CN103183132A - 弹射用动力源单元体和航母燃气蒸汽弹射器及弹射方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种弹射用动力源单元体和航母燃气蒸汽弹射器及弹射方法，该弹射用动力源单元体包括高压室、分流室和冷却水室，火药燃烧产生的高温高压燃气进入分流室，一部分燃气从燃气进口进入立管内部，另一部分燃气挤压水室中的水袋，使水袋中的冷却水从冷却水喷口喷入到立管的内部，与高温高压燃气混合，生成蒸汽，与火药燃气形成高压的混合气。这种弹射用动力源单元体将火药设置在弹壳内，在需要其释放能量时，只要进行击发，该弹射用动力源单元体就能在规定的时间内迅速持续地释放出一定量的高压气体，用于弹射舰载机。另外，这种弹射用动力源单元体与普通炮弹一样，便于运输和储存，且不击发不会发生爆炸，因此很安全。

Description

弹射用动力源单元体和航母燃气蒸汽弹射器及弹射方法

技术领域

本发明涉及一种弹射用动力源单元体和航母燃气蒸汽弹射器及弹射方法，尤其是由火药燃烧产生的高温高压燃气加热冷却水生成蒸汽的弹射用动力源单元体和用弹射用动力源单元体作为动力源的协助航空母舰上的舰载机起飞的燃气蒸汽弹射器及其弹射方法。

背景技术

由于飞机的功能多、且综合作战效能高，所以，自从莱特兄弟发明飞机之后，人们就试图使飞机能在军舰上起降。固定翼飞机从航空母舰上起飞，目前主要有三种方式：垂直/短距起降飞机直接从飞行甲板上起飞；滑跃式起飞；弹射起飞。

应该说，垂直/短距起降飞机有一些优点，但也存在一些无法克服的致命的弱点，如：太费油，在垂直起飞的时候要消耗掉总油料的1/3，作战半径只有100km左右，不具备远航能力；载弹量和载油量太小，若增加载弹量，则不能垂直起降了，必须要一段跑道，这样还不如发展常规舰载机；飞行速度低，时速只有1000km左右，属高亚音速飞机，无法在空中进行高速格斗作战，而一般作战飞机都达1倍音速以上；操作太难，飞行员不好训练，英国在马岛战争时就有5架“海鹞”战机因为操作失误坠毁，既费劲又费钱；发动机在全负荷运转的时候对环境要求高，一旦有因为起飞掀起的沙土被吸进运转中的发动机就有可能发生不可估量的后果。

虽然固定翼舰载机也可以采用滑跃式起飞，但即便是大型航母(以下有时航空母舰也称为航母)，其甲板长度也会明显制约舰载机的起飞重量和起飞频率，舰载机的载弹量与燃油的携带量将会受到很大限制，几乎不可能搭载重量超过30t的预警机、反潜侦察机以及电子对抗机等。另外，滑跃式起飞的航空母舰，由于跑道的限制，舰载机的起飞与降落必须分别进行，准备时间长，起降频率低，严重影响航空母舰的综合作战效能。有专家做过理论计算，表明吨位相同的航空母舰，滑跃起飞的综合作战效能大约是弹射起飞的1/4到1/7，甚至有人说是1/1000。也可以说，滑跃起飞是在没有掌握舰载机弹射技术情况下的一种不得已而为之的方法。

一般认为，航空母舰上的舰载机采用弹射起飞有如下优点：使中小型航母能起飞重型飞机，能够帮助包括预警机、反潜侦察机以及电子对抗机等在内的各种舰载机快速满载起飞，提高航空母舰的快速反应能力，扩大作战与预警范围，对航空母舰综合作战效能起到“倍增器”的作用；弹射起飞距离短，甲板空间可以被最大限度地利用起来；可简化飞行作业程序；不仅可以设置多达4条起飞跑道，而且可以同时设置降落跑道，保证高密度地起飞与降落；能使舰载机在横甲板风和零风速时顺利起飞，为设计高性能舰载机创造了条件；就飞机起飞安全性来说，弹射起飞要比从陆地上起飞还要安全；依靠弹射起飞每架次可节省燃油近200kg，从效费比上评价弹射器，该装置可以说是效率最高的航空支援设备了。

虽然世界上有多个国家拥有航空母舰，但同样是航空母舰，有没有弹射器使其综合作战效能存在天壤之别。有专家认为，没有弹射器就不要造航空母舰。

美国是使用舰载机的先驱者，也是航空母舰的始祖国之一，目前是世界上拥有航空母舰最多、技术最先进的国家。历史上，舰载机经历了双翼机、单翼活塞机、喷气式战斗机、超音速飞机等漫长的演变过程，伴随着舰载机技术的不断进步，弹射器也经历了气动转盘式弹射器、火药转盘式弹射器、惯性飞轮弹射器、液压机械式弹射器、喷气轻型弹射器、燃气蒸汽弹射器、开口汽缸式弹射器等发展过程，也因此美国海军一共装备了7大类共计37型弹射器。但自从1951年英国人米切尔发明了开口汽缸式的蒸汽弹射器之后，美国的航空母舰至今一直使用该技术弹射舰载机，这也是经过实战证明了的技术。2003年美国海军还在公开的财政预算书里提到了一项改良蒸汽弹射器试验设施的项目，要求国会拨款提升蒸汽弹射器试验设施的现代化水平，并且提到提升试验设施水平的目的是为应付蒸汽弹射器服役到2050年的需要。由此看来，蒸汽弹射器还会在美国海军航空母舰上使用相当长一段时间。

然而，美国海军在舰艇设备全面电气化的大趋势下，航母的动力传输将以电力为基础，所有动力设备也将电气化，因此自1992年起，美国海军委托卡曼电磁系统公司为新一代航母研制全新的、性能非凡的电磁弹射器。但研发电磁弹射器需要解决线性同步电动机、盘式交流发电机、大功率数字循环变频器、磁屏蔽、电磁兼容、系统散热等关键技术，研制难度极大，他们在1945年西屋公司研制的电磁弹射器、1980的电磁炮、卡曼公司的电磁驱动超高速电梯技术基础上，又耗时19年花费了32亿美元的经费，虽然现处于弹射试验阶段，但短期内很难投入美军现役。

