CN109595098A - 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 - Google Patents
一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109595098A CN109595098A CN201910086822.9A CN201910086822A CN109595098A CN 109595098 A CN109595098 A CN 109595098A CN 201910086822 A CN201910086822 A CN 201910086822A CN 109595098 A CN109595098 A CN 109595098A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- main
- valve body
- valve
- drive rod
- rocket engine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 239000003380 propellant Substances 0.000 title claims abstract description 65
- 238000002156 mixing Methods 0.000 title claims abstract description 30
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 17
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 9
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 6
- 239000011148 porous material Substances 0.000 claims description 9
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 8
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 abstract description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 19
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 7
- 239000000306 component Substances 0.000 description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 6
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 6
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 239000008358 core component Substances 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000005273 aeration Methods 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000009711 regulatory function Effects 0.000 description 1
- 230000008844 regulatory mechanism Effects 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/56—Control
- F02K9/58—Propellant feed valves
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Multiple-Way Valves (AREA)
Abstract
本发明公开一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，包括阀体、开设于所述阀体一端并与推进剂主路连通的主入口、开设于所述阀体一侧的主出口、可移动地设置于所述阀体内并用于通过位置变化调节所述主入口与所述主出口的流通面积的主阀芯，以及设置于所述阀体内、用于驱动所述主阀芯在所述阀体内移动的开度调节机构。通过开度调节机构对主阀芯的位移驱动，可根据工况需要精确控制阀门开度，从而精确调节推进剂混合比，相比于现有技术，本发明直接在推进剂主路上进行混合比调节，并且无需安装其余相关阀门，调节方法高效、方便，控制系统复杂度低，空间占用较少，生产成本较低。
Description
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机技术领域，特别涉及一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀。
背景技术
随着航空航天技术的发展，各种各样的航空航天设备已得到广泛研究。
航空航天设备的主要动力来源是火箭，而火箭上最重要的部件即为火箭发动机。火箭发动机(rocket engine)由飞行器自带推进剂(能源)，可以在稠密大气层以外空间工作，能源在火箭发动机内转化为工质(工作介质)的动能，形成高速射流排出而产生推力。根据推进剂的物态不同，火箭发动机一般可分为使用液态推进剂的液态火箭发动机、使用固体推进剂的固体火箭发动机或固液推进剂混用的固液混合火箭发动机等。
