本发明属于电磁拦阻技术领域，尤其涉及一种飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置。

目前，航母上的舰载机助降拦阻系统主要采用拦阻索。由于飞行速度非常高，舰载机在着舰时，航母的甲板长度远不能满足降落滑行距离，因此必须借助拦阻索的阻力作用使其顺利降落。

传统的拦阻索系统采用的是液压拦阻装置，存在运动部件多、系统重量大、瞬间冲击力大、可靠性低等缺点。此外，为避免着舰时的拦阻载荷超过机体强度或液压拦阻装置的制动力，液压拦阻装置对舰载机着舰时的重量和着舰速度的要求较为苛刻，尽管要求严格，但舰载机着舰时拉断拦阻索的情况仍时有发生。

电磁阻尼器是基于电磁感应原理，利用外界磁场与导体板涡流之间的相互作用进而产生阻尼力的装置，具有结构简单、阻尼力大等优点，但是由于其产生的是制动性质的阻尼力，因此不具有驱动能力，如果应用在舰载机拦阻索中，则无法实现拦阻索的回收复位。

本发明是为了解决现有助降拦阻系统存在质量大、体积大、结构复杂、可靠性低，以及完全被动电磁阻尼方案无法实现拦阻索回收复位的问题，现提供飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置。

本发明所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置包括两种结构：

第一种结构的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置，

它包括：两台直线电磁拦阻器和拦阻索；直线电磁拦阻器包括：初级、次级、位移传感器和驱动控制器；初级包括两个零件部和底板，每个零件部包括：N个初级线圈、初级线圈支架、导体板和导磁轭板，N＝3k，k为正整数，次级2包括：2M个矩形永磁体、永磁体支架和拦阻索连接板，M为正偶数；

初级线圈支架、导体板和导磁轭板均为矩形板状，且长度均相同，N个初级线圈、初级线圈支架和导体板的厚度均相同，初级线圈支架和导体板均固定在导磁轭板的内侧面，且初级线圈支架位于导体板上方，N个初级线圈沿初级线圈支架的长度方向呈一条直线固定在初级线圈支架上，并使得N个初级线圈均与导磁轭板相接触，两个零件部呈镜像对称的结构固定在底板上，且两个零件部之间留有气隙，

永磁体支架为矩形板状，2M个矩形永磁体均固定在永磁体支架上，且永磁体支架两个侧面的矩形永磁体呈镜面对称结构，每一面的矩形永磁体沿飞机运动方向呈一条直线排列，相邻的两个矩形永磁体充磁方向相反，充磁方向为永磁体支架的厚度方向，且永磁体支架两个侧面相互正对的两个矩形永磁体充磁方向相同，拦阻索连接板垂直固定在永磁体支架的顶端，矩形永磁体的长度方向垂直于拦阻索连接板所在平面，

次级插接在初级上，使得永磁体支架位于初级的气隙内，拦阻索的两端分别与两台直线电磁拦阻器的拦阻索连接板固定连接，

所有初级线圈平均分为A、B、C三相，驱动控制器的三相电流控制信号输出端分别与A、B、C三相线圈连接，

位移传感器用于采集次级相对于初级的位移。

第二种结构的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置，

它包括：两台直线电磁拦阻器和拦阻索；直线电磁拦阻器包括：2个端部初级、X-1个中间初级、X个次级、位移传感器和驱动控制器；端部初级包括：导磁轭板和线圈部，导磁轭板为矩形板状，线圈部固定在导磁轭板的内侧面，中间初级包括：导磁轭板和2个线圈部，2个线圈部分别固定在导磁轭板的两侧；次级包括：2M个矩形永磁体、永磁体支架和拦阻索连接板，M为正偶数；线圈部包括：N个初级线圈、初级线圈支架和导体板，N＝3k，k为正整数；

