CN218294575U - 一种液体火箭发动机用的截止阀结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种液体火箭发动机用的截止阀结构，包含上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体。所述上壳体内侧包含第一通道和第二通道，所述下壳体的一端沿所述第二通道内壁旋入所述上壳体后与所述上壳体形成一个容纳空间，线圈、阀芯和弹性件均位于容纳空间内。阀芯内侧包含第三通道和第四通道以及第一流道。介质从上壳体的入口流向所述阀芯时，介质作用到所述阀芯靠近第一限位台侧的面积小于所述第二限位台侧受到回流介质朝向所述上壳体的入口的作用面积。所述弹性件用于与所述下壳体配合以对所述阀芯产生向所述上壳体方向的作用力，以在所述线圈断电后，阀门在所述弹性件的作用下闭合第一通道。该阀门具有结构简单，安全可靠等优点。

Description

一种液体火箭发动机用的截止阀结构

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的截止阀结构。

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。截止阀是运载火箭发动机自生增压输送系统的重要组件。目前，液体火箭发动机系统中常用的截止阀通常为二位三通结构形式，阀门的控制系统常用气控或电控，结构复杂。

由于阀门通常根据系统功能进行有针对性的设计，因此通用性不强，造成阀门种类较多，产品或零件在多种型号和系统之间不易互换借用。另外，当阀门入口或出口出现瞬时高压等异常情况时，二位三通结构容易受压力影响使阀门异常打开，造成气体或者液体介质泄漏，对上下游系统存在危害。

亟需提供一种截止阀结构，可用于常温、高压环境下，具有结构简单，安全可靠，特别是在阀门关闭状态下，可以降低阀门异常打开的机率，提高阀门的工作性能和可靠性。

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的截止阀结构。这种阀门结构可用于常温、高压环境下，具有结构简单，安全可靠，特别是在阀门关闭状态下，可以降低阀门异常打开的机率，提高阀门的工作性能和可靠性，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的截止阀结构，包含上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体，其中，

所述上壳体内侧包含相互连通且内径不同的第一通道和第二通道，所述第一通道向所述第二通道过渡部位形成用于限定所述阀芯的第一限位台；所述下壳体的一端沿所述第二通道内壁旋入所述上壳体后与所述上壳体形成一个容纳空间，所述线圈、所述阀芯和所述弹性件均位于所述容纳空间内；

所述阀芯内侧包含相互连通且内径不同的第三通道和第四通道以及第一流道；其中所述第三通道向所述第四通道过渡部位形成第二限位台，所述第一流道设置于所述阀芯的周向外侧，用于将所述第二通道和所述下壳体的出口通道连通；

介质从所述上壳体的入口流向所述阀芯时，介质作用到所述阀芯靠近第一限位台侧的面积小于所述第二限位台侧受到回流介质朝向所述上壳体的入口的作用面积；

所述线圈位于所述上壳体内侧，且通电后所述阀芯在所述线圈产生的电磁力作用下沿所述第二通道的轴向方向移动，以实现所述第一通道与所述第二通道的导通；

所述弹性件的一端与所述第二限位台抵接，另一端与所述下壳体靠近所述阀芯的一端抵接，所述弹性件用于与所述下壳体配合以对所述阀芯产生向所述上壳体方向的作用力，以在所述线圈断电后，阀门在所述弹性件的作用下闭合所述第一通道。

进一步的，所述第一通道的孔径小于所述第二通道的孔径，所述第三通道的孔径小于所述第四通道的孔径，所述第一通道的孔径小于所述第四通道的孔径；

当外部介质由所述上壳体的入口进入时，所述阀芯靠近第一限位台侧受到向所述下壳体方向的作用力小于所述弹性件对所述第二限位台朝向所述上壳体的入口的作用力，进而避免阀门异常打开。

进一步的，沿所述第一通道方向的轴向相切所述上壳体的截面外形为凸字形。

进一步的，所述阀芯靠近所述第一通道一端设有环形下凹槽以及与所述环形下凹槽匹配的第一密封圈，所述第一密封圈的一侧所述环形下凹槽的槽壁贴紧，另一侧用于与所述第一限位台抵接。

进一步的，所述第一限位台的台面还设有环形下沉部，所述第一密封圈与所述第一限位台的台面接触时，所述环形下沉部的台面距离所述阀芯靠近第一限位台一侧的高度为H，其中0.2mm≤H≤0.3mm。

进一步的，所述第一流道设置在所述第三通道的周向外侧，且相对于所述第三通道的中心线对称，沿所述第三通道径向相切所述第一流道的外形为弯弧结构。

进一步的，所述下壳体靠近所述阀芯一端还设有用于限定所述弹性件向所述下壳体侧移动的凸起，所述凸起一端与所述下壳体固定连接，另一端向所述第四通道一侧延伸，所述弹性件的一端套设设置于所述凸起，且另一端抵接在所述第二限位台的台面。