纵观美国海军航空母舰弹射器的发展历史，可以说，美国海军几乎尝试了所有弹射器技术的一切发展可能，其使用经验和研发经历也值得我们认真仔细研究和思考。

为了了解弹射器的技术要求，我们首先从运动学和动力学角度分析弹射器的负载特性。

根据运动学关系式

(v₀＝0)可知，要想使舰载机在比较短的跑道上以较大的离舰速度v_t起飞，就应使舰载机有较大的运动加速度，且加速度最好是一个定值，如果仅最大加速度值满足要求，而平均加速度较低，则舰载机的离舰速度就不可能达到理论设计值。而且根据牛顿第二定律F＝ma，牵引舰载机的力是依据最大加速度值确定的，设计舰载机的起落架、纵梁及其它牵引部件就应按该最大过载进行设计，这样势必会增加飞机的重量。反过来说，如果牵引舰载机的最大过载已定的话，若不能使舰载机以该最大过载均匀加速，则舰载机只能减少载弹量或燃油、或者需要加大弹射器的长度、或者必须以较低的速度起飞，因此，为了能最大限度地利用舰载机的最大过载使舰载机在比较短的弹射距离内以最大载弹量和最大速度起飞，弹射器在整个弹射过程中施加给舰载机的牵引力应当是恒定的，且与舰载机的最大过载相对应。

由于弹射器是不断加速的，所以，弹射器的输出速度是从0到弹射速度v_t。由于功率是力F(＝ma)与速度v_t的乘积，因此，弹射器在弹射过程中输出功率是从0到最大mav_t，也就是说舰载机弹射起飞时弹射器的输出功率达到最大。

如果以33.7t重的舰载机F14在95m长的跑道上加速到185kn(343km/h)，并考虑F14有两台F110-GE-400发动机，按起飞时加力燃烧总推力为250kN进行计算，忽略空气阻力和其它摩擦阻力，则弹射器的牵引力应为1357kN，当弹射器推进到终点时其输出功率应超过129MW。

另外，由于弹射器是间歇地工作的，在需要弹射舰载机时才使用，而且弹射一架舰载机也仅仅需要两三秒的时间，即使是在作战期间大部分时间也是在等待，所以，这种负载或工作性质的装置，其动力源一定要设计成蓄能式的。例如可以设计成在弹射器不输出动力时让航母的主动力作功生成蒸汽(热能)，并将这部分能量以高温高压的蒸汽形式储存在储气罐中，在弹射舰载机时，弹射器将这部分蒸汽转换成机械能并对舰载机作功，增加舰载机的动能。由于是在短时间内将这部分热能转换成了机械能，所以弹射器的输出功率极大，但并不需要有功率与之相当的动力源。

以美国航母现役主力弹射器C-13-1为例，开口汽缸式的蒸汽弹射器，主要由储气罐、弹射阀、开口汽缸、活塞总成、牵引滑车、水刹、排气阀、回位装置、导流板等构成。该弹射器以两个储量为227m³的储气罐为动力源，平时将航母主动力锅炉产生的高温高压蒸汽储存到储气罐中，弹射阀安装在储气罐和开口汽缸之间。在弹射器工作时，打开弹射阀，将储气罐中的蒸汽充入到并排放置的两个开口汽缸的工作腔中，则蒸汽一边进入汽缸一边膨胀作功，推动两开口汽缸中的活塞总成向前运动并带动牵引滑车向前运动；从飞机前起落架上伸出的牵引杆挂在从牵引滑车上伸出甲板的挂钩上，在牵引滑车向前运动时，牵引滑车能牵引飞机向前运动，使舰载机加速并将其弹离甲板。

这种结构形式的蒸汽弹射器已经使用了60年，虽然能弹射舰载机，但存在一些严重缺陷。

例如，C-13-1型蒸汽弹射器最大过载可以达到6g，而整个行程的平均加速度仅有2g多一点(个别资料称是3.5g)，F/A-18C战斗攻击机飞行员常常调侃C-13-1弹射器在后段往往没有飞机自身的发动机加速得快。

本发明人认为，这主要是因为在弹射过程中，随着活塞总成速度和汽缸容积的增加，通过弹射阀的蒸汽流量增加，由于蒸汽通过弹射阀节流口时的压力降与流速的平方成正比，所以消耗在弹射阀上的压力降猛增。由于储气罐的容积很大，在弹射舰载机过程中储气罐中蒸汽的压力基本保持不变(实际上尽管此时也有蒸汽补充到储气罐中，但由于弹射器和主驱动都在用汽，所以储气罐中蒸汽的压力不但没有增加而是在下降)，进入开口汽缸工作腔中的蒸汽的体积跟不上汽缸容积的增加量，推动活塞总成向前运动，主要是靠过热蒸汽的膨胀，而蒸汽膨胀就会降低蒸汽的压力和温度。由于储气罐中的蒸汽压力并没有增加，所以也正是由于开口汽缸中的蒸汽膨胀、压力降低，才能使通过弹射阀进入开口汽缸中的蒸汽流量增加。从另一角度讲，因为从打开弹射阀到舰载机离舰只有2秒的时间，且在舰载机刚开始滑行时，开口汽缸工作腔中的压力还比较高，弹射阀两端的压差比较小，蒸汽流量不可能大，而在弹射行程的后段，开口汽缸工作腔中的压力虽然变低了，但活塞运动速度很高，走完余下的行程用时很短，也不可能补充太多的蒸汽，所以在这2秒的时间里，从储气罐补充到开口汽缸工作腔中的蒸汽不可能很多。但在舰载机离舰后，关闭弹射阀需要一些时间，而此时因开口汽缸工作腔中的蒸汽压力很低，会有大量的蒸汽从储气罐进入到开口汽缸工作腔中，此时进入开口汽缸工作腔中的蒸汽并没有对舰载机作功，完全是浪费。因此，可以说以蒸汽压力恒定的储气罐为动力源的蒸汽弹射器，进入开口汽缸工作腔中的蒸汽的体积不可能跟上汽缸容积的增加量，这样的话，在弹射舰载机的过程中，由于开口汽缸工作腔中的压力不断减小，所以蒸汽作用在活塞总成上的推力也在不断减小。

还有一个原因就是活塞前端的空气是被推着挤出开口汽缸的，在开口汽缸的前端设置有放气阀，通过该放气阀的空气流量随着活塞总成速度的增加而激增，阀上的压力降猛增，所以，空气作用在活塞前端的阻碍活塞前进的排气阻力(背压)在弹射过程中是不断增加的。另外，活塞与开口汽缸之间是通过密封环接触的，为了不至于拉缸，接触面上有润滑油，润滑油的剪切阻力是与剪切速度(活塞运动速度)的平方成正比的。也就是说阻碍活塞运动的排气阻力和润滑油剪切阻力是随着活塞速度的增加而增加的。