以液态火箭发动机为例，目前，先进的液体火箭发动机上均配置有推进剂混合比(即燃料-氧化剂混合比)调节系统，以优化推进剂消耗量，提高运载能力。在现有技术中，为实现对混合比的调节，一般通过在推进剂通路上设置调节阀，利用调节阀的开度控制混合比。然而，目前现役的液体火箭发动机，往往在氧化剂旁路或燃气路进行混合比调节，同时需要搭配多个单独的气控阀门进行调节，以分别实现推进剂主路上的阀门开关功能和混合比调节功能。此种阀门布置形式，安装阀门数量较多，管路布局和整机结构比较复杂，对发动机主体上的空间占用较多，不利于火箭发动机的轻量化设计和系统简化，同时增加了控制系统的复杂程度和生产成本。
因此，如何方便、高效地实现对液体火箭发动机的推进剂混合比调节，削减阀门安装数量，降低控制系统复杂度，减少空间占用和生产成本，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，能够方便、高效地实现对液体火箭发动机的推进剂混合比调节，削减阀门安装数量，降低控制系统复杂度，减少空间占用和生产成本。
为解决上述技术问题，本发明提供一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，包括阀体、开设于所述阀体一端并与推进剂主路连通的主入口、开设于所述阀体一侧的主出口、可移动地设置于所述阀体内并用于通过位置变化调节所述主入口与所述主出口的流通面积的主阀芯，以及设置于所述阀体内、用于驱动所述主阀芯在所述阀体内移动的开度调节机构。
优选地，所述主入口开设于所述阀体的长度方向的端部，所述主出口开设于所述阀体的宽度方向侧壁上；所述主阀芯的工作端面面积大于所述主入口的截面面积，且所述主阀芯在所述开度调节机构的驱动下于所述阀体内沿其长度方向移动。
优选地，所述开度调节机构包括用于通过轴向移动控制所述主阀芯的位移的驱动杆、设置于所述阀体内并用于安装所述驱动杆的导向套，以及用于驱动所述驱动杆进行轴向移动的驱动组件。
优选地，所述阀体包括互相扣合的主体部和阀盖，所述导向套包括沿所述阀体的长度方向分布的柱状部和环向设置于所述柱状部外壁上的盘状部，且所述盘状部的外缘夹持于所述主体部与所述阀盖的扣合面之间；所述驱动杆可滑动地设置于所述柱状部的轴向内腔中。
优选地，所述驱动组件包括开设于所述盘状部一侧的第一控制气口，所述驱动杆的端头与所述主阀芯的内侧端面抵接，所述驱动杆的端头内侧端面与所述盘状部的端面之间通过具有弹性的第一波纹管形成密闭空间，且所述第一控制气口与所述第一波纹管的内腔连通，以推动所述驱动杆的端头使其外侧端面压紧所述主阀芯的内侧端面。
优选地，所述主阀芯的内侧端面上开设有凹槽，且所述驱动杆的端头卡接在所述凹槽内；所述主阀芯的工作端面与所述凹槽之间通过连通孔导通，所述凹槽的侧壁上开设有若干个与所述主出口连通的侧通孔；所述驱动杆的端头厚度小于所述凹槽的深度，且所述驱动杆的端头外端面积大于所述连通孔的截面面积。
优选地，所述主阀芯的内端面与所述盘状部的外壁之间抵接有弹簧，且所述弹簧的弹性伸缩方向平行于所述驱动杆的轴向。
优选地，所述驱动组件还包括开设于所述阀盖端部的第二控制气口和可移动地设置于所述阀盖内的外底座，所述阀盖内壁上设置有用于限制所述外底座的最大位移的限位部；所述外底座的内侧端面与所述盘状部的端面之间通过具有弹性的第二波纹管形成密闭空间，且所述第二控制气口与所述第二波纹管和所述阀盖内壁之间的空腔连通，以压缩所述第二波纹管使其带动所述外底座推动所述驱动杆。
优选地，所述驱动组件还包括开设于所述盘状部另一侧的第三控制气口和可移动地设置于所述外底座的内侧端面上的内底座，所述内底座的内侧端面与所述盘状部的端面之间通过具有弹性的第三波纹管形成密闭空间，且所述第三控制气口与所述第二波纹管和所述第三波纹管之间的空腔连通，以压缩所述第三波纹管使其带动所述内底座推动所述驱动杆。
本发明所提供的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，主要包括阀体、主阀芯和开度调节机构。其中，阀体为主体结构，主要用于与推进剂主路对接，同时安装承载其余零部件。在阀体的一端开设有主入口，在阀体的一侧开设有主出口，其中，该主入口与推进剂主路连通，可直接引入推进剂，在阀体内改变开度后再从主出口流出。主阀芯和开度调节机构均设置在阀体内，为核心部件，其中，主阀芯可在阀体内进行移动，其工作端面用于与主入口抵接，可将其关闭或打开，当主阀芯在阀体内的位置变化时，其工作端面与主入口的间距同步变化，该间距变化即为阀体的开度变化，改变的是主入口与主出口的流通面积(或流量)。而开度调节机构设置在阀体内，主要用于根据工况需要驱动主阀芯在阀体内进行对应位移的运动，以精确控制主入口与主阀芯工作端面的间距，进而控制阀体的开度，控制推进剂混合比。综上所述，本发明所提供的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，通过开度调节机构对主阀芯的位移驱动，可根据工况需要精确控制阀门开度，从而精确调节推进剂混合比，相比于现有技术，本发明直接在推进剂主路上进行混合比调节，并且无需安装其余相关阀门，调节方法高效、方便，控制系统复杂度低，空间占用较少，生产成本较低。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1为本发明所提供的一种具体实施方式的整体结构示意图。