初级线圈支架和导体板均为矩形板状，且初级线圈支架、导体板和导磁轭板的长度均相同，初级线圈支架固定在导体板顶部，N个初级线圈沿初级线圈支架的长度方向呈一条直线固定在初级线圈支架上，并使得N个初级线圈均与导磁轭板相接触，2个端部初级和X-1个中间初级相互平行，且均垂直固定在底板上，2个端部初级分别位于两个最外侧中间初级的外侧，相邻的两个中间初级的线圈部相互正对，且相互之间留有气隙，端部初级的线圈部与其相邻的中间初级的线圈部相互正对，且端部初级与其相邻的中间初级之间也留有气隙，2个端部初级和X-1个中间初级共构成X个气隙，且所有气隙的气隙长度均相等，

永磁体支架为矩形板状，2M个矩形永磁体均固定在永磁体支架上，且永磁体支架两个侧面的矩形永磁体呈镜面对称结构，每一面的矩形永磁体沿飞机运动方向呈一条直线排列，相邻的两个矩形永磁体充磁方向相反，充磁方向为永磁体支架的厚度方向，且永磁体支架两个侧面相互正对的两个矩形永磁体充磁方向相同，拦阻索连接板垂直固定在永磁体支架的顶端，矩形永磁体的长度方向垂直于拦阻索连接板所在平面，

X个次级分别与X个气隙一一对应并位于气隙内，拦阻索的两端分别与两台直线电磁拦阻器的所有拦阻索连接板固定连接，

所有初级线圈平均分为A、B、C三相，驱动控制器的三相电流控制信号输出端分别与A、B、C三相线圈连接，

位移传感器用于采集次级相对于初级的位移。

本发明所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置，将直线电机与直线电磁阻尼器进行结构集成，具有结构简单、拦阻力可控、拦阻索可快速复位的优点。适用于航母舰载机的着舰或着陆。

图1为飞机与直线电磁拦阻装置配合时的立体示意图；

图2为飞机与直线电磁拦阻装置配合时的俯视图；

图3为具体方式一所述的直线电磁拦阻器的立体结构示意图；

图4为具体方式一所述的直线电磁拦阻器的侧视图；

图5为图4的剖面图；

图6为具体方式一所述的初级的立体结构示意图；

图7为具体方式一所述的初级的侧视图；

图8为图7的A-A向剖视图；

图9为具体方式一所述的次级2的立体结构示意图；

图10为具体方式一所述的次级2的仰视图；

图11为以图9为基准，从图9的后下方向上观察的视图；

图12为具体方式五所述的直线电磁拦阻器的结构示意图；

图13为具体方式五所述的直线电磁拦阻器的主视图；

图14为具体方式五所述的直线电磁拦阻器的左视图；

图15为图13的B-B向剖视图。

具体实施方式一：参照图1至图11具体说明本实施方式，本实施方式所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置，它包括：两台直线电磁拦阻器和拦阻索；

直线电磁拦阻器包括：初级1、次级2、位移传感器和驱动控制器；

初级1包括两个零件部和底板，每个零件部包括：N个初级线圈1-1、初级线圈支架1-2、导体板1-3和导磁轭板1-4，N＝3k，k为正整数，

次级2包括：2M个矩形永磁体2-1、永磁体支架2-2和拦阻索连接板2-3，M为正偶数；

初级线圈支架1-2、导体板1-3和导磁轭板1-4均为矩形板状，且长度均相同，N个初级线圈1-1、初级线圈支架1-2和导体板1-3的厚度均相同，初级线圈支架1-2和导体板1-3均固定在导磁轭板1-4的内侧面，且初级线圈支架1-2位于导体板1-3上方，N个初级线圈1-1沿初级线圈支架1-2的长度方向呈一条直线固定在初级线圈支架1-2上，并使得N个初级线圈1-1均与导磁轭板1-4相接触，