另外，蒸汽本身加速也需要一部分蒸汽能量。

以弹射F/A-18C战斗攻击机为例进行分析，如果平均加速度只有2g多一点儿的话，则弹射冲程末端的加速度估计不会超过1g，如果按1g进行估算，C-13-1汽缸直径是533.4mm(21″)，活塞总成和牵引滑车重7t，F/A-18C战斗攻击机最大起飞重量22.3t，F404-GE-402增强性能发动机加力推力为2×78.3kN，则真正用于推动活塞总成、牵引滑车和舰载机前进的蒸汽压力只有0.29MPa。这说明在弹射冲程的末端，弹射阀的压力降太大，充入到开口汽缸工作腔的蒸汽体积跟不上开口汽缸工作腔容积的增加量，推动活塞总成向前运动，主要是靠过热蒸汽膨胀，且膨胀后的很低的蒸汽压力还主要用于克服阻碍活塞运动的排气阻力和润滑油剪切阻力了。也就是说，刚打开弹射阀弹射舰载机时，蒸汽弹射器施加给舰载机的牵引力会是过载5～6g，但在整个弹射行程中，推力不断减小，到最后有可能过载不到1g。

通过以上分析可知，以蒸汽压力恒定的储气罐为动力源的蒸汽弹射器，在弹射舰载机的过程中，弹射器的活塞总成速度是不断增加的，但弹射器施加给舰载机的牵引力是不断减小的，到弹射冲程的末端，由于活塞总成的速度很高，所以，较低的蒸汽压力基本上只能用于克服活塞总成运动阻力(惯性力、排气阻力和润滑油剪切阻力)以及蒸汽本身的加速，对飞机的帮助不大。且这种情况汽缸长度越长弹射速度越高则越明显。实际上，目前这种结构形式的蒸汽弹射器的汽缸长度和弹射速度几乎达到了极限。

这实际上对舰载机提出了过高的要求，即弹射时平均过载只有2g多一点儿，但必须按过载6g进行设计。也可以说如果弹射器设计得更加合理的话，舰载机完全可以携带更多的弹药和燃料，或者能以更高的离舰速度起飞，或者弹射器可以设计得更短一些。

由于舰载机离舰后，还会有一大部分蒸汽进入开口汽缸工作腔，这部分蒸汽并没有对舰载机作功，所以这种弹射器的效率很低，其蒸汽能量利用率仅有6％，弹射器需要消耗大量的蒸汽。由于弹射器所需蒸汽来自航母的主动力锅炉，也就是说与航母的主驱动是同一动力源，而弹射器用的蒸汽在弹射后基本散失掉了(弹射一架舰载机大约需消耗将近1t的淡水)。有资料显示，如果“尼米兹”级核动力航母以每分钟一架的速度紧急弹射舰载机起飞、连续弹射8架舰载机之后就会损失航母主动力蒸汽达20％，动力减少32％，最大航速从30kn降低到22kn。也就是说，即使是具有2座总功率为194MW的核反应堆、还有4台总功率为8MW的应急柴油机的核动力航母也会因为动力不足而降低航速、减少单位时间内弹射舰载机的架次。

另外，目前的以蒸汽压力恒定的储气罐为动力源的蒸汽弹射器，为了尽量使储气罐中的蒸汽压力保持恒定，储气罐中的蒸汽压力越来越高，容积也越来越大，如果被敌人攻击时有破片击中储气罐，不仅会带来大爆炸，而且泄漏的高温蒸汽瞬间就可以将相关的操作人员蒸熟。并且由于这种弹射器储气罐的体积和重量都很大，在一定程度上影响了航空母舰搭载舰载机的数量。

另外，这种弹射器只能用在以蒸汽轮机为主动力的航空母舰上，如果航空母舰采用其它动力如燃气轮机或柴油机，则这种弹射器就没有了用武之地。目前美国的航空母舰大都采用效率较低、技术比较落后的蒸汽轮机为主动力，也可以说就是因为蒸汽弹射器必须使用蒸汽，为了使动力源相同，而不得不采取的一种权宜之计。

正是由于以上所述原因，在1961年刚刚开发成功C-13蒸汽弹射器不久，美国海军就打算开发体积小、重量轻、推力更大的内燃式弹射器，以取代蒸汽弹射器，但由于种种原因该项目于1963年搁浅了。

本发明人认为，单从运动学和动力学要求的弹射性能来讲，刚刚离开弹射阀进入开口汽缸工作腔推动活塞总成后端的蒸汽，其压力应当随着弹射速度的增加而提高，但现有技术的储气罐中的蒸汽压力基本保持恒定，而在弹射的末端蒸汽通过弹射阀时压力损失很大，进入开口汽缸工作腔的蒸汽压力大大降低了，也就是说，真正推动活塞总成前进的蒸汽压力很低，而且活塞总成前进的阻力还变大了，所以这种结构形式的弹射器不可能实现均匀加速弹射。本发明人认为，这主要是由于蒸汽弹射器与主驱动共用一个动力源，而蒸汽弹射器的用汽量又很大、弹射所消耗的蒸汽得不到及时的补充，储气罐又不具备快速提高蒸汽压力的功能，不能在弹射的过程中迅速大幅提高进入开口汽缸工作腔的蒸汽压力所造成的。

如果我国发展航空母舰弹射器技术，应该认真分析现有技术的优缺点，在吸取英美等国先进经验的基础上，摒弃那种落后的传统的理论和观念，立足于中国的经济和工业基础之上，发展自己的弹射器技术。那么，设计一种什么样的弹射器使用的动力源单元体，使其在弹射舰载机的过程中能够可控地不断提高开口汽缸工作腔中气体的压力，就成为本领域工程技术人员急需解决的关键技术问题。

发明内容

解决这一问题的最有效的方法就是将主驱动和弹射器的动力源分开，将航空母舰上的主动力作为主驱动和其它辅助装置的动力源，而弹射器采用单独设置的动力源，且弹射器的这种动力源最好是将能产生高温高压气体的能源物质以化学能的方式储存在特制的容器中且构成一个独立的弹射用动力源单元体，如果需要其释放能量，只要进行击发，该弹射用动力源单元体就能在规定的时间内迅速持续地释放出一定量的高压气体。而且，这种弹射用动力源单元体应当安全可靠，且在弹射一架舰载机之后，能快速便捷地替换新的弹射用动力源单元体。这样的话，如果在体积不是很大的耐高压的高压罐中设置连通的爆炸室和膨胀室，在爆炸室一侧设置多个该弹射用动力源单元体，各个弹射用动力源单元体产生的高压气体都可以直接排放到爆炸室中，进而进入膨胀室，而膨胀室与两开口汽缸工作腔连通，膨胀室中的气体就可以直接补充到开口汽缸工作腔中。当弹射舰载机时，击发一个或多个弹射用动力源单元体，气体迅速充入到膨胀室和两开口汽缸工作腔中，气体膨胀、推动活塞向前运动作功，膨胀室和开口汽缸工作腔中的气体压力降低，当活塞运动一定行程后再击发另外的弹射用动力源单元体，再次释放高压气体，迅速地对开口汽缸工作腔中的气体进行补充、加压，这样则能在弹射舰载机的过程中可控地不断提高开口汽缸工作腔中气体的压力，才能使弹射器牵引舰载机的牵引力在整个弹射过程中基本保持不变。