图2为阀门处于零开度的状态示意图。
图3为阀门处于满开度的状态示意图。
图4为阀门处于高开度的状态示意图。
图5为阀门处于低开度的状态示意图。
其中，图1—图5中：
阀体—1，主体部—101，阀盖—102，限位部—121，主入口—2，主出口—3，主阀芯—4，凹槽—401，连通孔—402，侧通孔—403，驱动杆—5，导向套—6，柱状部—601，盘状部—602，第一控制气口—7，第一波纹管—8，弹簧—9，第二控制气口—10，外底座—11，第二波纹管—12，第三控制气口—13，内底座—14，第三波纹管—15。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参考图1、图2、图3、图4和图5，图1为本发明所提供的一种具体实施方式的整体结构示意图，图2为阀门处于零开度的状态示意图，图3为阀门处于满开度的状态示意图，图4为阀门处于高开度的状态示意图，图5为阀门处于低开度的状态示意图。
在本发明所提供的一种具体实施方式中，液体火箭发动机的推进剂混合比多开度调节阀主要包括阀体1、主阀芯4和开度调节机构。
其中，阀体1为主体结构，主要用于与推进剂主路对接，同时安装承载其余零部件。在阀体1的一端开设有主入口2，在阀体1的一侧开设有主出口3，其中，该主入口2与推进剂主路连通，可直接引入推进剂，在阀体1内改变开度后再从主出口3流出。
主阀芯4和开度调节机构均设置在阀体1内，为核心部件，其中，主阀芯4可在阀体1内进行移动，其工作端面用于与主入口2抵接，可将其关闭或打开，当主阀芯4在阀体1内的位置变化时，其工作端面与主入口2的间距同步变化，该间距变化即为阀体1的开度变化，改变的是主入口2与主出口3的流通面积(或流量)。
开度调节机构设置在阀体1内，主要用于根据工况需要驱动主阀芯4在阀体1内进行对应位移的运动，以精确控制主入口2与主阀芯4工作端面的间距，进而控制阀体1的开度，控制推进剂混合比。
综上所述，本实施例所提供的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，通过开度调节机构对主阀芯4的位移驱动，可根据工况需要精确控制阀门开度，从而精确调节推进剂混合比，相比于现有技术，本发明直接在推进剂主路上进行混合比调节，并且无需安装其余相关阀门，调节方法高效、方便，控制系统复杂度低，空间占用较少，生产成本较低。
在关于阀体1的一种优选实施方式中，该阀体1具体为分体式结构，包括主体部101和阀盖102，该两者互相扣合并连接成一体，在两者的连接端面处可通过法兰盘等连接件实现紧固连接。主入口2可具体设置在阀体1的长度方向上的端部上，而主出口3可设置在阀体1的宽度方向的侧壁上。而主阀芯4及开度调节机构均设置于主体部101和阀盖102组合形成的内部空腔中。
其中，开度调节机构包括驱动杆5、导向套6和驱动组件，而驱动组件又包括第一控制气口7、第一波纹管8、弹簧9、第二控制气口10、外底座11、第二波纹管12、第三控制气口13、内底座14和第三波纹管15。
在关于导向套6的一种优选实施方式中，该导向套6主要包括柱状部601和盘状部602。其中，柱状部601设置在阀体1内，并且沿着阀体1的长度方向平行设置，而盘状部602横向设置在柱状部601的中间位置处。同时，该盘状部602的半径较长，一直延伸至阀体1的内壁处，并且夹持在阀体1的主体部101与阀盖102的扣合面之间，再通过螺栓等紧固件即可实现导向套6的固定。此处为加强对导向套6的安装固定效果，在主体部101和阀盖102的扣合面上可开设槽型结构，再在槽型结构里填充垫片，在夹紧导向套6的盘状部602时，使得盘状部602表面设置的凸起结构压紧在槽型结构的垫片上。此时，由于导向套6的盘状部602的存在，将阀体1的内部空间分割为两部分，即图示左侧的主体部101内的液腔空间和图示右侧的阀盖102内的气腔空间。显然，液腔空间主要用于供推进剂的流动，而气腔空间主要用于供各个控制气口的控制气流的流动。
导向套6的柱状部601实为管状结构，其内部轴向中空，其中安装有驱动杆5，该驱动杆5可在驱动组件的驱动下沿柱状部601的轴向进行往复移动，同时该驱动杆5的首尾两端也贯穿了阀体1的液腔空间和气腔空间。
主阀芯4、弹簧9和第一波纹管8均设置于液腔空间内。其中，主阀芯4整体呈“凹”字型，具有工作端面(图示左端面)和内侧端面(图示右端面)。主阀芯4的工作端面主要用于与主入口2相抵接，工作端面的表面积大于主入口2的截面面积，可完全将其关闭；工作端面与主入口2之间留有一定间距后，主入口2中的推进剂即可顺利从主出口3中流出，该间距即为阀门开度的直接体现。同时，在主阀芯4的内侧端面上开设有凹槽401，并且与驱动杆5形成卡接，具体的，驱动杆5的端头可呈“T”字型，嵌设在主阀芯4的凹槽401中，当驱动杆5的端部卡接进主阀芯4的凹槽401后，驱动杆5的T型端头旋转90°即无法从凹槽401中脱出。
不仅如此，考虑到液体火箭发动机在初始起动状态时，需要一定的初始流量，为此，即使在主阀芯4将主入口2完全关闭的情况下，也需要从其余通路保持一定量的开度。为此，本实施例在主阀芯4的工作端面上开设了连通孔402，同时在凹槽401的侧壁上开设了若干个侧通孔403，同时保证驱动杆5的端头厚度小于凹槽401的深度，且驱动杆5的端头外端面大于连通孔402的截面面积。如此设置，即使主阀芯4的工作端面压紧主入口2将其完全关闭的情况下，一定量的推进剂也能通过连通孔402和侧通孔403的路径流出主出口3，保证了液体火箭发动机起动时所需的初始流量。