进一步的，沿所述凸起的周向外表面还设有环形下凹部以及与所述环形下凹部匹配的第二密封圈，所述第二密封圈的内侧与所述环形下凹部的底部贴紧，外侧与所述阀芯形成所述第四通道处的侧壁紧贴。

进一步的，所述下壳体内侧还有与所述第一流道匹配的第二流道，且沿所述下壳体的径向相切所述第二流道的外形为弯弧结构。

进一步的，所述下壳体还包含导向筒，所述导向筒一端与所述下壳体固定连接，另一端向所述上壳体侧延伸至所述第二通道内侧，所述线圈设置在所述导向筒的周向外侧，所述导向筒位于所述上壳体的所述第二通道部分的周向内侧还设有用于防止所述线圈被电磁干扰的隔磁环。

本实用新型实施例提供的一种液体火箭发动机用的截止阀结构，由上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体组成。当阀门打开时，通电后阀芯在所述线圈产生的电磁力作用下沿第二通道的轴向方向移动，以实现第一通道与第二通道的导通。

阀门关闭时，线圈断电后，弹性件与下壳体配合以对阀芯产生向上壳体方向的作用力，使得阀门在弹性件的作用下闭合第一通道。由于介质从上壳体的入口流向阀芯时，介质作用到阀芯靠近第一限位台侧的面积小于第二限位台侧受到回流介质朝向上壳体的入口的作用面积，而进入阀门内部的气体或液体介质产生的压强相等，使得阀芯靠近第一限位台侧受到向下壳体方向的作用力小于弹性件对第二限位台朝向上壳体的入口的作用力，从而避免阀门异常打开。

整个阀门结构可用于常温、高压环境下，具有结构简单，安全可靠，特别是在阀门关闭状态下，可以降低阀门异常打开的机率，提高阀门的工作性能和可靠性，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截止阀关闭的结构示意图；

图2为本实用新型实施例中截止阀打开的结构示意图；

图3为本实用新型实施例中下壳体的截面示意图；

图4为本实用新型实施例中下壳体的俯视图；

图5为本实用新型实施例中阀芯的截面示意图；

图6为本实用新型实施例中阀芯的俯视图；

图7为本实用新型实施例中阀门关闭状态下阀芯和上壳体受力的局部放大图。

附图标记说明：

1上壳体 2线圈

3阀芯 4弹性件

5下壳体 6第一通道

7第二通道 8第一限位台

9第三通道 10第四通道

11第一流道 12第二限位台

13环形下凹槽 14第一密封圈

15环形下沉部 16凸起

17导向筒 18隔磁环

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的截止阀结构。如图1、图2、图3、图4、图5和图6所示，该截止阀结构包含上壳体1、线圈2、阀芯3、弹性件4和下壳体5。上壳体1内侧包含相互连通且内径不同的第一通道6和第二通道7，第一通道6向第二通道7过渡部位形成用于限定阀芯3的第一限位台8。下壳体5的一端沿第二通道7内壁旋入上壳体1后与上壳体1形成一个容纳空间，线圈2、阀芯3和弹性件4均位于容纳空间内。阀芯3内侧包含相互连通且内径不同的第三通道9和第四通道10以及第一流道11；其中，第三通9向第四通道10过渡部位形成第二限位台12，第一流道11设置于阀芯3的周向外侧，用于将第二通道7和下壳体5的出口通道连通。

介质从上壳体1的入口流向阀芯3时，介质作用到阀芯3靠近第一限位台8侧的面积小于第二限位台12侧受到回流介质朝向上壳体1的入口的作用面积。线圈2位于上壳体内侧，且通电后阀芯3在线圈产生的电磁力作用下沿第二通道7的轴向方向移动(即向下壳体侧运动)，以实现第一通道6与第二通道7的导通。弹性件4的一端与第二限位台12抵接，另一端与下壳体5靠近阀芯3的一端抵接，弹性件4用于与下壳体5配合以对阀芯3产生向上壳体1方向的作用力，以在线圈2断电后，阀门在弹性件4的作用下闭合第一通道6。

具体的说，本实用新型实施例提供的一种液体火箭发动机用的截止阀结构，由上壳体1、线圈2、阀芯3、弹性件4和下壳体5组成。当阀门通电时，阀芯3在线圈产生的电磁力作用下沿第二通道的轴向方向移动，以实现第一通道6与第二通道7的导通。