本发明是为解决上述一系列问题而提出的，其目的就是要提供一种将能产生高温高压气体的能源物质以化学能的方式储存在特制的容器中的弹射用动力源单元体，使其在需要其释放能量时，只要进行击发，该动力源单元体就能在规定的时间内迅速持续地释放出一定量的高压气体，且在弹射一架舰载机之后，能快速便捷地替换新的弹射用动力源单元体。

本发明的另一目的就是要提供一种使用弹射用动力源单元体的弹射器，使其在弹射舰载机时，首先击发一个或多个该弹射用动力源单元体，释放高压气体，使气体充入到开口汽缸工作腔中推动活塞向前运动作功，当活塞运动一定行程后再次击发另外的弹射用动力源单元体，再次释放高压气体，迅速地对开口汽缸工作腔中的气体进行补充、加压，使其在弹射舰载机的过程中能可控地不断提高推动活塞的气体的压力，能保证弹射器在整个弹射过程中输出的牵引舰载机的牵引力基本保持不变。

本发明为解决上述问题，提供了一种弹射用动力源单元体，包括：弹壳，由具有抛壳用的底缘的筒底部和筒部连接构成；固定架，固定在弹壳的内壁上，其上有孔；火药，设置在固定架上；点火器，设置在筒底部的筒底与火药之间；点火器控制装置，设置在筒底的外部，用于引爆点火器；高压室喷管，固定在固定架上，用于协同筒底部建立火药持续燃烧所需的高温高压氛围；分流圆筒，与高压室喷管和固定架连接为一体，用于对火药燃烧产生的燃气进行导向；压水活塞，设置在筒部的内部且底部具有通孔；环形端盖，安装在弹壳的顶端；立管，贯穿环形端盖中心；水袋，内装有冷却水；隔膜，用于封堵立管的喷口，由弹壳的筒底部和高压室喷管围成高压室，固定架、火药和点火器设置在高压室中；由弹壳的筒部、高压室喷管、分流圆筒和压水活塞围成分流室，使压水活塞能顺着筒部的轴线自如移动；由弹壳的筒部、立管、环形端盖和压水活塞的底部围成冷却水室，立管的管壁上设置燃气进口和冷却水喷口，燃气进口暴露在分流室中，水袋设置在冷却水室中，且在与立管的冷却水喷口对应的位置上设有容易破裂的断裂线。

由于在弹射用动力源单元体中设置高压室、分流室和冷却水室，使火药燃烧产生的高温高压燃气从高压室喷管喷出后进入分流室，在分流室中扩散、分流，一部分高温高压燃气从立管上的燃气进口进入立管内部从喷口喷出，另一部分高温高压燃气推压压水活塞，挤压水室中的水袋，使水袋的断裂线断裂，水袋中的冷却水从立管上的冷却水喷口喷入到立管的内部，与高温高压燃气混合，吸收火药的燃气热，生成蒸汽，与火药燃气形成高压的混合气。

这种弹射用动力源单元体将火药设置在弹壳内，在需要其释放能量时，只要进行击发，该弹射用动力源单元体就能在规定的时间内迅速持续地释放出一定量的高压气体，且在弹射一架舰载机之后，通过自动装弹机能快速便捷地替换新的弹射用动力源单元体。另外，这种弹射用动力源单元体与普通炮弹一样，便于运输和储存，且不击发不会发生爆炸，因此很安全。

本发明为解决上述问题提供了一种燃气蒸汽弹射器，包括：高压罐，内部分为爆炸室和膨胀室，中间由隔板隔开，在隔板上设置有通气孔；开口汽缸，其工作腔与膨胀室通过进气管道连通；设置在开口汽缸内的活塞；排气阀，安装在膨胀室一侧的罐壁上，其出口安装有通向航空母舰船舱外部的排气管道；与活塞相连的牵引滑车；以及控制装置，在爆炸室一侧的罐壁上设置有炮膛，用于装填弹射用动力源单元体，且在炮膛的后端设置炮栓和击发装置。

另外，优选如下技术方案。开口汽缸有两个，该两个开口汽缸并排水平设置，且后端的工作腔连通；燃气蒸汽弹射器还具有回位装置和水刹缸，回位装置用于将活塞和牵引滑车拉回到弹射位置，水刹缸用于对活塞和牵引滑车进行制动；燃气蒸汽弹射器还具有压力传感器和位置传感器；在高压罐的靠近炮栓的位置上设有用于装填弹射用动力源单元体的自动装弹机。

本发明提供一种用燃气蒸汽弹射器弹射舰载机的方法：a.由控制装置检测活塞的运动位置和运动速度，b.在弹射时，由控制装置进行控制，首先击发一个或多个弹射用动力源单元体，c.当活塞运动一定行程后再次击发另外的弹射用动力源单元体，而且随着活塞运动行程和速度的增加而提高弹射用动力源单元体的击发密度。

由于使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器，在弹射舰载机时，首先击发一个或多个该弹射用动力源单元体，释放高压气体，气体充入到开口汽缸工作腔中推动活塞向前运动作功，当活塞运动一定行程后再次击发另外的弹射用动力源单元体，再次释放高压气体，迅速地对开口汽缸工作腔中的气体进行补充、加压，在弹射舰载机的过程中能可控地不断提高推动活塞的气体的压力，保证燃气蒸汽弹射器在整个弹射过程中输出的牵引舰载机的牵引力基本保持不变。

由于使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器能始终以最大过载牵引舰载机，所以舰载机可以携带更多的弹药和燃料，或者能以更高的离舰速度起飞，或者弹射器可以设计得更短一些。

由于使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器所使用的高压罐的重量和体积比现有技术的储气罐的重量和体积要小得多，所以能节省重量和空间，航空母舰可以携带更多的舰载机。