弹簧9设置在主阀芯4的内侧端面与导向套6的盘状部602端面之间，与两者紧密抵接，为主阀芯4沿图示左向移动压紧阀体1端面提供密封力。为方便弹簧9的抵接，还可在主阀芯4的内侧端面外缘部分套上弹簧垫，同时利用该弹簧垫可沿着主体部101的内壁顺利滑动。第一波纹管8套设在驱动杆5端头所在部位上，并且两端分别与驱动杆5的端部内侧端面和盘状部602的端面相连，该第一波纹管8(包括后续的第二波纹管12和第三波纹管15)是一种基于具有弹性和动密封功能的管件，密封性能绝佳，可使驱动杆5的端头内侧端面与盘状部602的(图示左)端面之间形成密封空间，从而与其外部的液腔空间中的推进剂隔绝。
接上述，驱动组件中的外底座11、内底座14、第二波纹管12和第三波纹管15均设置在阀盖102的气腔空间内，而第一控制气口7开设在盘状部602的一侧，第二控制气口10开设在阀盖102的长度方向上的端部，与主入口2相对，第三控制气口13则开设在盘状部602的另一侧。
具体的，外底座11设置在阀盖102的端部底面上，并且可沿着轴向移动，当其移动到预定距离后可与驱动杆5的尾端相抵，并推动其轴向移动。而为防止外底座11对驱动杆5的驱动距离过大，在阀盖102的内壁上设置有呈环形的限位部121。第二波纹管12的设置方式与第一波纹管8类似，其连接在外底座11的内端面与盘状部602的端面之间，同样具有弹性，并且同样使外底座11的内端面与盘状部602的端面之间形成了密闭空间，并与外部的气腔空间隔绝开。
同理，内底座14设置在外底座11的内端面上开设的槽型结构中，可随着外底座11的轴向移动而同步轴向移动，并且可在移动到预定距离后与驱动杆5的尾端抵接并推动其轴向移动——事实上，外底座11对驱动杆5的推动操作正是依靠对内底座14的同步推动操作而间接实现的。同时，第三波纹管15连接在内底座14的内端面与盘状部602的端面之间，同样具有弹性，且使内底座14的内端面与盘状部602的端面之间形成了密闭空间，并与外部的另一个由第二波纹管12形成的密封空间以及最外层的气腔空间隔绝开。
对于各个控制气口，第一控制气口7、第二控制气口10与第三控制气口13均与高压气体导通，可产生气压推动力。其中，第一控制气口7开设在盘状部602的一侧上，第二控制气口10开设在阀盖102的端部上，而第三控制气口13开设在盘状部602的另一侧上。并且，第一控制气口7沿着盘状部602的内腔和柱状部601的内腔与开孔，最终与第一波纹管8的内腔连通，并将驱动力作用在驱动杆5的端头内侧端面上，以推动驱动杆5沿其轴向朝图示左侧运动，进而使驱动杆5推动主阀芯4压紧在主入口2上。
第二控制气口10沿着阀盖102的端部内腔和外底座11上开设的开孔最终到达阀盖102的气腔空间，当然由于第二波纹管12的存在，该部分气体只能充满阀盖102内壁与第二波纹管12的外壁之间的气腔空间，并且将驱动力作用于第二波纹管12的两端面上，使得第二波纹管12产生轴向收缩，进而拉动外底座11沿轴向朝图示左侧运动。
第三控制气口13的作用原理与第二控制气口10类似，高压气体可沿着盘状部602另一侧的内腔可直接到达第二波纹管12的内腔，同时也是第三波纹管15与第二波纹管12之间的密闭空间中，从而，高压气体将驱动力作用于第三波纹管15的两端面上，使得第三波纹管15产生轴向收缩，进而拉动内底座14沿轴向朝图示左侧运动。
下面结合混合比多开度调节阀的不同开度状态对开度调节原理进行说明，同时参考附图2、3、4、5，分别为阀门开度为零开度(区别于附图1的零开度)、满开度(最大开度)、高开度(额定开度)和低开度的状态示意图。
液体火箭发动机起动前，阀门需要处于完全关闭状态，此时第一控制气口7通入控制气，气体进入第一波纹管8的内腔，气压力推动驱动杆5左移，使驱动杆5压紧在主阀芯4上保持密封，由于驱动杆5的端头表面积大于连通孔402的截面积，因此此时主入口2中的推进剂被完全关闭，为零开度状态。
液体火箭发动机起动时，第一控制气口7撤掉控制气，阀门恢复至图1所示的装配状态，推进剂由主入口2通过主阀芯4上的流通孔轴向流入，然后经各个侧通孔403流出后流向主出口3。紧接着，随着液体火箭发动机的压力升高，阀门入口压力逐渐升高，推进剂作用在第一波纹管8两端面上的力，使第一波纹管8被压缩，进而带动驱动杆5和主阀芯4同步右移，直到驱动杆5与内底座14接触限位，使装配状态的开度L2变为0，阀门达到最大开度，液体火箭发动机处于高工况。
当第二控制气口10通控制气时，气体通过阀盖102和外底座11后达到气腔空间，气压力使第二波纹管12压缩，带动外底座11左移，外底座11推动内底座14及驱动杆5、主阀芯4同步左移，直到外底座11与阀盖102上的限位部121接触限位，此时阀门的开度减小L3，并使L3＝0，阀门达到额定开度，液体火箭发动机处于额定工况。
当第二控制气口10撤掉控制气，且对第三控制气口13通气时，气体通过盘状部602进入第三波纹管15与第二波纹管12之间的密闭空间中，第三波纹管15在气压力作用下进一步压缩，带动内底座14左移，从而推动驱动杆5和主阀芯4同步左移，阀门开度进一步减小，直到内底座14与柱状部601的端面接触限位，装配状态的L4变为L4＝0，此时阀门达到低开度，液体火箭发动机处于低工况。同时，气体推动第二波纹管12和外底座11右移，L3恢复到初始装配状态。
综上所述，通过对第一控制气口7、第二控制气口10及第三控制气口13的通气状态控制，可分别推动驱动杆5进行不同程度的轴向位移，同时实现主阀芯4的工作端面与主入口2的间距变化，达到不同程度的阀门开度，而液体火箭发动机也可以相应地在额定工况、高工况、低工况、关机状态之间转换。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
Claims (9)