两个零件部呈镜像对称的结构固定在底板上，且两个零件部之间留有气隙，

永磁体支架2-2为矩形板状，2M个矩形永磁体2-1均固定在永磁体支架2-2上，且永磁体支架2-2两个侧面的矩形永磁体呈镜面对称结构，每一面的矩形永磁体沿飞机运动方向呈一条直线排列，相邻的两个矩形永磁体2-1充磁方向相反，充磁方向为永磁体支架2-2的厚度方向，且永磁体支架2-2两个侧面相互正对的两个矩形永磁体2-1充磁方向相同，拦阻索连接板2-3垂直固定在永磁体支架2-2的顶端，矩形永磁体2-1的长度方向垂直于拦阻索连接板2-3所在平面，

次级2插接在初级1上，使得永磁体支架2-2位于初级的气隙内，拦阻索的两端分别与两台直线电磁拦阻器的拦阻索连接板2-3固定连接，

所有初级线圈平均分为A、B、C三相，驱动控制器的三相电流控制信号输出端分别与A、B、C三相线圈连接，

位移传感器用于采集次级2相对于初级1的位移。

导磁轭板1-4的内侧面相互正对；初级线圈支架1-2、导体板1-3和导磁轭板1-4的长度均相同，N个初级线圈1-1、初级线圈支架1-2和导体板1-3的厚度均相同，使得初级线圈的一侧能够贴合导磁轭板，且另一侧能够与初级线圈支架内表面位于同一平面，进而与次级从相互作用。

本实施方式所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置在实际应用时，两台直线电磁拦阻器结构相同且以飞机降落跑道的中轴线呈对称布置。N个初级线圈1-1平均分为3个类别，构成三相绕组，分别对应着电机中的A、B、C三相线圈，并分别与驱动控制器的三相电流控制信号输出端一一对应，进而通过驱动控制器的三相电流控制信号输出端分别进行电流控制。

本实施方式所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置的工作原理为：

舰载机着舰时或着陆时，舰载机尾勾与直线电磁拦阻装置中的拦阻索挂接，拦阻索同时带动两台直线电磁拦阻器中的次级2做直线运动，次级2中的矩形永磁体同时与初级线圈和初级导体板发生作用，初级线圈产生主动性质的制动力，导体板产生被动性质的制动力，两个制动力相叠加使舰载机在外力作用之下迅速减速；

在着舰过程中，两个直线电磁拦阻器中的初级线圈在驱动控制器的作用之下，结合位移传感器采集到的次级2的位移，将根据舰载机运行轨迹实时校正其两侧所受到的主动制动力偏差，防止飞机发生侧移；

着舰完成后，两个直线电磁拦阻器中的初级线圈在驱动控制器作用之下通电运行，使次级发生反向运动，实现拦阻索快速回收复位，以备下次着舰使用。

即：初级线圈采用分段电机控制方案，通过实时检测次级位置，对当前状态下，次级覆盖范围的初级线圈进行通电，产生主动制动力；

在进行完一次舰载机拦阻过程后，同样采用分段电机控制方案，使初级线圈产生反向驱动力，驱动次级带动拦阻索回到初始位置。

具体实施方式二：本实施方式是对具体实施方式一所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置作进一步说明，本实施方式中，初级线圈1-1呈跑道形，矩形永磁体2-1的长度大于初级线圈1-1的长轴。

本实施方式中，矩形永磁体2-1的长度大于初级线圈1-1的长轴，能够保证矩形永磁体2-1在运动时能够同时与初级线圈1-1和导体板1-3发生作用。

具体实施方式三：本实施方式是对具体实施方式一所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置作进一步说明，本实施方式中，初级线圈支架1-2上开有N个线圈孔，该N个线圈孔沿初级线圈支架1-2的长度方向呈一条直线排列，N个初级线圈1-1分别与N个线圈孔一一对应，并嵌固在线圈孔中。