由于使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器不使用航空母舰的主驱动动力源，所以用燃气蒸汽弹射器弹射舰载机，航空母舰也不会因为动力不足而降低航速、减少单位时间内弹射舰载机的架次。

另外，这种使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器可以用在任何动力及任何动力传输形式的航空母舰上，还可以不需要配备专用的动力锅炉就用于受空间限制而跑道长度较短的小型野战机场飞机的快速弹射起飞。

另外，使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器不消耗航空母舰上宝贵的淡水。

附图说明

图1是本发明的燃气蒸汽弹的结构示意图。

图2是本发明的燃气蒸汽弹的另一种结构形式的示意图。

图3是本发明的燃气蒸汽弹射器的简要结构示意图。

图4是本发明的燃气蒸汽弹射器的另一种形式的简要结构示意图。

具体实施方式

以下参照附图详细地对本发明的实施例进行说明。

图1是本发明的燃气蒸汽弹77的结构示意图。如图1所示，燃气蒸汽弹77的弹壳6包括筒底部11和筒部18，筒底部11和筒部18的一端通过螺纹方式(也可以为其它方式)连接成一个整体，筒底部11上具有抛壳用的底缘5，在弹壳6的内部设有多孔的固定架13，在固定架13上固定有火药36(或称为固体推进剂)，在火药36与筒底部11的筒底10之间设有点火器37，点火器控制装置38设置在筒底10的外侧、能从外部击发的位置上，并穿过筒底10与点火器37连接，用于引爆点火器37。由弹壳6的筒底部11和高压室喷管35围成高压室7。高压室喷管35及分流圆筒15与固定架13设置成一体且被固定在弹壳6的内壁上。另外，在筒部18的内部设有杯状的压水活塞33，其杯状的底部17中心设有通孔27，其侧壁部分与筒部18的内壁接触，成为导向部分，使压水活塞33能顺着筒部18的轴线自如移动。由弹壳6的筒部18、高压室喷管35、分流圆筒15和压水活塞33围成分流室8。分流圆筒15用于对火药燃烧产生的燃气进行导向。在筒部18的另一端(顶端)，通过螺纹或其它连接方式固定有环形端盖28，立管29贯穿环形端盖中心，且与环形端盖28成为一体，立管29能从压水活塞33的底部17上的通孔27中露出来，而该立管29的管壁上部设有燃气进口30，且使其暴露在分流室8中，立管29的下部设有冷却水喷口21，立管29的上端由穹顶31封闭、而下端为喷口26，也是燃气蒸汽弹77的喷口26，在该喷口26上设有当立管29内部的压力达到一定值时能破裂而脱落下来的隔膜25。由弹壳6的筒部18、立管29、环形端盖28和压水活塞33的底部17围成冷却水室9，冷却水室9中设有密封的水袋19，水袋19内装有冷却水，且在与立管29的冷却水喷21对应的位置上设有容易破裂的断裂线22。

上述火药36为燃气无毒、无烟、无腐蚀性、力学性能好、性能可调范围大的复合双基火药(或称为复合双基固体推进剂CDB)，也可以是双基推进剂DB、复合推进剂、聚硫橡胶推进剂PS、聚氯乙烯推进剂PVC、聚氨酯推进剂、聚丁二烯推进剂、硝胺推进剂、复合改性双基推进剂CMDB、交联改性双基推进剂XLDB等推进剂，将其制成有孔12的块状或空心管条状，固定在固定架13上，使孔12(为空心管条状时是指空心管状条之间的空隙)与固定架13上的孔39相对应，或直接放置在高压室7中的由固定架13和筒底部11内腔构成的火药室中。通过调整火药的组分比例，使整个火药块从被引爆开始燃烧到燃烧结束需要0.2～0.6s的时间，也就是说，火药36属于缓燃火药。

由点火器控制装置38引爆点火器37，引爆形式可以采用现有技术中撞击引爆或电引爆等任何引爆形式。

水袋19由塑料薄膜或其它不透水的柔软材料制成，在其中充满冷却水后其横截面为圆环状。当将密封且充满水的水袋19放入到筒部18中时，水袋19刚好占据由弹壳6的筒部18、立管29、环形端盖28和压水活塞33的底部17围成的冷却水室9。

隔膜25用硬塑料、胶木、铸铝或其它易破裂的材料制成，通过螺纹或粘接等连接方式固定在立管29(燃气蒸汽弹77)的喷口26上。设置隔膜25，是因为火药36燃烧需要有一定的压力和温度，而在点火器37点火爆炸时，由于隔膜25的封堵能使弹壳6内部建立火药36燃烧所需的压力。而在点燃火药36后，由于燃烧产生的大量燃气从高压室喷管35的喷口32喷出有较大的阻力，所以是由高压室喷管35协同弹壳6的筒底部11，在高压室7中建立火药持续燃烧所需的高温高压氛围的。

在工作状态下，燃气蒸汽弹77的轴线最好是垂直布置，这是因为这样更有利于排净燃气蒸汽弹77中的冷却水，但由于冷却水装在水袋19中，并由压水活塞33挤压，同样能排净冷却水，所以也可以采用轴线水平布置的形式。

这种结构的燃气蒸汽弹77，包括弹壳6、固定架13、火药36、点火器37、点火器控制装置38、高压室喷管35、分流圆筒15、压水活塞33、水袋19、环形端盖28、立管29、隔膜25，由弹壳6的筒底部11和高压室喷管35围成高压室7，固定架13、火药36和点火器37放置在高压室7中，由弹壳6的筒部18、高压室喷管35、分流圆筒15和压水活塞33围成分流室8，使压水活塞33能顺着筒部18的轴线自如移动，由弹壳6的筒部18、立管29、环形端盖28和压水活塞33的底部17围成冷却水室9，在立管29的喷口26上设置隔膜25，立管29的管壁上设置燃气进口30和冷却水喷口21，燃气进口30暴露在分流室8中，在冷却水室9中设置水袋19，水袋19内装有冷却水，且在与立管29的冷却水喷口21对应的位置上设有容易破裂的断裂线22。