1.一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，包括阀体(1)、开设于所述阀体(1)一端并与推进剂主路连通的主入口(2)、开设于所述阀体(1)一侧的主出口(3)、可移动地设置于所述阀体(1)内并用于通过位置变化调节所述主入口(2)与所述主出口(3)的流通面积的主阀芯(4)，以及设置于所述阀体(1)内、用于驱动所述主阀芯(4)在所述阀体(1)内移动的开度调节机构。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所述主入口(2)开设于所述阀体(1)的长度方向的端部，所述主出口(3)开设于所述阀体(1)的宽度方向侧壁上；所述主阀芯(4)的工作端面面积大于所述主入口(2)的截面面积，且所述主阀芯(4)在所述开度调节机构的驱动下于所述阀体(1)内沿其长度方向移动。
3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所述开度调节机构包括用于通过轴向移动控制所述主阀芯(4)的位移的驱动杆(5)、设置于所述阀体(1)内并用于安装所述驱动杆(5)的导向套(6)，以及用于驱动所述驱动杆(5)进行轴向移动的驱动组件。
4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所述阀体(1)包括互相扣合的主体部(101)和阀盖(102)，所述导向套(6)包括沿所述阀体(1)的长度方向分布的柱状部(601)和环向设置于所述柱状部(601)外壁上的盘状部(602)，且所述盘状部(602)的外缘夹持于所述主体部(101)与所述阀盖(102)的扣合面之间；所述驱动杆(5)可滑动地设置于所述柱状部(601)的轴向内腔中。
5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所述驱动组件包括开设于所述盘状部(602)一侧的第一控制气口(7)，所述驱动杆(5)的端头与所述主阀芯(4)的内侧端面抵接，所述驱动杆(5)的端头内侧端面与所述盘状部(602)的端面之间通过具有弹性的第一波纹管(8)形成密闭空间，且所述第一控制气口(7)与所述第一波纹管(8)的内腔连通，以推动所述驱动杆(5)的端头使其外侧端面压紧所述主阀芯(4)的内侧端面。
6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所述主阀芯(4)的内侧端面上开设有凹槽(401)，且所述驱动杆(5)的端头卡接在所述凹槽(401)内；所述主阀芯(4)的工作端面与所述凹槽(401)之间通过连通孔(402)导通，所述凹槽(401)的侧壁上开设有若干个与所述主出口(3)连通的侧通孔(403)；所述驱动杆(5)的端头厚度小于所述凹槽(401)的深度，且所述驱动杆(5)的端头外端面积大于所述连通孔(402)的截面面积。
7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所述主阀芯(4)的内端面与所述盘状部(602)的外壁之间抵接有弹簧(9)，且所述弹簧(9)的弹性伸缩方向平行于所述驱动杆(5)的轴向。
8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所述驱动组件还包括开设于所述阀盖(102)端部的第二控制气口(10)和可移动地设置于所述阀盖(102)内的外底座(11)，所述阀盖(102)内壁上设置有用于限制所述外底座(11)的最大位移的限位部(121)；所述外底座(11)的内侧端面与所述盘状部(602)的端面之间通过具有弹性的第二波纹管(12)形成密闭空间，且所述第二控制气口(10)与所述第二波纹管(12)和所述阀盖(102)内壁之间的空腔连通，以压缩所述第二波纹管(12)使其带动所述外底座(11)推动所述驱动杆(5)。
9.根据权利要求8所述的液体火箭发动机的混合比多开度调节阀，其特征在于，所所述驱动组件还包括开设于所述盘状部(602)另一侧的第三控制气口(13)和可移动地设置于所述外底座(11)的内侧端面上的内底座(14)，所述内底座(14)的内侧端面与所述盘状部(602)的端面之间通过具有弹性的第三波纹管(15)形成密闭空间，且所述第三控制气口(13)与所述第二波纹管(12)和所述第三波纹管(15)之间的空腔连通，以压缩所述第三波纹管(15)使其带动所述内底座(14)推动所述驱动杆(5)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910086822.9A CN109595098B (zh) | 2019-01-29 | 2019-01-29 | 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910086822.9A CN109595098B (zh) | 2019-01-29 | 2019-01-29 | 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109595098A true CN109595098A (zh) | 2019-04-09 |
| CN109595098B CN109595098B (zh) | 2024-02-27 |
Family
ID=65966817
