CN214743363U - 一种液体火箭发动机用气动控制阀结构及火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀结构及火箭发动机。气动控制阀结构包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件，壳体内侧具有供气体或者液体介质流通且贯穿其两端的第一通道和第二通道，阀芯位于壳体的内部，阀芯的尾部通过弹性件与位于壳体一侧的所述阀盖连接，阀芯的端部用于与第一通道和第二通道过渡的内壁配合以关闭位于第一通道上的第一介质入口，壳体还设置有用于控制阀芯运动的控制通道，且沿阀芯周向表面设置有连通控制通道的锥形面，高压气体经控制通道进入壳体，作用在锥形面的表面，以通过推动阀芯向靠近阀盖一侧运动，控制第一介质入口打开，进而实现液体介质从第一通道向第二通道的流通，具有方便操作，安全可靠等优点。

Description

一种液体火箭发动机用气动控制阀结构及火箭发动机

技术领域

本实用新型涉及动力系统阀门技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机用气动控制阀结构及火箭发动机。

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。

气动控制阀是液体火箭发动机推进剂供应系统的重要部件，阀门能够按照指令打开和关闭，特别是在打开初始时刻，由于阀门应用到低温液体火箭发动机上，阀门在启动时，经常出现阀芯与壳体粘连在一起，往往通过增加介质流量以使得粘接在一起的阀芯与壳体分开，进而保证介质在壳体通道内流通，但是增加的介质流量由于流速快，会对壳体内部造成冲击，使得壳体内部零件不够稳定，甚至出现破损，进而会影响整个阀门的安全使用。

亟需提供一种适用于低温环境，方便操作，安全可靠的控制阀是目前所要解决的问题。

发明内容

本实用新型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用气动控制阀结构及火箭发动机。这种阀门结构适用于低温环境，方便操作，安全可靠，从而提高液体火箭发动机工作可靠性及效率。

本实用新型的一个方面提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀结构，包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件，所述壳体内侧具有供气体或者液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，

所述阀芯位于所述壳体的内部，所述阀芯的尾部通过所述弹性件与位于所述壳体一侧的所述阀盖连接，所述阀芯的端部用于与所述第一通道和所述第二通道过渡的内壁配合以关闭位于所述第一通道上的第一介质入口，所述密封件用以对所述阀芯与所述壳体内壁进行密封，

所述壳体还设置有用于控制所述阀芯运动的控制通道，且沿所述阀芯周向表面设置有连通所述控制通道的锥形面，所述锥形面大端一侧靠近所述阀芯的尾部，所述锥形面小端一侧靠近所述阀芯的头部，高压气体经所述控制通道进入所述壳体，作用在所述锥形面的表面，以通过推动所述阀芯向靠近所述阀盖一侧运动，控制所述第一介质入口打开，进而实现液体介质从所述第一通道向所述第二通道的流通。

在同一实施例中，所述控制通道的通道孔延伸方向与所述第二通道的通道孔延伸方向相同。

在同一实施例中，所述锥形面小端直径为A，所述锥形面大端直径为B，且0.3≤A/B≤0.5。

在同一实施例中，所述阀芯与所述锥形面过渡弧度为C，0.7π≤C≤0.8π。

在同一实施例中，所述阀芯内部设有通道体，所述阀盖包含导向柱、导向杆和底座，所述导向杆两端分别连接所述导向柱和所述底座，所述导向柱、导向杆用于在所述通道体内部对所述阀芯的运动进行导向。

在同一实施例中，所述导向柱在远离所述第二通道的下半部分的表面与所述阀芯的下侧内壁贴紧，所述导向柱在靠近所述第二通道的上半部分的表面与所述阀芯的上侧内壁间隙配合。

在同一实施例中，所述阀芯端部设有沿所述第一通道轴向方向开设的通孔，所述壳体上设有与所述第一通道延伸方向不同的第三通道，在阀门初始状态下，液体介质依次经过所述通孔、所述导向柱与所述阀芯间隙后从所述第三通道排出。

在同一实施例中，所述第三通道位于所述壳体的靠近所述端盖的一侧。

在同一实施例中，所述通道体包括向外侧形成的第二台阶，在压缩状态下，所述弹性件两端分别与所述第二台阶与所述阀盖彼此靠近端的端面抵接，以向所述阀芯施加朝向介质入口侧的弹性力。