由于燃气蒸汽弹77是这种结构，所以，当由击发装置(未图示)从弹壳6的外部击发点火器控制装置38时，点火器37点火爆炸，将火药36点燃，火药36燃烧产生的高温高压燃气通过孔12和固定架13上的孔39向下进入到高压室喷管35中，且加速从喷口32喷出。高温高压燃气从喷口32喷出后，在分流圆筒15内扩散、分流，一部分燃气从立管29的燃气进口30进入立管29的内部，立管29内部的压力升高，当压力达一定值时，隔膜25破裂且脱落，燃气从立管29的喷口26喷出。而另一部分高温高压燃气推压压水活塞33的底部17，使压水活塞33向下运动，挤压水袋19。由于水袋19的塑料薄膜仅有与冷却水喷口21对应的断裂线22处可以变形，而且冷却水喷口21和立管29内部的压力较低，所以，在水袋19被挤压、冷却水的压力升高后，水袋19的与冷却水喷口21对应位置处的断裂线22断裂，水袋19中的冷却水从立管29的冷却水喷口21喷入到立管29的内部。

由于冷却水和高温高压燃气在立管29内混合，冷却水吸收大量的燃气热生成蒸汽，燃气温度降低，所以，实际从立管29的喷口26(也是燃气蒸汽弹77的喷口)喷出的是温度比火药燃气低得多的混合气。合理设计冷却水喷口21的尺寸、火药36及冷却水的量，可以将混合气的温度控制在200～500℃之间。

也就是说，在燃气蒸汽弹77中设置高压室7、分流室8和冷却水室9，使火药36燃烧产生的高温高压燃气从高压室喷管35喷出后进入分流室8，在分流室8中扩散、分流，一部分高温高压燃气从立管29上的燃气进口30进入立管29内部从喷口26喷出，另一部分高温高压燃气推压压水活塞33，挤压水室9中的水袋19，使水袋19的断裂线22断裂，水袋19中的冷却水从立管29上的冷却水喷口21喷入到立管29的内部，与高温高压燃气混合，吸收火药36的燃气热，生成蒸汽，与火药燃气形成高压的混合气。

这种燃气蒸汽弹77是将能产生高温高压气体的能源物质——火药36以化学能的方式储存在特制的容器——弹壳6中的弹射用动力源单元体，在需要其释放能量时，只要击发点火器控制装置38，该弹射用动力源单元体就能在规定的时间内迅速持续地释放出一定量的高压气体。

由于这种弹射用动力源单元体外壳与普通炮弹极其相似，在筒底部11上设有用于抛壳的底缘5，所以如果配合现有自动装弹机技术，在弹射一架舰载机之后，能快速便捷地替换新的弹射用动力源单元体。

图2是本发明的燃气蒸汽弹的另一种结构形式的示意图。凡与上述实施例结构相同的部位，均标注与上述实施例相同的标号。在上述燃气蒸汽弹77的实施例中，虽然立管29采用的是上端为穹顶31，在靠近穹顶31的侧壁上设置多个小的燃气进口30的结构形式，但也可以采用如图2所示的在立管29的上端设置一个大的燃气进口30′的结构形式。由于从高压室喷管35的喷口32喷出的高温高压燃气同样能在分流室8中扩散、分流，一部分高温高压燃气进入立管29，另一部分高温高压燃气推压压水活塞33，所以这种结构形式具有与上述实施例同样的功能和效果。

图3是本发明的燃气蒸汽弹射器1的简要结构示意图。在本发明中“前”是指燃气蒸汽弹射器1的弹射方向，“后”是指与“前”相反的方向。如图3所示，燃气蒸汽弹射器1主要包括高压罐70、并排水平设置、后端的工作腔连通的两个开口汽缸67(图中示出一个)、设置在开口汽缸67内的活塞(也称活塞总成)57、水刹缸56(与活塞57数量相同)、排气阀59、牵引滑车50、回位装置58、自动装弹机81、润滑系统、电加热装置、压力传感器、位置传感器和控制装置(未图示)等。活塞57与牵引滑车50相连，回位装置58用于将活塞57和牵引滑车50拉回到弹射位置，水刹缸56用于对活塞57和牵引滑车50进行制动。舰载机60沿弹射方向(活塞运动方向)放置在飞行甲板68的上方，从舰载机60的前起落架向前伸出的牵引杆52挂在从牵引滑车50伸出到飞行甲板68上方的挂钩上，固定于飞行甲板68上的位持器(未图示)通过向前上方伸出的拖拽杆53与前起落架后方的限力螺栓(未图示)连接。在舰载机60后方的飞行甲板68之上，还设置有导流板55。

本发明的燃气蒸汽弹射器1除高压罐70、燃气蒸汽弹77、自动装弹机81和开口汽缸67的密封带与现有技术不同之外，其余部分的工作原理和结构形式均与现有技术基本相同。以下主要对高压罐70的结构、燃气蒸汽弹射器1及弹射方法进行说明。

如图3所示，高压罐70是内部容积为10～20m³的高压罐体，内部分为爆炸室72和膨胀室71，中间由隔板76隔开(隔板76的作用是减缓冲击波对活塞57的冲击，如果高压罐70容积大，也可以不设置隔板76，则高压罐70仅有一个腔室，如果高压罐70的容积小，则也可以设置多个膨胀室)，在隔板76上设置有通气孔73，膨胀室71(在不设置隔板时是高压罐70的腔室)通过进气管道51与两开口汽缸67的工作腔连通，在膨胀室71一侧的罐壁(也可以在进气管道51)上安装有排气阀59，排气阀59的出口安装有排气管道78，排气管道78通向航空母舰船舱的外部，在爆炸室72一侧的罐壁上设置有多个炮膛75，在各炮膛75中装填有燃气蒸汽弹77，且在炮膛75的后端设置炮栓和击发装置(未图示)，在高压罐70的靠近炮栓的位置上设有用于自动装填燃气蒸汽弹77的自动装弹机81。

我们称活塞57后端面与进气管道51之间的空腔为工作腔，其容积为工作容积。由于高压罐70、进气管道51以及两开口汽缸67的工作腔是连通的，所以在将燃气蒸汽弹77装填在高压罐70上的炮膛75中，并击发点火器控制装置38时，燃气蒸汽弹77产生的混合气能充入到高压罐70的爆炸室72中，并通过隔板76上的通气孔73进入到膨胀室71，再从膨胀室71经过进气管道51进入两开口汽缸67的工作腔。

由于每个燃气蒸汽弹77的装药量和冷却水量都是一定的，所以，其所产生的混合气的量也是一定的。当将这样的多个燃气蒸汽弹77装填到高压罐70上的炮膛75中，击发的燃气蒸汽弹77的个数不同，高压罐70和开口汽缸76的工作腔就会有不同的压力。高压罐70、两开口汽缸76的工作腔以及进气管道51的容积是一定的，而在燃气蒸汽弹射器1弹射舰载机60时，两开口汽缸67的工作腔容积是变化的。如果活塞57向前运动，则工作腔容积变大，压力降低。另外，由于随着弹射速度的增加活塞57的运动阻力也增加，所以若随着活塞57运动行程和速度的增加，即随着工作腔容积和弹射速度的增加，进一步击发燃气蒸汽弹77，对高压罐70和两开口汽缸67工作腔中的气体进行补充、加压，则能使高压罐70和两开口汽缸76工作腔中的压力不断提高，由此能使牵引舰载机60的牵引力基本保持不变。