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910086822.9A Active CN109595098B (zh) | 2019-01-29 | 2019-01-29 | 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109595098B (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110109374A (zh) * | 2019-05-13 | 2019-08-09 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | 液体火箭发动机推力调节系统的半实物仿真方法及装置 |
| CN111636979A (zh) * | 2020-06-08 | 2020-09-08 | 安徽九州云箭航天技术有限公司 | 泵压变推力液体火箭发动机液氧主路用开关及流量调节阀 |
| CN112483279A (zh) * | 2020-11-30 | 2021-03-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种火箭发动机阀门 |
| CN115596572A (zh) * | 2022-10-28 | 2023-01-13 | 北京星河动力装备科技有限公司（Cn） | 液体火箭、液体火箭发动机推进剂混合比调节系统及方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1395503A (fr) * | 1959-06-24 | 1965-04-16 | United Aircraft Corp | Dispositif propre à régler la poussée ou la pression intérieure de la chambre de combustion dans une fusée à carburant liquide |
| US3443475A (en) * | 1965-12-30 | 1969-05-13 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Missiles,including at least one gas generator making use of at least one liquid propellant component placed under the action of a driving gas and in plants for launching such missiles |
| JP2004044395A (ja) * | 2002-07-08 | 2004-02-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | アクティブコントロールミキサおよびそれを備えた液体ロケットエンジン |
| CN101915183A (zh) * | 2010-07-01 | 2010-12-15 | 北京航空航天大学 | 双工况阶跃式流量控制阀及控制结构设计方法 |
| KR101829321B1 (ko) * | 2016-10-05 | 2018-02-19 | 한국항공우주연구원 | 2단 개방형 포핏밸브 및 그 제어방법 |
| CN209569090U (zh) * | 2019-01-29 | 2019-11-01 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 |
-
2019
- 2019-01-29 CN CN201910086822.9A patent/CN109595098B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1395503A (fr) * | 1959-06-24 | 1965-04-16 | United Aircraft Corp | Dispositif propre à régler la poussée ou la pression intérieure de la chambre de combustion dans une fusée à carburant liquide |
| US3443475A (en) * | 1965-12-30 | 1969-05-13 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Missiles,including at least one gas generator making use of at least one liquid propellant component placed under the action of a driving gas and in plants for launching such missiles |
| JP2004044395A (ja) * | 2002-07-08 | 2004-02-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | アクティブコントロールミキサおよびそれを備えた液体ロケットエンジン |
| CN101915183A (zh) * | 2010-07-01 | 2010-12-15 | 北京航空航天大学 | 双工况阶跃式流量控制阀及控制结构设计方法 |
| KR101829321B1 (ko) * | 2016-10-05 | 2018-02-19 | 한국항공우주연구원 | 2단 개방형 포핏밸브 및 그 제어방법 |
