CN215719137U - 一种液体火箭发动机的换向阀门机构 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种液体火箭发动机的换向阀门机构，包含壳体、推力组件、阀主体和密封件，所述推力组件、所述阀主体和所述密封件均位于所述壳体内，其中，所述密封件的一端用于沿所述推力组件周向表面套接于所述推力组件，另一端用于与所述壳体内壁抵接，所述密封件为泛塞圈，所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起，所述环形凸起用于使所述环形容纳部快速与所述壳体紧贴，以防止气体介质泄漏。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。

Description

一种液体火箭发动机的换向阀门机构

技术领域

本实用新型涉及阀门技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机的换向阀门机构。

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。为了方便推进剂的使用，经常会应用到转向阀门，而转向阀门通常通过其内部活门运动实现将推进剂从阀门不同出口排出。在运动过程中，需要推力组件为活门提供推力，推力组件可以与阀门内壁直接接触。为了密封严谨，在推力组件与阀门内壁之间通常需要加设动密封元件。例如，动密封元件可以采用金属波纹管或贵金属镀层密封圈实现。阀门通过高压氦气动作，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。另外，采用贵金属镀层密封圈的设计，会存在摩擦力过大，影响阀门的使用效率。

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的换向阀门机构。这种阀门装置可以改善密封效果，减少气体介质的损失，从而提高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的换向阀门机构，包含壳体、推力组件、阀主体和密封件，所述推力组件、所述阀主体和所述密封件均位于所述壳体内，其中，所述密封件的一端用于沿所述推力组件周向表面套接于所述推力组件，另一端用于与所述壳体内壁抵接，

所述密封件为泛塞圈，所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起，所述环形凸起用于使所述环形容纳部快速与所述壳体紧贴，以防止气体介质泄漏。

进一步的，所述环形凸起沿所述环形容纳部的内壁周向表面与所述环形容纳部紧贴。

进一步的，沿所述环形凸起的径向方向相截，所述环形凸起的外形为等腰梯形。

进一步的，所述环形凸起的大端侧远离所述推力组件，所述环形凸起的小端侧靠近所述推力组件。

进一步的，所述环形凸起的数量为A个，其中，且满足1≤A≤4。

进一步的，所述环形凸起与所述环形容纳部一体成型。

进一步的，所述环形容纳部包含内侧壁和外侧壁，且所述内侧壁和所述外侧壁靠近所述主体部的一侧均与所述主体部连接，所述内侧壁和所述外侧壁远离所述主体部的一侧用于与高压介质接触以使得所述环形容纳部与所述壳体紧贴。

进一步的，所述内侧壁和所述外侧壁分别设有向彼此远离侧延伸的凹部。

进一步的，所述弹性件为弹簧结构。

进一步的，所述主体部与所述环形容纳部的材料均为非金属。

本实用新型实施例提供的液体火箭发动机的换向阀门机构，由壳体、推力组件、阀主体和密封件组成。所述推力组件、所述阀主体和所述密封件均位于所述壳体内，其中，所述密封件的一端用于沿所述推力组件周向表面套接于所述推力组件，另一端用于与所述壳体内壁抵接。

所述密封件为泛塞圈，所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起，由于环形凸起的设计可以便于弹性件受到的压力通过环形凸起快速传递至环形容纳部，使得环形容纳部快速与壳体内壁紧贴已达到快速密封的效果，避免高压气体泄漏。整个阀门结构可以改善密封效果，减少气体介质的损失，便于加工，可以节约成本，从而进一步改善液体火箭发动机的性能，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换向阀门的结构示意图；

图2为本实用新型实施例中密封件与推力组件连接的结构简图；

图3为本实用新型实施例中环形凸起的立体图；

图4为本实用新型实施例中环形凸起中弯弧结构的示意图；

图5为本实用新型实施例中泛塞圈的俯视图；

图6为本实用新型实施例中泛塞圈的局部放大示意图。

附图标记说明：

1壳体 2推力组件

3阀主体 4密封件

5主体部 6环形容纳部

7弹性件 8环形凸起

9内侧壁 10外侧壁

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的换向阀门机构，如图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，该换向阀门机构，包含壳体1、推力组件2、阀主体3和密封件4，推力组件2、阀主体3和密封件4均位于壳体1内。其中，密封件4的一端用于沿推力组件2周向表面套接于推力组件2，另一端用于与壳体1内壁抵接。密封件4为泛塞圈，泛塞圈包含主体部5、围绕推力组件2轴向的环形容纳部6和弹性件7。弹性件7设置在环形容纳部6内，环形容纳部6内壁设有用于配合抵接弹性件7的环形凸起8，环形凸起8用于使环形容纳部6快速与壳体1紧贴，以防止气体介质泄漏。

具体的说，本实用新型实施例提供的液体火箭发动机的换向阀门机构，由壳体1、推力组件2、阀主体3和密封件4组成。推力组件2、阀主体3和密封件4均位于壳体1内，其中，密封件4的一端用于沿推力组件2周向表面套接于推力组件2，另一端用于与壳体1内壁抵接。

密封件4为泛塞圈，泛塞圈包含主体部5、围绕推力组件2轴向的环形容纳部6和弹性件7，弹性件7设置在环形容纳部6内，环形容纳部6内壁设有用于配合抵接弹性件7的环形凸起8。由于环形凸起8的设计可以便于弹性件受到的压力通过环形凸起8快速传递至环形容纳部6，使得环形容纳部6快速与壳体1内壁紧贴已达到快速密封的效果，避免高压气体泄漏，即当弹性件7受压膨胀时，使得弹性件7与环形容纳部6的接触所需时间减小(使得膨胀弹簧快速通过环形凸起8作用到壳体的内壁)，进而使得环形容纳部8与壳体1的内壁快速紧贴，进而进一步减少高压气体介质的泄漏。

整个过程，当高压气体介质从壳体1进入时，推动推力组件2运动以对阀主体3施加压力以改变液体介质的出口位置，而泛塞圈用于壳体1与推力组件2之间的密封，可以避免高压气体介质从壳体1与推力组件2之间的缝隙泄漏。整个阀门结构可以改善密封效果，减少气体介质的损失，便于加工，可以节约成本，从而进一步改善液体火箭发动机的性能，提高其工作可靠性及效率。

需要说明的是，为了增加环形凸起8与环形容纳部6的接触面积，使得连接紧密，固定牢固，例如，环形凸起8沿环形容纳部6的内壁周向表面与环形容纳部8紧贴。另外，为了使得环形凸起8与环形容纳部6连接更加紧密，固定更加牢固，例如，环形凸起8与环形容纳部6可以采用一体成型设计，在此不对工艺进行一一阐述。

另外，需要注意的是，为了保证环形凸起8的结构稳定，例如，沿环形凸起8的径向方向相截环形凸起8的外形为等腰梯形。且环形凸起8的大端侧远离推力组件2，环形凸起8的小端侧靠近推力组件2。由于等腰梯形的设计，使得弹性件7在与环形凸起8接触并施加压力时，避免因压力过大而造成环形凸起8的弯折(推力组件轴向方向)，即等腰梯形从顶端(底端为远离环形容纳部表面的一端)向底端(底端为靠近环形容纳部的一端)的体积增加，在同等压力情况下，压强逐渐变小，从而保证对弹性件的压强更大，快速地实现泛塞圈地锁紧，避免介质泄露，结构更加稳定，避免发生弯曲，有利于泛塞圈的安全使用，进而提高阀门的稳定性。

进一步需要说明的是，如图1、图2、图3、图4和图5所示，经过大量的实验研究，环形凸起8的小端侧靠近推力组件2为弯弧结构，且弯弧结构沿推力组件径向方向相切的截面可以为半个椭圆形。例如，半个椭圆形的长轴长度为B，短轴长度为C，且满足2≤B/C≤4时，弯弧结构更加稳定。同时，通过将环形凸起的小端设置未椭圆形，且进一步设置椭圆长轴和短轴的比例，便于弹性件4受到的压力通过环形凸起8快速传递至环形容纳部，使得环形容纳部6快速与壳体1内壁紧贴以达到快速密封的效果，避免高压气体泄漏。

值得一提的是，经过大量的研究，通过实验仿真和实践得出，环形凸起8的数量可以为1、2。例如，当环形凸起8的数量为A个，且满足1≤A≤4时，泛塞圈的密封效果更加紧密，会改善泛塞圈与副壳体之间的密封效果，提高泛塞圈对外部压力的相应速率。

此外，在本实施方式中，为了方便环形容纳部6的形变，例如，环形容纳部6包含内侧壁9和外侧壁10，且内侧壁9和外侧壁10靠近所述主体部的一侧均与主体部5连接，内侧壁9和外侧壁10远离主体部5的一侧用于与高压介质接触以使得环形容纳部6与壳体1紧贴，已使密封更加紧密。

在本实施方式中，为了使得固定弹性件7被固定牢固，例如，内侧壁9和外侧壁10分别设有向彼此远离侧延伸的凹部，弹性件靠近内侧壁9和外侧壁10的表面与凹部贴合。例如，凹部可以理解为一个凹槽，弹性件可以位于凹槽内，从而避免弹性件出现倾斜，有利于弹性件的可靠使用。需要指出的是，本实施方式中，弹性件7为弹簧结构。

进一步需要指出的是，由于阀门在低温环境下工作，在高压状态下，为了方便主体部5与环形容纳部6的伸缩，例如，主体部5与环形容纳部6的材料均为非金属。例如，主体部5与环形容纳部6的材料均为橡胶。在低温下非金属收缩性大导致低温下密封性能下降。通过环形凸起8收缩而增加蓄能弹簧的压缩量，进而增大负载，提高了低温下的密封圈的密封比压，进而保证了低温下的密封性能。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本实用新型的另一个方面提供了一种液体火箭发动机，包括如上液体火箭发动机的换向阀门机构。

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的换向阀门机构，其特征在于,包含壳体、推力组件、阀主体和密封件，所述推力组件、所述阀主体和所述密封件均位于所述壳体内，其中，所述密封件的一端用于沿所述推力组件周向表面套接于所述推力组件，另一端用于与所述壳体内壁抵接，

所述密封件为泛塞圈，所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起，所述环形凸起用于使所述环形容纳部快速与所述壳体紧贴，以防止气体介质泄漏。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述环形凸起沿所述环形容纳部的内壁周向表面与所述环形容纳部紧贴。

3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：沿所述环形凸起的径向方向相截，所述环形凸起的外形为等腰梯形。

4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述环形凸起的大端侧远离所述推力组件，所述环形凸起的小端侧靠近所述推力组件。

5.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述环形凸起的数量为A个，其中，且满足1≤A≤4。

6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述环形凸起与所述环形容纳部一体成型。

7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述环形容纳部包含内侧壁和外侧壁，且所述内侧壁和所述外侧壁靠近所述主体部的一侧均与所述主体部连接，所述内侧壁和所述外侧壁远离所述主体部的一侧用于与高压介质接触以使得所述环形容纳部与所述壳体紧贴。

8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述内侧壁和所述外侧壁分别设有向彼此远离侧延伸的凹部。

9.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述弹性件为弹簧结构。

10.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀门机构，其特征在于：所述主体部与所述环形容纳部的材料均为非金属。

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