本实施方式中，初级线圈1-1为环形线圈，线圈孔的轮廓与初级线圈1-1的轮廓完全相同。

具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式一所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置作进一步说明，本实施方式中，永磁体支架2-2的两个侧面共开有2M个矩形槽，每一面的矩形槽均沿飞机运动方向呈一条直线排列，且两个侧面的矩形槽相互呈镜面对称结构，2M个矩形永磁体2-1分别与2M个矩形槽一一对应，并嵌固在矩形槽内。

具体实施方式五：参照图12至图15具体说明本实施方式，本实施方式所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置，它包括：两台直线电磁拦阻器和拦阻索；

直线电磁拦阻器包括：2个端部初级、X-1个中间初级、X个次级、位移传感器和驱动控制器；

端部初级包括：导磁轭板和线圈部，导磁轭板为矩形板状，线圈部固定在导磁轭板的内侧面，中间初级包括：导磁轭板和2个线圈部，2个线圈部分别固定在导磁轭板的两侧；

次级包括：2M个矩形永磁体、永磁体支架和拦阻索连接板，M为正偶数；

线圈部包括：N个初级线圈、初级线圈支架和导体板，N＝3k，k为正整数；

初级线圈支架和导体板均为矩形板状，且初级线圈支架、导体板和导磁轭板的长度均相同，初级线圈支架固定在导体板上部，N个初级线圈沿初级线圈支架的长度方向呈一条直线固定在初级线圈支架上，并使得N个初级线圈均与导磁轭板相接触，

2个端部初级和X-1个中间初级相互平行，且均垂直固定在底板上，2个端部初级分别位于两个最外侧中间初级的外侧，相邻的两个中间初级的线圈部相互正对，且相互之间留有气隙，端部初级的线圈部与其相邻的中间初级的线圈部相互正对，且端部初级与其相邻的中间初级之间也留有气隙，2个端部初级和X-1个中间初级共构成X个气隙，且所有气隙的气隙长度均相等，

永磁体支架为矩形板状，2M个矩形永磁体均固定在永磁体支架上，且永磁体支架两个侧面的矩形永磁体呈镜面对称结构，每一面的矩形永磁体沿飞机运动方向呈一条直线排列，相邻的两个矩形永磁体充磁方向相反，充磁方向为永磁体支架的厚度方向，且永磁体支架两个侧面相互正对的两个矩形永磁体充磁方向相同，拦阻索连接板垂直固定在永磁体支架的顶端，矩形永磁体的长度方向垂直于拦阻索连接板所在平面，

X个次级分别与X个气隙一一对应并位于气隙内，拦阻索的两端分别与两台直线电磁拦阻器的所有拦阻索连接板固定连接，

所有初级线圈平均分为A、B、C三相，驱动控制器的三相电流控制信号输出端分别与A、B、C三相线圈连接，

位移传感器用于采集次级相对于初级的位移。

初级线圈采用分段电机控制方案，通过实时检测次级位置，对当前状态下，次级覆盖范围的初级线圈进行通电，产生主动制动力；在进行完一次舰载机拦阻过程后，同样采用分段电机控制方案，使初级线圈产生反向驱动力，驱动次级带动拦阻索回到初始位置。

具体实施方式六：本实施方式是对具体实施方式五所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置作进一步说明，本实施方式中，初级线圈呈跑道形，矩形永磁体的长度大于初级线圈的长轴。

具体实施方式七：本实施方式是对具体实施方式五所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置作进一步说明，本实施方式中，初级线圈支架上开有N个线圈孔，该N个线圈孔沿初级线圈支架的长度方向呈一条直线排列，N个初级线圈分别与N个线圈孔一一对应，并嵌固在线圈孔中。

具体实施方式八：本实施方式是对具体实施方式五所述的飞机着舰或着陆直线电磁拦阻装置作进一步说明，本实施方式中，永磁体支架的两个侧面共开有2M个矩形槽，每一面的矩形槽均沿飞机运动方向呈一条直线排列，且两个侧面的矩形槽相互呈镜面对称结构，2M个矩形永磁体分别与2M个矩形槽一一对应，并嵌固在矩形槽内。