在两开口汽缸76的中间、沿活塞57的运动方向每隔一定距离设置一个行程开关(位置传感器，未图示)，在弹射舰载机60的过程中，控制装置(未图示)可以随时检测到活塞57的运动位置和运动速度，而活塞57的位置与工作腔的容积是一一对应的，所以，根据活塞57的位置可以确定高压罐70、进气管道51以及两开口汽缸76工作腔的总容积，控制装置就可以确定应击发的燃气蒸汽弹77的个数。在弹射舰载机60的过程中，活塞57运动一定的行程，就应再次击发一个燃气蒸汽弹77，迅速地对高压罐70和两开口汽缸67工作腔中的气体进行补充、加压。我们称活塞57单位行程击发的燃气蒸汽弹77的个数为击发密度，理论上讲，击发密度不同，高压罐70和两开口汽缸76工作腔中的平均压力就不同。另外，高压罐70和两开口汽缸76上还安装有压力传感器(未图示)，在弹射舰载机60的过程中，由于开口汽缸76不可避免的会出现一些泄漏、密封不可能十分严密，所以，控制装置可以随时根据压力传感器检测到的压力变化，提高燃气蒸汽弹77的击发密度，使牵引舰载机60的牵引力保持不变。还有，弹射的舰载机60的质量不同，所需要的牵引力就不同，而牵引力不同，就要求高压罐70和两开口汽缸76工作腔中的压力不同，这都需要通过调整击发密度进行调节。也就是说，高压罐70上设置多个炮膛75，每个炮膛75中都装填燃气蒸汽弹77，弹射的舰载机60的质量不同，则最终击发的燃气蒸汽弹77的个数不同。

这种结构的燃气蒸汽弹射器1，包括高压罐70、并排水平设置、后端的工作腔连通的两个开口汽缸67、活塞57、水刹缸56、排气阀59、牵引滑车50、回位装置58、自动装弹机81、润滑系统、电加热装置、压力传感器和位置传感器以及控制装置(未图示)，高压罐70内部分为爆炸室72和膨胀室71，中间由隔板76隔开，在隔板76上设置有通气孔73，膨胀室71通过进气管道51与两开口汽缸67的工作腔连通，在膨胀室71一侧的罐壁上安装有排气阀59，排气阀59的出口安装有排气管道78，该管道78通向航空母舰船舱的外部，而在爆炸室72一侧的罐壁上设置有多个炮膛75，在各炮膛75中装填有燃气蒸汽弹77，且在炮膛75的后端设置炮栓和击发装置(未图示)，在高压罐70的靠近炮栓的位置上设有用于自动装填燃气蒸汽弹77的自动装弹机81。

这种结构的燃气蒸汽弹射器1与现有技术不同之处主要在于没有采用传统的储存高温高压蒸汽的储气罐作为动力源，而是采用能根据需要随时产生高压混合气的燃气蒸汽弹77作为弹射用动力源单元体，将多个这样的弹射用动力源单元体配置在高压罐70上，高压罐70的膨胀室71与两开口汽缸67的工作腔连通。

因此，用这种燃气蒸汽弹射器1弹射舰载机60的方法是：由控制装置检测活塞57的运动位置和运动速度，在弹射舰载机60时，由控制装置进行控制，首先击发一个或多个弹射用动力源单元体，当活塞57运动一定行程后再次击发另外的弹射用动力源单元体，而且随着活塞57运动行程和速度的增加而提高击发密度。这样在弹射舰载机60的过程中能可控地不断提高推动活塞57的气体的压力，保证燃气蒸汽弹射器1在整个弹射过程中输出的牵引舰载机60的牵引力基本保持不变，从而使舰载机60均匀加速。而且根据所弹射舰载机60的质量的不同而调整击发密度，则能弹射质量不同的舰载机60。

因此，以燃气蒸汽弹77为弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器1弹射舰载机60的流程是：①首先，所有炮膛75都装填上燃气蒸汽弹77，并锁紧炮栓，关闭排气阀59；②舰载机60运行到弹射位置，支起导流板55，将从前起落架向前伸出的牵引杆52挂在从牵引滑车50伸出到飞行甲板68上方的挂钩上，将从位持器向前上方伸出的拖拽杆53与前起落架后方的限力螺栓连接；③舰载机60的发动机以平常推力运转，击发若干个燃气蒸汽弹77，使高压罐70和进气管道51及两开口汽缸76工作腔中具有一定的压力，牵引杆52牢靠地挂在牵引滑车50的挂钩上，对舰载机60施加一定的牵引力，但由于限力螺栓没有被拉断，拖拽杆53仍拖拽着舰载机60，舰载机60并不能向前运动；④在确定可以弹射后，指挥舰载机60以加力状态运转，然后同时击发若干燃气蒸汽弹77，使高压罐70和两开口汽缸67的工作腔压力升高，当压力达到一定值时，限力螺栓被拉断，在牵引滑车50的牵引力和舰载机60发动机推力的作用下，舰载机60开始滑行，且在此过程中，高压罐70和开口汽缸67工作腔的压力继续升高至额定压力；⑤在活塞57运动一定行程后，再次击发一个燃气蒸汽弹77，对开口汽缸67工作腔中的气体进行补充、加压，在到达终点前停止击发燃气蒸汽弹77，靠已击发燃气蒸汽弹77的持续喷射和混合气的膨胀使活塞57运行到终点；⑥在燃气蒸汽弹射器1的活塞57运行到终点时，舰载机60弹离飞行甲板68，活塞57的水刹锥进入水刹缸56中，挤压水刹缸56中的淡水，形成阻力，使活塞57的运动速度逐渐减小，直至停止运动；⑦打开排气阀59，高压罐70、两开口汽缸67工作腔的压力降低；⑧回位装置58启动，将活塞57和牵引滑车50拉回到弹射位置，与此同时，自动装弹机81工作，打开炮栓将各炮膛75中的已发射过的燃气蒸汽弹77的弹壳6取出(抛壳)，并将新的燃气蒸汽弹77装入各炮膛75中，同时，放下导流板55，使其上表面与飞行甲板68平齐。

由于使用燃气蒸汽弹77作为弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器1，在弹射舰载机60时，首先击发一个或多个该弹射用动力源单元体，释放高压气体，气体充入到开口汽缸67工作腔中推动活塞57向前运动作功，当活塞57运动一定行程后再次击发另外的弹射用动力源单元体，再次释放高压气体，迅速地对开口汽缸67工作腔中的气体进行补充、加压，而且随着活塞57运动行程和速度的增加而提高击发密度，在弹射舰载机60的过程中能可控地不断提高推动活塞57的气体的压力，所以能保证燃气蒸汽弹射器1在整个弹射过程中输出的牵引舰载机60的牵引力基本保持不变。

由于本发明的燃气蒸汽弹射器1能始终以最大过载牵引舰载机60，所以舰载机60可以携带更多的弹药和燃料，或者能以更高的离舰速度起飞，或者弹射器1可以设计得更短一些。

由于本发明的燃气蒸汽弹射器1使用的高压罐70的重量和体积比现有技术的储气罐的重量和体积要小得多，所以能节省重量和空间，航空母舰可以携带更多的舰载机60。

由于本发明的燃气蒸汽弹射器1不使用航空母舰的主驱动动力源，所以用燃气蒸汽弹射器1弹射舰载机60，航空母舰也不会因为动力不足而降低航速、减少单位时间内弹射舰载机60的架次。

另外，使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器1可以用在任何动力及任何动力传输形式的航空母舰上，还可以不需要配备专用的动力锅炉就用于受空间限制而跑道长度较短的小型野战机场飞机的快速弹射起飞。

另外，使用弹射用动力源单元体的燃气蒸汽弹射器1不消耗航空母舰上宝贵的淡水。

图4是本发明的燃气蒸汽弹射器1的另一种形式的简要结构示意图。凡与上述实施例相同的部位均标注相同的标号。如图4所示，与上述实施例不同的是，本实施例采用设置两个高压罐的结构形式，即设置第一高压罐70和第二高压罐70′，第二高压罐70′的结构形式和功能与第一高压罐70基本相同，且通过进气管道51′与两开口汽缸67工作腔连通，同样在罐壁上设有炮膛、炮栓，在炮栓附近设有自动装弹机(未图示)，因采用两个高压罐70和70′主要是为了便于加工和布置，且自动装弹机81容易设计，可以提高装弹速度，在弹射舰载机60时统一进行控制，所以本实施例具有与上述实施例相同的功能和效果。实际上还可以采用设置多个例如三个或四个高压罐的结构形式。

以上对本发明所提供的弹射用动力源单元体和将弹射用动力源单元体作为动力源的燃气蒸汽弹射器及其弹射方法进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种弹射用动力源单元体，其特征是，包括：弹壳，由具有抛壳用的底缘的筒底部和筒部连接构成；固定架，固定在所述弹壳的内壁上，其上有孔；火药，设置在所述固定架上；点火器，设置在所述筒底部的筒底与所述火药之间；点火器控制装置，设置在所述筒底的外部，用于引爆所述点火器；高压室喷管，固定在所述固定架上，用于协同筒底部建立火药持续燃烧所需的高温高压氛围；分流圆筒，与所述高压室喷管和固定架连接为一体，用于对所述火药燃烧产生的燃气进行导向；压水活塞，设置在所述筒部的内部且底部具有通孔；环形端盖，安装在所述弹壳的顶端；立管，贯穿所述环形端盖中心；水袋，内装有冷却水；隔膜，用于封堵所述立管的喷口，

由所述弹壳的筒底部和所述高压室喷管围成高压室，所述固定架、所述火药和所述点火器设置在所述高压室中；

由所述弹壳的筒部、所述高压室喷管、所述分流圆筒和所述压水活塞围成分流室，使所述压水活塞能顺着所述筒部的轴线自如移动；

由所述弹壳的所述筒部、所述立管、所述环形端盖和所述压水活塞的底部围成冷却水室，所述立管的管壁上设置燃气进口和冷却水喷口，所述燃气进口暴露在所述分流室中，所述水袋设置在所述冷却水室中，且在与所述立管的所述冷却水喷口对应的位置上设有容易破裂的断裂线。

2.根据权利要求1所述的弹射用动力源单元体，其特征是，所述火药为缓燃火药，呈有孔的块状或空心管条状，该孔或空心管条之间的空隙与所述固定架上的孔相对。

3.根据权利要求1所述的弹射用动力源单元体，其特征是：所述隔膜通过螺纹连接或粘接的方式固定在所述立管的喷口上。

4.一种燃气蒸汽弹射器，其特征是，包括：高压罐，内部分为爆炸室和膨胀室，中间由隔板隔开，在所述隔板上设置有通气孔；开口汽缸，其工作腔与所述膨胀室通过进气管道连通；设置在所述开口汽缸内的活塞；排气阀，安装在所述膨胀室一侧的罐壁上，其出口安装有通向航空母舰船舱外部的排气管道；与所述活塞相连的牵引滑车；以及控制装置，

在所述爆炸室一侧的罐壁上设置有炮膛，用于装填权利要求1中所述的弹射用动力源单元体，且在所述炮膛的后端设置炮栓和击发装置。

5.根据权利要求4所述的燃气蒸汽弹射器，其特征是：所述开口汽缸有两个，该两个开口汽缸并排水平设置，且后端的工作腔连通。

6.根据权利要求4所述的燃气蒸汽弹射器，其特征是：所述燃气蒸汽弹射器还具有回位装置和水刹缸，所述回位装置用于将所述活塞和所述牵引滑车拉回到弹射位置，所述水刹缸用于对所述活塞和所述牵引滑车进行制动。

7.根据权利要求4所述的燃气蒸汽弹射器，其特征是：所述燃气蒸汽弹射器还具有压力传感器和位置传感器。

8.根据权利要求4所述的燃气蒸汽弹射器，其特征是：在所述高压罐的靠近所述炮栓的位置上设有用于装填权利要求1中所述动力源单元体的自动装弹机。

9.一种燃气蒸汽弹射器的弹射方法：其特征是，

a.由控制装置检测活塞的运动位置和运动速度，

b.在弹射时，由控制装置进行控制，首先击发一个或多个权利要求1中所述的弹射用动力源单元体，

c.当活塞运动一定行程后再次击发另外的动力源单元体。

10.根据权利要求9所述的燃气蒸汽弹射器的弹射方法，其特征是：随着上述活塞运动行程和速度的增加而提高弹射用动力源单元体的击发密度。

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