纤维复合有机胶整体压出，夾层纵向平行排列着 直通阻力管，充油管的一端与阻力管相通，另一端与回油组件中的快 速接头、电磁阀连接，压板的一端与弹簧相连，弹簧另一端勾挂在挂 柱上，挂柱与航母甲板焊接在一起，滚柱设于压板的底部。回油组件 包括快速接头、电磁阀、回油管路、单向阀，液电转换组件中变量油 马达的输出经回油管路、单向阀、电磁阀、快速接头与充油管相连接。 挤油组件包括滤油器、油泵、压力油管、快速接头、液控单向阀，阻 力管内的乳化液被油泵挤出后，沿着压力油管、经快速接头、液控单 向阀驱动液电转换组件中的变量油马达。补油组件包括空气储能器、 电接点气压表、电磁阀、空气过滤器、电动机、空压机、空压管，充 油管需要的压力由空气过滤器、空压机、空压管、电磁阀进入到空气 储能器，调节空气储能器内的油压力，达到计算中心设定的压力时开 启电磁阀，经过快速接头重新回到充油管进入阻力管。液电转换组件 包括变量油马达、发电机、电气开关、负载、电阻、整流电路、电池 组、电容组，变量油马达的一路输出带动发电机，把液压能转变成机 械能，再把机械能转变成电能，经相线送到整流电路整流滤波后，为 电池组、电容组充电。油循环控制组件包括远程压力控制阀、時间继 电器、流量计。远程压力控制阀、時间继电器、流量计收集主机轮位 置压力和流量信息。阻力垫通过螺钉固定在航母甲板上。阻力垫内的 阻力管可品字形排列，形成蜂窝结构。在油箱上还设有冷却器、电接 点温度表。

本发明相比现有技术具有如下优点：

1、取消飞机掛住阻拦索的尾钩、不存在阻拦脫钩亊故。不存在 “前堵后拉”、重复设置多套阻拦装置，降低事故槪率、减轻舰载重 量，增加甲板仃放战机数量。不必特意加強机身纵向強度.

2、变被动为主动，本发明技术可精確调控飞机在滑跑区段路程 长短及轨迹，无须加装阻力伞、阻拦网。减少故障率，节省费用。

3、由计算机控制中心可以根据检测到的信息、实时调整各个机 轮阻力，在末速度5m/h不必要等飞机仃就可自动转到仃机坪，大大 提高着舰甲板利用率。

4、供舰載机降落旳阻力垫、如遭敌机破坏，可以在极短時间内、 像舖设地毯一样在在甲板上重置。重量轻、结构合理，安装更换快捷。

5、阻力垫表面全程塗有发光材料的特别标识，引导飞行员日、夜 降落。

6、动能和液电转换装置，由计算机自动控制，技术成熟可靠。

7、电能存贮棌用超级电容和多余度技术，具有安全可靠、充电 快、容量大、体积小、放电时间长、安装方便、寿命長、成夲低的特 点。

8、实现了高精度着舰的舰载机、如果再利用本发明的主动阻力 回收着舰能量装置，航母就有可能把降落区宽度缩小三分之一以上， 这将极大改善飞行甲板的拥挤状态，而且高精度的下滑轨迹有可能使 舰载机机轮、在降落甲板的起始端30多米处就开始触及甲板，减少 甲板跑道“容错距离”：40米(70-30＝40米)从而提高甲板有效使用 长度的可行性。以上两个特点可使航母腾出相当大的甲板面积供起 飞、停机使用，同时可以取消阻拦索阻拦装置40米横跨的钢絲索后， 加宽飞行甲板而带来航母加大排水量的结构增重。

9、阻“力”和阻“拦”、仅一字之差的舰载机降落技术，从设计 航母的角度看、有相当大的意义！本发明的滚动阻力能量回收装置， 可以很容易地直接精确调节对着舰机机轮制动力大小，并具有较高的 自控“着轨能力”，使舰载机着舰“偏航容错”从3米尽可能大幅减 小到15毫米范圍。能量回收装置同时还有及时调整降落飞机滑行方 向的能力，飞机可以准确地沿着降落中心线滑行，甚至可以通过压力 感器、流量脉冲信号和计算机调整前后、左右机轮阻力、从而把飞机 “制动”到降落区外右侧的停机位置上，以便立即进行下一架的回收， 大幅度提高回收飞机的速度。从效费比的角度看，在舰載机着舰速度 250--300节时的优势比阻拦索拦阻、阻力伞等，在技术上难度上则要 小得多，航毋、舰载机成本也低得多。有可能研制出低成夲、高性能 的袖珍航毋来。在同等金资预算条件下，一个航毋战斗群、可以像“孙 悟空”那样实施分身术，战斗力数倍增加.

10、根据保守计箅、本发明用于陆基的航空港的经济优势更显巨 大；舰载机于陆基、舰基给力国防效果不可低估。本发明还可以作为 高原陡路、冰封的高速公路，汽车减速回收能量的装置。

11、节能减排效果显著，应用前景广阔。能量回收的直接经济效 益不容小觑，间接社会效果更为有利。

附图说明

图1为本发明的液电系统原理图：

图2为飞机着舰俯视图：

图3为图2的A-A向剖视图：

图4、图5为图2的B-B向剖视图：

图6为图3的C处放大图。

具体实施方式

本发明下面将结合附图(实施例)作进一步详述：

参照图1-图6，本发明包括阻力垫组件、挤油组件、回油组件、 补油组件、油循环控制组件及液电转换组件等。

阻力垫组件包括油箱8、阻力垫36、螺钉37、乳化液38、压板 39、弹簧40、挂柱41、滚柱42、航母甲板43、充油管44等；回油 组件包括快速接头4-9、电磁阀11、回油管路35、单向阀30-9等； 挤油组件包括滤油器1、油泵2、压力油管3、快速接头4、液控单向 阀5等；补油组件包括空气储能器13、电接点气压表14、电磁阀15、 空气过滤器18、电动机19、空压机20、空压管25等；油循环控制 组件包括远程压力控制阀9、時间继电器10、流量计45-4等；液电 转换组件包括变量油马达6发电机7、电气开关21、负载22、电阻 23、整流电路24、电池组27、电容组28等。图1中显示了五组阻力 管31的液电系统；另16为冷却器、17为电接点温度表、图2中32、 46为飞机前主机轮；33、34为主机轮。

阻力垫36是本发明的核心组件，由碳纤维复合有机胶整体压出， 夾层纵向平行排列直通阻力管31、也可考虑品字形排列，形成蜂窝结 构。每根阻力管都有一个身份证代码输入计算机数据庫。如图3中 1a～34a，，和图2中机轮32(阻力管代码19a)、机轮33(阻力管代 码22a)、机轮34(阻力管代码13a)、机轮46(阻力管代码16a)。阻 力管31的数量密度应考虑各种功能战机前主轮的数量有单轮和双轮 之分，双轮也有轮距之别。管内径d≤1/2的机轮宽度，内径约25mm， 相邻管之间厚度由使用工作压力P计算决定。充油管44的一端与阻 力管31相通，另一端与回油组件中的快速接头4-9、电磁阀11连接， 压板39的一端与弹簧40相连，弹簧40另一端勾挂在挂柱41上，挂 柱41与航母甲板43焊接在一起，滚柱42设于压板39的底部。弹簧 40是在舰载机轮离开阻力垫后使阻力垫的变形回复原状，接受下一 架飞机降落，阻力垫36外侧有数个轴向腰形孔、并通过螺钉37定位。 可使阻力垫安装和工作时、可纵向少量位移，但不会横向跑偏，螺钉 37是固定在航母甲板43上。

为收集主机轮位置压力和流量信息，远程压力控制阀9和时间继 电器10、流量计45-4发出的脉冲信号，及时把各条阻力管(如图3 中1a～34a)的压力P和流量Q输入计算机进行调控。计算机信息管 理中心对飞机、航毋和舰载机在跑道上位移定位。飞机位置由设置在 甲板上的雷达测速仪和GPS执行，压力、流量、速度、温度、風向， 風力傳感器传递，飞机的飞行状态，可以由现场引导员手持发射器输 入。

机轮32、33、34、46着舰時机轮边缘切向速度V(与机轮转动 方相反，大小与着舰水平速度相等)，由B→A→C转动(见图6)受 到流体变阻力f_b、fa、fc、其平均阻力为F_f(精確计算可用积分公式)， 功率为N_f＝F_f×V等于流体阻力功率N_B＝P×Q/6012×0.85＝驱动油马达 6的功率Nm＝发电机7的电功率P＝I×V×COSφ、电流沿相线26、29 经整流电路24的电池27、电容28储存。

阻力垫36的阻力管31內的乳化液38被油泵2挤出后，沿着压 力油管3、经快速接头4、液控单向阀5、流量计45-4驱动变量油马 达6，首先把液压能转变为机械能、带动发电机7，再把机械能转变 成电能；并经马达回油管路35、单向阀30-9、电磁阀11，再经快速 接头4-9、充油管44进入阻力管31，准备下一轮飞机着舰时进行能 量转换。

充油管44需要的压力由空气过滤器18、空压机20、空压管25、 电磁阀15、进入到空气储能器13，调节空气储能器13内的油压力， 达到计算中心设定的压力接通开启电磁阀11，经过快速接头4-9和 充油管44进入阻力管31。

远程压力控制阀9还有调节阻力垫内管1a-34a充压和卸压的功 能，这个调节是由计算机根据飞机滑行轨迹“偏容距离”和在Vt速 度等于5千米/小时飞机转弯移出轨道的指令。有汽车驾驶常识的人 都知道当一侧汽车的轮子气压低的时候，阻力增大，另一侧充满额定 气压的轮子阻力就会减少，车子就会驱动汽车向阻力大的一侧转弯， 本技术就是利用这个原理变阻力垫內阻力管内流体压力形成阻力差 而发生机体转弯。甲板上装置的测速度雷达，会实时把V₀＝240km/h 减速到Vt＝5km/h的信号，输至计算机调控中心。

整流电路24由二极管、电容、电池等组成，整流电路24根据容 量的大小也可以采用水银整流等方式。二极管D1～D4为桥式整流连 接。分别与发电机的相线26、29连接，整流电路的另两端又分别与 超级电容组28和新型钒电池组27两端连接，并且电池组27、电容 组28又分别和开关21负载22、电阻23串接。电容28采用石墨烯 超级电容，可充电次数高达50万～100万次，储电性能达到9倍于 锂电池的能量密度，完成充电仅用200微秒，充电寿命将超过1千年 以上，成本优於锂电池。超级电容最大的缺点是自放电率高，就是说 一天不用自己也会跑电，所以本发明采用多余度技术，并连一个新型 钒电池组27，钒电池充电时间3～5分钟，成本造价是目前锂电池的 40％，体积和重量分别是锂电池的1/25和1/10，可反复充电在12000 次以上，电池寿命长达20年。

实际工作时，舰载机在能提供飞行速度、高度、温度和飞行姿态 等重要信息的大气数据系统以及先进的高精度信标着陆系统指引下 正确进入着舰轨迹，机轮32、33、34、46同時触及阻力垫36，并且 每个机轮各自对应着阻力垫内一根阻力管31的中心线1a～34a，阻 力垫在机轮32、33、34、46的重量作用下，产生变形，与阻力垫端 部连接的弹簧40，(弹簧的另一侧固定在挂柱41上)使弹簧伸长变 形，滚柱42使阻力垫面板顺利往下凹入，机轮把阻力管31压扁并且 使得管内上下壁紧贴在一起，管压扁后的宽度小于机轮的宽度，這時 机轮像闸阀把阻力垫内管分隔成前后两个密封空间，机轮在飞机的惯 性作用下向前滚动，产生“挤牙膏效应”，机轮前方管内的流体就会 沿着管道截面流动，流动的液体受到負载-变量油马达6和发电机7的 作用，产生反推力，就形成机轮制动力和力矩。流动的液体挤出量的多 少取决变量油马达6发电需耍的油压力P和流量Q，压力P和流量Q 由计算机数据库设定，通过甲板降落跑道旁设置的雷达测速装置向 计算机输入飞机位移和速度信号、自动调节逺程远程压力控制阀9的 系统压力P和流量计45-4的流量Q。变量油马达6带动发电机7输 出电能。同時流量计45-4把脉冲信号传给电磁阀11使其接通，机轮 向前滚动、机轮后方的空间增大、由於飞机机轮滾动很快、机轮后方 的管道，甚至可能产生局部真空，在正常情况下补充的油可以由变量 油马达6的出口，经回油管路35、单向阀30-9、电磁阀11、快速接 头4-9与阻力垫36的充油管44相通。当管路系统产生容积损失或补 油容量不足、出多入少，空气储能器13的流体通过电磁阀11、快速 头4-9与阻力垫充油管44对机轮让出的后方空间进行补油。空气蓄 能器13补油速度、可由电接点气压表14、电动机19、空压机20、 空压管25、电磁阀15来完成。就是说机轮前方是推出，后方是等量 进入，不断的循环。循环的快慢决定机轮前方的流体阻力，也就是流 经变量油马达6的压力P和流量Q的大小决定。计算机控制中心根据 流量计45-4的过流量Q、、远程压力控制阀9的压力P、时间继电器 10输入的信息，甲板上的雷达测出的飞机末速度Vt，调控变量油马 达6压力P和流量Q的乘积关系，使加速度a＝-22.05m/s²为常数并且 在使飞机滑行距离S≤100m末速度Vt＝5km/h时，使停机坪一侧的机 轮所压住管线(1a～34a)内的液体通过所对应的远程压力控制阀9 卸荷，即假设机轮32、33所压住的阻力管线卸荷，滚动阻力增大， 而飞机另一侧的机轮34、46保压，滚动阻力减少，飞机以末速度 Vt＝1.38m/s转向停机坪，迅速让出降落区的跑道。机轮没有触压的 阻力垫36内的管綫则保特待工状态。

当舰载机“摔打”式降落在阻力垫时，如本例：前主轮32、46 先行着垫，(对应阻力管代码19a～16a)，主轮33、34还没着垫，(对 应阻力管代码22a～13a)，飞机在前轮受阻力時由於重心的作用机身 尾部有可能左、右偏离轨道、也可能打滚翻，主轮的两个管没有流量 信号输入计算机，这时计算机就会发出信号把前主轮压住的管通过远 程压力控制阀9卸荷，等到四个轮子同时着垫，四个管子的流量信号 同时输入计算机，信号消失，飞机正常降停。

当舰载机在精确的信号系统指引下正确进入着舰轨迹，机轮接触 阻力垫36后，但有一侧机轮(例如32、33)偏离阻力垫管线中心线 (19a、22a)，使偏离的那部分管线正常压力和流量减少，阻力增大， 飞机会自动转向压力和流量少的管线，使得两侧流量和压力一致，机 轮对称主轮矩中心线A——B。飞机正常降停。

飞机滑跑至预定的未速度，测定雷达发出信号，如向右转则对应 编码19a、22a阻力管的9卸荷，右侧机轮阻力增大、机身向右转； (這相当四驱车转弯、转弯半径小一些)、也可以仅让编码19a阻力 管对应的远程压力控制阀9卸荷，机头向右转，(這相当两驱车转弯、 转弯半径大一些)。飞机转向時阻力垫36无关的编码阻力管处於自然 保压状态。

在每次机降均有导引员值班，可用手控制器人工操作。