本实用新型的另一个方面提供了一种火箭发动机，包括如上所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构。

本实用新型实施例提供的液体火箭发动机用气动控制阀结构及火箭发动机，在沿所述阀芯周向表面设置有连通所述控制通道的锥形面，所述锥形面大端一侧靠近所述阀芯的尾部，所述锥形面小端一侧靠近所述阀芯的头部，高压气体经所述控制通道进入所述壳体，作用在所述锥形面的表面，以通过推动所述阀芯向靠近所述阀盖一侧运动，控制所述第一介质入口打开，进而实现液体介质从所述第一通道向所述第二通道的流通。锥形面的设计，巧妙的增加了高压气体与阀芯的接触面积，进而可以快速带动阀芯向靠近阀盖一侧运动，同时保证阀芯完好。整个结构可以用于低温环境，且方便操作，安全可靠，从而提高液体火箭发动机工作可靠性及效率。

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，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。

附图说明

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

图1为本实用新型实施例中气动控制阀的结构示意图；

图2为本实用新型实施例中壳体的结构示意图；

图3为本实用新型实施例中阀芯的结构示意图；

图4为本实用新型实施例中阀盖的结构示意图；

图5为本实用新型实施例中锥形面的结构简图；

图6为本实用新型实施例中阀芯与锥形面的过渡弧面结构示意图。

附图标记说明：

1壳体 2阀芯

3阀盖 4密封件

5弹性件 6第一通道

7第二通道 8第四通道

9第三通道 10第一内通道

11第二内通道 12第一台阶

13第一密封圈 14第二密封圈

15导向柱 16导向杆

17底座 18控制通道

19锥形面 20单向阀

具体实施方式

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

在不背离本实用新型的范围或精神的情况下，可对本实用新型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。由本实用新型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。

本实用新型的一个方面提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀结构。如图1、图2、图3和图4所示，气动控制阀结构包含壳体1、阀芯2、阀盖3、密封件4和弹性件5，壳体1内侧具有供气体或者液体介质流通且贯穿其两端的第一通道6和与第一通道6延伸方向不同的第二通道7。

阀芯2位于壳体1的内部，阀芯2的尾部通过弹性件5与位于壳体1一侧的阀盖3连接，阀芯2的端部用于与第一通道6和第二通道7过渡的内壁配合以关闭位于第一通道6上的第一介质入口，密封件4用以对阀芯2与壳体1内壁进行密封。

壳体1还设置有用于控制阀芯2运动的控制通道18，且沿阀芯2周向表面设置有连通控制通道18的锥形面，锥形面大端一侧靠近阀芯2的尾部，锥形面小端一侧靠近阀芯2的头部，高压气体经控制通道18进入壳体1，作用在锥形面的表面，以通过推动阀芯2向靠近阀盖3一侧运动，控制第一介质入口打开，进而实现液体介质从第一通道6向第二通道7的流通。

具体的说，本实用新型实施例提供的液体火箭发动机用气动控制阀结构及火箭发动机，在沿阀芯2周向表面设置有连通控制通道18的锥形面，锥形面大端一侧靠近阀芯2的尾部，锥形面小端一侧靠近阀芯2的头部，高压气体经控制通道18进入壳体1，作用在锥形面的表面，以通过推动阀芯2向靠近阀盖3一侧运动，控制第一介质入口打开，进而实现液体介质从第一通道6向第二通道7的流通。锥形面的设计，巧妙的增加了高压气体与阀芯2的接触面积，进而可以快速带动阀芯2向靠近阀盖3一侧运动，同时缓解了气流对阀芯内部的冲击，保证阀芯2完好。整个结构可以用于低温环境，且方便操作，安全可靠，从而提高液体火箭发动机工作可靠性及效率。

在本实施方式中，为了方便高压气体进入壳体1，同时方便安装，例如，控制通道18的通道孔延伸方向与第二通道7的通道孔延伸方向相同。

如图1和图5所示，由于锥形面与高压气体接触面积可以影响阀芯2移动速度，经过大量仿真试验，例如，锥形面小端直径为A，锥形面大端直径为B，当0.3≤A/B≤0.5时，不仅可以减少高压气体对锥形面造成损伤，而且高压气体与锥面接触后，可以使得阀芯2快速在壳体1中移动，提高阀芯2的使用效率。

如图1和图6所示，为了减少高压气体对阀芯2和锥形面造成损伤，例如，可以在阀芯2与锥形面之间设置一个过渡弧面，且过渡弧度为C，当0.7π≤C≤0.8π时，可以减少高压气体对阀芯2与锥形面的冲击，避免阀芯变形，进而保证阀芯移动平稳。

另外，如图1和图4所示，在本实施方式中，为了保证阀芯2在壳体1内部快速移动，减小阀芯2发生震动，例如，阀盖3包含导向柱15、导向杆16和底座17。导向杆16两端分别连接导向柱15和底座17，且导向柱15的外侧径向尺寸与阀芯2的内部通道体匹配，且显著地大于导向杆16的径向尺寸，以减轻阀门装置的重量。即阀芯2内部设有通道体，导向柱15、导向杆16通过底座17固定连接至阀盖3，用于在通道体内部对阀芯2的运动进行导向，方便阀芯2移动，提高阀门的工作可靠性。

值得一提的是，为了避免阀芯2往复运动过程中出现晃动，例如，按照图1中阀门装置的位置关系，导向柱15在第一通道6的轴线方向以下的表面与阀芯2的下侧内壁贴紧(导向柱15在远离第二通道7的下半部分的表面与阀芯2的下侧内壁贴紧)。为了方便对阀门内部进行冷却处理，例如，阀芯2端部设有沿第一通道6轴向方向开设的通孔，壳体1上设有与第一通道6延伸方向不同的第三通道9，导向柱15在第一通道6的轴线方向以上的表面与阀芯2的上侧内壁间隙配合(导向柱15在靠近第二通道7的上半部分的表面与阀芯2的上侧内壁间隙配合)，在阀门初始状态下，液体介质依次经过通孔、导向柱15与阀芯2间隙后从第三通道9排出，整个设计可以充分实现对阀门的预冷处理。

需要指出的是，为了增加对阀门进行预冷处理面积，例如，第三通道9位于壳体1的靠近端盖3的一侧。

值得一提的是，为了保证弹性件5被固定牢固，例如，阀芯2具有内部通道，内部通道包括向外侧形成的第二台阶，在弹性件5两端分别与第二台阶与阀盖3彼此靠近端的端面抵接，使得弹性件5被固定牢固，且弹性件5可以向阀芯提供朝向介质入口方向的弹性力。例如，在阀门关闭时，弹性件5处于被压缩状态，从而弹性件5的一端在固定状态的阀盖3的配合下，另一端施加向阀芯2提供朝向介质入口方向的动力。在一个实施例中，例如，弹性件5可以为弹簧、压簧等。

密封件4用以对阀芯2与壳体1的内壁进行密封，且密封件4的内侧套设在阀芯2的周向表面，且内侧表面与阀芯2紧贴，外侧表面与壳体1的内壁抵接，以防止液体介质从壳体1的内壁与阀芯2之间的缝隙泄露。

在本实施方式中，为了减少壳体1与阀芯2之间的间隙，减少介质从间隙处流出，例如，密封件4包含沿阀芯2轴向方向间隔设置的第一密封圈13和第二密封圈14。例如，第一密封圈13和第二密封圈14在第二内通道7内分别位于第一台阶12的两侧，以实现阀芯2与壳体1之间的密封，通过采用两道密封，保证阀芯2与壳体1之间的密封更加紧密，提高密封效果。

该阀门在工作初始阶段，液体介质通过第一通道6远离阀盖3一侧进入，一部分可以通过阀芯2内侧从位于壳体1上的第三通道9排出(对壳体1内部进行预冷处理，保证壳体内部温度大致相同)，同时阀芯2通过控制通道18连通高压气体使得阀芯2向靠近阀盖3方向移动，以使第一通道6和第二通道7导通，从而实现液体介质在阀门中的流通。此外，阀芯2在打开介质入口、出口的通道过程中，也可以使第二通道7与第四通道8导通，从而第四通道8一端可以通过连接高压管路，实现对阀门内部的吹除。

采用密封件4对阀芯2与壳体1的内壁进行密封，通过密封件4的内侧套设在阀芯2的周向表面，且与阀芯2紧贴，密封件4的外侧表面与壳体1的内壁抵接，使得阀芯2与壳体1内壁之间的间隙减小，进而减少液体介质的泄漏。另外，阀门在工作时，在第二通道7与第四通道8导通的情况下，可以通过第四通道8一端连接高压管路实现对阀门装置的吹除。

如前所述，壳体1设有与第一通道6延伸方向不同的第四通道8，第四通道8用于对向壳体内输送气体对阀体内侧进行吹除，防止阀体外部的水汽流入阀体后产生结冰现象。通过设置第四通道8，可以将高压气体导通至阀门内部，一方面，可以防止第二通道7外侧的气体流入第二通道7内，造成第二通道7内侧结冰，进而堵塞阀门，影响阀门的安全使用；另一方面，可以及时吹除阀门内部的液体介质，提高阀门工作的可靠性与安全性。

需要说明的是，如图1和图2所示，在本实施方式中，第一通道6包含第一内通道10和第二内通道11，第一内通道10与第二通道7和第四通道8连通，以实现介质在阀门内的流通及阀门吹除。为了限定阀芯2在第二通道7的移动位置，以防阀芯2从第二通道7滑出，例如，第一内通道6和第二内通道7过渡部位形成用于限定阀芯2向第一介质入口一侧移动的第一台阶12，阀芯2在第二通道7向第一介质入口侧运行到极限位置时，阀芯2一端周向凸起部恰好与第一台阶12抵触配合。

需要特别提醒的是，为了防止液体介质从第四通道8内流出，方便高压管路用于对第二通道7内壁进行吹除，例如，第四通道8上设有单向阀20。

本实用新型的另一个方面提供了一种火箭发动机，包括如上的液体火箭发动机用气动控制阀结构。

以上所述仅为本实用新型示意性的具体实施方式，在不脱离本实用新型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，均应属于本实用新型保护的范围。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件，所述壳体内侧具有供气体或者液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，

所述阀芯位于所述壳体的内部，所述阀芯的尾部通过所述弹性件与位于所述壳体一侧的所述阀盖连接，所述阀芯的端部用于与所述第一通道和所述第二通道过渡的内壁配合以关闭位于所述第一通道上的第一介质入口，所述密封件用以对所述阀芯与所述壳体内壁进行密封，

所述壳体还设置有用于控制所述阀芯运动的控制通道，且沿所述阀芯周向表面设置有连通所述控制通道的锥形面，所述锥形面大端一侧靠近所述阀芯的尾部，所述锥形面小端一侧靠近所述阀芯的头部，高压气体经所述控制通道进入所述壳体，作用在所述锥形面的表面，以通过推动所述阀芯向靠近所述阀盖一侧运动，控制所述第一介质入口打开，进而实现液体介质从所述第一通道向所述第二通道的流通。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述控制通道的通道孔延伸方向与所述第二通道的通道孔延伸方向相同。

3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述锥形面小端直径为A，所述锥形面大端直径为B，且0.3≤A/B≤0.5。

4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述阀芯与所述锥形面过渡弧度为C，0.7π≤C≤0.8π。

5.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述阀芯内部设有通道体，所述阀盖包含导向柱、导向杆和底座，所述导向杆两端分别连接所述导向柱和所述底座，所述导向柱、导向杆用于在所述通道体内部对所述阀芯的运动进行导向。

6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述导向柱在远离所述第二通道的下半部分的表面与所述阀芯的下侧内壁贴紧，所述导向柱在靠近所述第二通道的上半部分的表面与所述阀芯的上侧内壁间隙配合。

7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述阀芯端部设有沿所述第一通道轴向方向开设的通孔，所述壳体上设有与所述第一通道延伸方向不同的第三通道，在阀门初始状态下，液体介质依次经过所述通孔、所述导向柱与所述阀芯间隙后从所述第三通道排出。

8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述第三通道位于所述壳体的靠近所述阀盖的一侧。

9.根据权利要求5所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构，其特征在于,所述通道体包括向外侧形成的第二台阶，在压缩状态下，所述弹性件两端分别与所述第二台阶与所述阀盖彼此靠近端的端面抵接，以向所述阀芯施加朝向介质入口侧的弹性力。

10.一种火箭发动机，其特征在于：包含权利要求1-9任意一项所述的液体火箭发动机用气动控制阀结构。

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