| CN209569090U (zh) * | 2019-01-29 | 2019-11-01 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110109374A (zh) * | 2019-05-13 | 2019-08-09 | 九州云箭(北京)空间科技有限公司 | 液体火箭发动机推力调节系统的半实物仿真方法及装置 |
| CN111636979A (zh) * | 2020-06-08 | 2020-09-08 | 安徽九州云箭航天技术有限公司 | 泵压变推力液体火箭发动机液氧主路用开关及流量调节阀 |
| CN111636979B (zh) * | 2020-06-08 | 2021-05-25 | 安徽九州云箭航天技术有限公司 | 泵压变推力液体火箭发动机液氧主路用开关及流量调节阀 |
| CN112483279A (zh) * | 2020-11-30 | 2021-03-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种火箭发动机阀门 |
| CN115596572A (zh) * | 2022-10-28 | 2023-01-13 | 北京星河动力装备科技有限公司（Cn） | 液体火箭、液体火箭发动机推进剂混合比调节系统及方法 |
| CN115596572B (zh) * | 2022-10-28 | 2023-11-14 | 北京星河动力装备科技有限公司 | 液体火箭、液体火箭发动机推进剂混合比调节系统及方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109595098B (zh) | 2024-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109595098A (zh) | 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 | |
| US6877306B2 (en) | Nozzle assembly with flow divider and ecology valve | |
| EP1718857B1 (en) | Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines | |
| US8128056B2 (en) | Flow control valve | |
| JPH0536630B2 (zh) | ||
| EP0567277A1 (en) | Bypass injector valve for variable cycle aircraft engines | |
| CN110475962B (zh) | 限流推力反向器致动 | |
| CN115030836A (zh) | 具有模态调节和掺混强化功能的波瓣式后涵道引射器 | |
| CN209569090U (zh) | 一种液体火箭发动机的混合比多开度调节阀 | |
| EP3851682A1 (en) | Centrifugal compressor and diffuser device | |
| US4052845A (en) | Variable ratio bypass gas turbine engine with flow diverter valve | |
| EP3088720B1 (en) | Nozzle for jet engines | |
| US3834160A (en) | Light-off transient control for an augmented gas turbine engine | |
| US5740988A (en) | Axisymmetric vectoring nozzle actuating system having multiple power control circuits | |
| CN113982778B (zh) | 一种用于变循环航空发动机的二维可调后涵道引射器 | |
| CN117846813B (zh) | 一种变推力的针栓喷注器及火箭发动机 | |
| US6896100B2 (en) | Noise reducing apparatus and exhaust nozzle for jet engine | |
| CA2892057A1 (en) | Integrated actuator, gas turbine engine and corresponding operating method | |
| CN115559827B (zh) | 一种双模喷管 | |
| CN117267016A (zh) | 截止阀和液体火箭发动机 | |
| US12031500B2 (en) | Drive system for translating structure | |
| EP0622294A1 (en) | Variable area convergent-divergent nozzle | |
| JP2001342897A (ja) | ターボファンエンジンの可変バイパスノズル装置 | |
| CN117685098B (zh) | 一种变循环发动机外涵道无级调节装置 | |
| CN114251179B (zh) | 一种冲压发动机可调喷油支板结构及控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |