CN112228249A - 一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒、第一密封件、第二密封件、推力组件、壳体和阀芯；作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；第一密封件和第二密封件套接在推力组件的表面，第一密封件和第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内侧相互抵接，推力组件一端通过第一密封件设置在作动筒内，另一端用于推动位于壳体内的所述阀芯运动，第二密封件位于壳体的内侧，第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，所述第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏。与现有技术相比，改善密封效果，减少液体介质的损失，节约成本。

Description

一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机

技术领域

本发明涉及姿控动力系统阀门技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机。

背景技术

随着航天产业的快速发展，火箭领域所涉及的各项技术也实现了突飞猛进。阀门是实现液体火箭发动机启动和关机的重要部件。低温液体火箭发动机的介质为超低温推进剂，介质温区通常在20K～120K左右，压力在10MPa以上。阀门操作气通常为压力20MPa左右的高压气。

目前国内现役低温液体火箭发动机使用的液体推进剂除了液氢和液氧等之外，国内一些在研的液体火箭型号还采用了液态甲烷作为推进剂。阀门通常通过其内部活门运动实现阀门的开关，在运动过程中，活门可以与阀门内壁直接接触。为了密封严谨，在活门与阀门内壁之间通常需要加设动密封元件，例如，动密封元件可以通过使用金属波纹管或贵金属镀层密封圈实现。阀门通过使用高压氦气动作，阀门在动作到位之后需要通控制气保持状态。然而，大尺寸金属波纹管成型困难，生产周期长，空间结构大，采购成本高，寿命低，可靠性差等。

亟需提供一种适用于低温环境、且具有状态保持功能的阀门结构。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机。这种阀门结构可以改善密封效果，减少液体介质的损失，从而提高姿轨控发动机工作可靠性及效率。

本发明的一个方面提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒、第一密封件、第二密封件、推力组件、壳体和阀芯；其中，所述作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述第一密封件和所述第二密封件套接在所述推力组件的表面，所述第一密封件和所述第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内侧相互抵接，所述推力组件一端通过所述第一密封件设置在所述作动筒内，另一端用于推动位于所述壳体内的所述阀芯运动，所述第二密封件位于所述壳体的内侧，且靠近所述作动筒的一端；所述壳体为两端相通且内部设有流道的结构，且所述流道与所述阀芯端部配合以关闭介质入口的部分的内壁上沿周向方向设有环形过渡斜面，所述阀芯的所述端部设有与所述环形过渡斜面配合的凸部，所述第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，所述第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏；

开气流通过所述第一通道远离所述壳体侧进入，以推动所述推力组件推动所述阀芯向远离所述作动筒方向移动，以使所述介质入口和第一介质出口导通；

关气流通过所述第二通道作用于所述第一密封件和所述第二密封件之间，以推动所述推力组件及所述阀芯向靠近所述作动筒方向运动，以通过所述阀芯抵接所述壳体靠近所述阀芯端使所述壳体上的所述介质入口和第二介质出口导通。

在同一个实施例中，所述第一通道包含第一通气道、第二通气道和第三通气道，所述第一通气道和所述第二通气道过渡部位形成用于限定所述第一密封件向所述第一通气道一侧移动的第一台阶；所述第二通气道和所述第三通气道过渡部位形成用于限定所述第一密封件向所述第三通气道一侧移动的第二台阶。

在同一个实施例中，所述壳体与所述作动筒对接端面相互紧贴，且两者采用固定连接。

在同一个实施例中，所述壳体内部和一端分别设有弹簧和盖板，所述盖板位于所述壳体远离所述作动筒的一端，所述盖板与所述壳体通过螺栓连接，所述盖板设有固定所述弹簧的固定槽，在所述固定槽的底部设有与所述流道连接的出气孔，所述弹簧两端分别与所述阀芯和所述固定槽连接，所述弹簧用于推动所述阀芯向远离所述盖板一侧移动。

在同一个实施例中，所述壳体包含一体成型且外形为圆柱形的第一外壳体，第二外壳体和第三外壳体，所述第二外壳体两端分别与所述第一外壳体和所述第三外壳体连接，所述第一外壳体另一端与所述第三通气道配合，使得沿所述第一外壳体的周向外表面与所述第三通气道内壁紧贴，且采用固定连接。

在同一个实施例中，所述第三外壳体内部设有用于限制所述第二密封件向所述第三外壳体移动的限位凸台，所述介质入口、所述第一介质出口和所述第二介质出口位于所述第三外壳体上，且所述介质入口和所述第一介质出口开口方向平行，且所述介质入口与所述第二介质出口方向相互垂直，且所述介质入口和所述第一介质出口的轴线不在同一直线上。

在同一个实施例中，所述阀芯一端设有用于配合所述推力组件的凹部，所述弹簧位于所述阀芯的远离所述凹部一端，所述凹部由顶部到底部内径逐渐变小。

在同一个实施例中，所述第一密封件和所述第二密封件一侧分别沿所述推力组件周向方向与所述推力组件相互紧贴，所述第一密封件包含两个第一密封体，且所述第一密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第一密封体头部彼此靠近，且靠近所述作动筒端的尾部彼此远离的结构；所述第二密封件包含两个第二密封体，所述第二密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第二密封体头部彼此靠近，且靠近所述壳体内壁端的尾部彼此远离的结构，所述第一密封体和所述第二密封体与所述作动筒内壁和所述壳体内壁抵接端均为圆弧形状。

在同一个实施例中，所述第一密封件包含两个U型第一密封体，且所述第一密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第一密封体底部彼此靠近，且靠近所述作动筒内壁侧的U型第一密封体的两端设有半圆弧，所述半圆弧的弧顶端与所述作动筒的内壁抵接；所述第二密封件包含两个U型第二密封体，所述第二密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第二密封体底部彼此靠近，且靠近所述壳体内壁侧的U型第二密封体的两端设有半圆弧，所述半圆弧的弧顶端与所述壳体的内壁抵接。

本发明的另一个方面提供了一种火箭发动机，包括如上所述液体火箭发动机的阀门结构。

本发明实施例提供的液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机，通过所述第一密封件和所述第二密封件套接在所述推力组件的表面，所述第一密封件和所述第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内壁相互抵接。第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气沿作动筒内壁与第一密封件间隙和第二密封件与壳体内壁间隙泄漏。整个结构设计合理，提高密封性，减少液体介质的损失，便于加工，可以节约成本，从而进一步改善火箭发动机的性能，提高其工作可靠性及效率。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。

图1为本发明实施例中阀门的结构示意图；

图2为本发明实施例中作动筒的结构示意图；

图3为本发明实施例中壳体的结构示意图；

图4为本发明实施例中阀芯的结构示意图；

图5为本发明实施例中盖板的结构示意图；

图6为本发明实施例中第一密封件、第二密封件和推力组件的结构示意图；

图7为本发明实施例中圆弧形状的结构示意图；

图8为本发明实施例中第一密封件的结构示意图；

图9为本发明实施例中第一密封圈的结构示意图；

图10为本发明实施例中下沉面与凸起条的结构示意图；

图11为本发明第二种实施例中第一密封体的结构简图。

附图标记说明：

1作动筒 2第一密封件

3第二密封件 4推力组件

5壳体 6阀芯

7第一通道 8第二通道

9环形过渡斜面 10凸部

11开气流 12第一介质出口

13关气流 14第二介质出口

15第一通气道 16第二通气道

17第三通气道 18第一台阶

19第二台阶 20弹簧

21盖板 22固定槽

23出气孔 24第一外壳体

25第二外壳体 26凹部

27头部 28尾部

29圆弧形状 30介质入口

31限位凸台 32凸部

33环形凹槽 34第一密封圈

35下凹部 36第一凸起部

37第一凹部 38开槽

39第三外壳体 40下沉面

41凸起条 42半圆弧

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

本发明的一个方面提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，如图1、图2、图3、图4和图6所示，包含作动筒1、第一密封件2、第二密封件3、推力组件4、壳体5和阀芯6。其中，作动筒1内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道7和与第一通道7延伸方向不同的第二通道8。第一密封件2和第二密封件3套接在推力组件4的表面，第一密封件2和第二密封件3的外侧表面分别与作动筒1的内壁和壳体5的内侧相互抵接，推力组件4一端通过第一密封件2设置在作动筒1内，另一端用于推动位于壳体5内的阀芯6运动，第二密封件3位于壳体5的内侧，且靠近作动筒1的一端。壳体5为两端相通且内部设有流道的结构，且流道与阀芯6端部配合以关闭介质入口的部分的内壁上沿周向方向设有环形过渡斜面9，阀芯6的端部设有与环形过渡斜面9配合的凸部32。第一密封件2用以实现对作动筒1的内壁的密封，第二密封件3用以实现对壳体5靠近作动筒1端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏。

开气流11通过第一通道7远离壳体5侧进入，以推动推力组件4推动阀芯6向远离作动筒1方向移动，以使介质入口30和第一介质出口12导通。

关气流13通过第二通道8作用于第一密封件2和第二密封件3之间，以推动推力组件4及阀芯6向靠近作动筒1方向运动，以通过阀芯6抵接壳体5靠近阀芯6端使壳体5上的介质入口30和第二介质出口14导通。

具体的，本发明实施例提供的液体火箭发动机的阀门结构及火箭发动机，通过第一密封件2和第二密封件3套接在推力组件4的表面，第一密封件2和第二密封件3的外侧表面分别与作动筒1的内壁和壳体5内壁相互抵接。第一密封件2用以实现对作动筒1内壁的密封，第二密封件3用以实现对壳体5靠近作动筒1端的内壁密封，以防止开关控制气沿作动筒1内壁与第一密封件2间隙和第二密封件3与壳体5内壁间隙泄漏。本申请的阀门结构，通过设置第一、第二密封件，及与推力组件4及壳体5内壁的配合，并通过设置开关气流通道，可以可靠地实现通过开关气流对阀门进行控制。整个结构设计合理，提高密封性，减少液体介质的损失，便于加工，可以节约成本，从而进一步改善火箭发动机的性能，提高其工作可靠性及效率。

需要说明的是，如图1和图2所示，本实施例中第一通道7包含第一通气道15、第二通气道16和第三通气道17，在第一密封件2移动时，为了限定第一密封件2在第一通道7的移动位置，以防第一密封件2从第一通道7滑出，例如，第一通气道15和第二通气道16过渡部位形成用于限定第一密封件2向第一通气道15一侧移动的第一台阶18。例如，第二通气道16和第三通气道17过渡部位形成用于限定第一密封件2向第三通气道17一侧移动的第二台阶19。另外，为了保证气流流动畅通，例如，可以将第一通气道15、第二通气道16和第三通气道17的轴线设计在同一条直线上。

如图1、图2、图3和图9所示，为了保证壳体5与作动筒1连接紧密，减少气体从壳体5与作动筒1之间的间隙处流出，例如，壳体5与作动筒1对接端面相互紧贴，且两者采用固定连接。例如，固定连接可以包含焊接，通过螺栓连接方式。在实际应用中，为了保证壳体5与作动筒1连接更加紧密，可以在作动筒1与壳体5对接的一侧端面上至少开设一道环形凹槽33，且在环形凹槽33上设置第一密封圈34，且第一密封圈34部分位于环形凹槽33内，另一部分与壳体5紧贴。值得一提的是，可以根据实际需要增加环形凹槽33的数量，用以提高壳体5与作动筒1之间的密封，减少气流的泄露。

在本实施例中，在壳体5内部和一端分别设有弹簧20和盖板21，盖板21位于壳体5远离作动筒1的一端，盖板21与壳体5通过螺栓连接，弹簧20两端分别与阀芯6和盖板21连接，关气流作用于阀门时，弹簧20用于推动阀芯6快速向远离盖板21一侧移动。开气流作用于阀门时，弹簧20可以起到减压和缓冲作用，避免两者因压力过大而造成破损，保证阀芯6与盖板21完好，有利于阀门的使用。

在使用过程中，如图1、图3、图4和图5所示，为了避免弹簧20一端出现滑动，例如，在盖板21上设有固定弹簧20的固定槽22，使得弹簧20一端位于固定槽22内。进一步地，还可以在阀芯6上设有下凹部35(下凹部35一端靠近盖板21，且为向作动筒1侧下凹的结构)，使得弹簧20远离盖板21的一端位于下凹部35内，进而保证弹簧20两端被固定，避免其受到与弹簧20压缩、伸长方向不同的弹力，影响弹簧20的使用效果。例外，为了方便气体排出，例如，在固定槽22的底部设有与流道连接的出气孔23。

如图1和图5所示，在开气流使用时，为了保证阀芯6与盖板21接触时紧密，避免气流从阀芯6与盖板21接触的缝隙流出，在位于阀芯6下凹部35一端的侧壁端面上设有第一凸起部36，在盖板21上设有用于与第一凸起部36配合的第一凹部37。第一凹部37与第一凸起36部实现凹凸配合，进而使得阀芯6与盖板21密封严紧。

如图1、图3和图10所示，当介质入口30与第二介质出口14导通时，为了保证从介质入口30流入第二介质出口14的介质均匀，减少介质对壳体5的内壁的挤压，例如，阀芯6靠近介质入口30侧设有下沉面40，介质经沿下沉面40流入壳体5内的流道。另外，当介质入口30与第一介质出口12导通时，阀芯6上设有的凸起条41用于减少介质从介质入口30与下沉面40之间的缝隙处流出。

如图1和图4所示，在实际应用过程中，为了减轻阀门的重量，可以沿阀芯6周向表面进行开槽38，设阀芯长度为A,开槽38部位距离阀芯端部(靠近作动筒1的一端)的距离为B，经过大量方针实验得出，1/5A≤B≤3/5A时，既可以减少阀门重量，同时不会影响阀门的密封效果。

在本实施例中，如图1和图3所示，壳体5包含一体成型且外形为圆柱形的第一外壳体24，第二外壳体25和第三外壳体39，第二外壳体25两端分别与第一外壳体24和第三外壳体39连接。第一外壳体24与作动筒1之间连接紧密，减少气流从第一外壳体24与作动筒1间隙处流出。例如，第一外壳体24靠近作动筒1的一端与第三通气道17配合，使得沿第一外壳体24的周向外表面与第三通气道17内壁紧贴。第一外壳体24与作动筒在第三通气道17的内壁可以采用固定连接(螺纹连接、焊接连接)。

为了对第二密封件3进行限定，例如，第三外壳体39内部设有用于限制第二密封件3向第三外壳体39移动的限位凸台31。

本实施例中，如图1和图5所示，介质入口30、第一介质出口12和第二介质出口14位于第三外壳体39上。为了方便介质的从不同出口排除，例如，介质入口30和第一介质出口12开口方向平行，且介质入口30与第二介质出口14方向相互垂直，且介质入口30和第一介质出口12的轴线不在同一直线上。

在实际应用过程中，如图1、图3、图4和图6所示，为了使得推力组件4在应用过程中快速与阀芯6配合，避免与阀芯6接触时出现滑动，导致推力组件4推动阀芯6移动，例如，可以在阀芯6一端设有用于配合推力组件4的凹部26。例如，凹部26由其顶部到底部内径逐渐变小，推力组件4与阀芯6配合一端位于凹部26内(使得推力组件4的轴线与沿轴向方向贯穿凹部26的中心线位于同一条直线上)且与凹部26紧贴，避免推力组件4推动阀芯6时出现偏移。

此外，如图1和图8所示，为了使得第一密封件2和第二密封件3与推力组件4连接紧密，固定牢固，例如，第一密封件2和第二密封件3一侧分别沿推力组件4周向方向与推力组件4相互紧贴，且可以采用焊接连接彼此固定。

例如，第一密封件2可以包含两个第一密封体，且第一密封件2为靠近推力组件4端的两个第一密封体头部彼此靠近，靠近作动筒1端的尾部彼此远离的结构。例如，第二密封件3包含两个第二密封体，第二密封件为靠近推力组件4端的两个第二密封体头部彼此靠近，靠近壳体5内壁端的尾部彼此远离的结构。例如，第一密封件2包含两个第一密封体，第一密封体沿作动筒1轴线方向的截面外形为等腰梯形结构，且两个第一密封体的大端面相背设置(大端面端相当于第一密封体的尾部，小端面端相当于第一密封体的头部，两个大端面彼此相互远离，两个小端面彼此相互靠近)。第二密封件3包含两个第二密封体，第二密封体沿作动筒1轴线方向的截面外形为等腰梯形结构，例如，第二密封体与第一密封体在推力组件4上设置类似，在此为避免重复，不在一一说明。

需要注意的是，如图1和图7所示，为了保证第一密封体和第二密封体分别与作动筒1内壁和壳体5内壁连接紧密，避免气体泄漏，例如，第一密封体和第二密封体分别与作动筒1内壁和壳体5内壁抵接端均为圆弧形状29。

另外，第一密封件2和第二密封件3可以是高压下具有自紧功能结构的密封片。例如，第一密封件2、第二密封件3可使用金属材料或非金属材料，可用于低温高压、也可用于高温高压等特殊工况。

作为液体火箭发动机低温动密封结构，要求第一密封圈34适用于从-268℃～427℃温度范围，且性能稳定，不与大部分液体介质发生反应。

下面，以第一密封件2为例对本申请阀门的自紧密封进行说明，具体如下：第一密封件2安装在推力组件上，安装时第一密封件2受压产生密封面初始密封力，第一密封件2变形促使密封面紧贴作动筒内壁由此形成密封。当密封介质压力升高后(向作动筒1内通气，气体从第一通道7进入，向第一密封件2靠近气体进口端一侧施压)，第一密封件2承受压力增加，即第一密封件2变形(第一密封件2与作动筒连接端)增大，第一密封件2与作动筒1连接处更加紧密。因此，本申请的阀门密封结构，在允许的密封压力范围内，介质压力越高，密封效果越好。即在一定的压力范围内，第一密封件2具有自紧效果。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本发明还涉及到第二种实施例，如图11所示，第一密封件包含两个U型第一密封体，且第一密封件为靠近推力组件端的两个所述第一密封体底部彼此靠近，且靠近作动筒内壁侧的U型第一密封体的两端设有半圆弧42，半圆弧42的弧顶端与作动筒的内壁抵接；第二密封件包含两个U型第二密封体，第二密封件为靠近推力组件端的两个第二密封体底部彼此靠近，且靠近壳体内壁侧的U型第二密封体的两端设有半圆弧，半圆弧的弧顶端与壳体的内壁抵接。

本发明的另一个方面提供了一种火箭发动机，包括如上液体火箭发动机的阀门结构。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于，包含作动筒、第一密封件、第二密封件、推力组件、壳体和阀芯；其中，所述作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述第一密封件和所述第二密封件套接在所述推力组件的表面，所述第一密封件和所述第二密封件的外侧表面分别与所述作动筒内壁和所述壳体内侧相互抵接，所述推力组件一端通过所述第一密封件设置在所述作动筒内，另一端用于推动位于所述壳体内的所述阀芯运动，所述第二密封件位于所述壳体的内侧，且靠近所述作动筒的一端；所述第一密封件用以实现对所述作动筒内壁的密封，所述第二密封件用以实现对所述壳体靠近所述作动筒端的内壁密封，以防止开关控制气泄漏；所述壳体为两端相通且内部设有流道的结构，且所述流道与所述阀芯端部配合以关闭介质入口的部分的内壁上沿周向方向设有环形过渡斜面，所述阀芯的所述端部设有与所述环形过渡斜面配合的凸部；

开气流通过所述第一通道远离所述壳体侧进入，以推动所述推力组件推动所述阀芯向远离所述作动筒方向移动，以使所述介质入口和第一介质出口导通；

关气流通过所述第二通道作用于所述第一密封件和所述第二密封件之间，以推动所述推力组件及所述阀芯向靠近所述作动筒方向运动，以通过所述阀芯抵接所述壳体靠近所述阀芯端使所述壳体上的所述介质入口和第二介质出口导通。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述第一通道包含第一通气道、第二通气道和第三通气道，所述第一通气道和所述第二通气道过渡部位形成用于限定所述第一密封件向所述第一通气道一侧移动的第一台阶；所述第二通气道和所述第三通气道过渡部位形成用于限定所述第一密封件向所述第三通气道一侧移动的第二台阶。

3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述壳体与所述作动筒对接端面相互紧贴，且两者采用固定连接。

4.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述壳体内部和一端分别设有弹簧和盖板，所述盖板位于所述壳体远离所述作动筒的一端，所述盖板与所述壳体通过螺栓连接，所述盖板设有固定所述弹簧的固定槽，在所述固定槽的底部设有与所述流道连接的出气孔，所述弹簧两端分别与所述阀芯和所述固定槽连接，所述弹簧用于推动所述阀芯向远离所述盖板一侧移动。

5.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述壳体包含一体成型且外形为圆柱形的第一外壳体，第二外壳体和第三外壳体，所述第二外壳体两端分别与所述第一外壳体和所述第三外壳体连接，所述第一外壳体另一端与所述第三通气道配合，使得沿所述第一外壳体的周向外表面与所述第三通气道内壁紧贴。

6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述第三外壳体内部设有用于限制所述第二密封件向所述第三外壳体移动的限位凸台，所述介质入口、所述第一介质出口和所述第二介质出口位于所述第三外壳体上，且所述介质入口和所述第一介质出口开口方向平行，且所述介质入口与所述第二介质出口方向相互垂直，且所述介质入口和所述第一介质出口的轴线不在同一直线上。

7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述阀芯一端设有用于配合所述推力组件的凹部，所述弹簧位于所述阀芯的远离所述凹部一端，所述凹部由顶部到底部内径逐渐变小。

8.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述第一密封件和所述第二密封件一侧分别沿所述推力组件周向方向与所述推力组件相互紧贴，所述第一密封件包含两个第一密封体，且所述第一密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第一密封体头部彼此靠近，且靠近所述作动筒端的尾部彼此远离的结构；所述第二密封件包含两个第二密封体，所述第二密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第二密封体头部彼此靠近，且靠近所述壳体内壁端的尾部彼此远离的结构，所述第一密封体和所述第二密封体与所述作动筒内壁和所述壳体内壁抵接端均为圆弧形状。

9.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述第一密封件包含两个U型第一密封体，且所述第一密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第一密封体底部彼此靠近，且靠近所述作动筒内壁侧的U型第一密封体的两端设有半圆弧，所述半圆弧的弧顶端与所述作动筒的内壁抵接；所述第二密封件包含两个U型第二密封体，所述第二密封件为靠近所述推力组件端的两个所述第二密封体底部彼此靠近，且靠近所述壳体内壁侧的U型第二密封体的两端设有半圆弧，所述半圆弧的弧顶端与所述壳体的内壁抵接。

10.一种火箭发动机，其特征在于：包含权利要求1-9任意一项所述液体火箭发动机的阀门结构。

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