线圈2断电时，阀门关闭，弹性件4与下壳体5配合以对阀芯3产生向上壳体1方向的作用力，使得阀门在弹性件4的作用下闭合第一通道6。由于介质从上壳体1的入口流向阀芯3时，介质作用到阀芯3靠近第一限位台8侧的面积小于第二限位台12侧受到回流介质朝向上壳体1的入口的作用面积，而进入阀门内部的气体或液体介质产生的压强相等(压强损失可以忽略)，使得阀芯3靠近第一限位台8侧受到向下壳体5方向的作用力小于弹性件4对第二限位台12朝向上壳体1的入口的作用力，从而避免阀门异常打开。本申请的整个阀门结构，可用于常温、高压环境下，具有结构简单，安全可靠，特别是在阀门关闭状态下，可以降低阀门异常打开的机率，提高阀门的工作性能和可靠性，从而提高液体火箭发动机工作可靠性及效率。

在阀门关闭时，为了避免介质从阀门进口端进入阀体造成阀门出现异常打开现象，例如，将第一通道6的孔径小于第二通道7的孔径，第三通道9的孔径小于第四通道10的孔径，第一通道6的孔径小于第四通道10的孔径，使得介质从上壳体1的入口流向阀芯3时，介质作用到阀芯3靠近第一限位台8侧的面积小于第二限位台12侧受到回流介质朝向上壳体1的入口的作用面积，即当外部介质由上壳体1的入口进入时，阀门内部压强相等，阀芯3靠近第一限位台8侧受到向下壳体5方向的作用力(作用力等于压强乘以作用面积)小于弹性件4对第二限位台12朝向上壳体1的入口的作用力，进而避免阀门异常打开，有效解决阀门震颤问题。需要说明的是，沿第一通道6方向的轴向相切，上壳体1的截面外形为凸字形。

另外，阀门关闭时，为了使得阀芯3与第一限位台8的台面贴合更加紧密，同时避免阀芯3因与第一限位台8频繁接触而造成阀芯3破损，例如，阀芯3靠近第一通道6一端设有环形下凹槽13以及与环形下凹槽13匹配的第一密封圈14。第一密封圈14的一侧与环形下凹槽13的槽壁贴紧，另一侧用于与第一限位台8抵接。环形下凹槽13与第一密封圈14匹配的设计不仅使得第一密封圈14被固定牢固，避免其发生径向位移移动。此外，环形下凹槽13还起到导向作用，可以适应第一密封圈14沿环形下凹槽13的槽壁发生一定程度的轴向(阀门的轴向)位移，便于第一密封圈14与第一限位台8的台面贴紧，进而有利于对阀门的密封。

如图1、图2、图3和图7所示，为提高密封效果，例如，第一密封圈14为非金属材料。阀门关闭后，上壳体1与第一密封圈14形成金属-非金属密封副。关闭状态下，为避免入口压力过高，密封比压超过非金属材料的屈服强度，造成非金属压痕过深或被破坏，例如，第一限位台8的台面可以设置环形下沉部15。当第一密封圈14与第一限位台8的台面接触(刚刚贴合)时，环形下沉部15的台面距离阀芯3靠近第一限位台8一侧的高度为H，经过大量的仿真实验，当满足0.2mm≤H≤0.3mm时，可以降低第一密封圈14发生压痕过深或被破坏的机率。在第一密封圈的非金属压痕达到一定深度后，第一密封圈14与第一限位台8的台面(未形成环形下沉部的部位)接触，从而第一密封圈14还起到缓冲作用，抵消一部分作用力，有效缓解第一密封圈14的密封面的损伤程度。

需要注意的是，为了方便液体或气体介质的流通，例如，第一流道11设置在第三通道9的周向外侧，且沿第三通道9的中心对称。为了便于介质流量的调节，保证介质流速均匀，例如，沿第三通道9径向相切第一流道11的外形为弯弧结构。

值得一提的是，为了避免弹性件4发生径向位移移动，例如，下壳体5靠近阀芯3一端还设有用于限定弹性件4向下壳体5侧移动的凸起16，凸起16一端与下壳体5固定连接，另一端向第四通道10一侧延伸，弹性件4的一端套设设置于凸起16，且另一端抵接在第二限位台12的台面。本实施例中弹性件4以弹簧进行说明。

特别需要注意的是，为了避免介质从阀芯3(阀芯位于第四通道的侧壁)与凸起16(凸起周向外表面)之间的间隙处泄漏，例如，沿凸起16的周向外表面还设有环形下凹部以及与环形下凹部匹配的第二密封圈，第二密封圈的内侧与环形下凹部的底部贴紧，外侧与阀芯3形成第四通道10处的侧壁紧贴。

在本实施方式中，当阀门打开时，为了便于介质的流通，例如，下壳体5内侧还有与第一流道11匹配的第二流道，阀门内的介质由第一流道11经第二流道后从下壳体的出口流出.为了方便介质输送，例如，沿下壳体5的径向相切第二流道的外形为弯弧结构，且第二流道的尺寸与第一流道匹配设置。

具体的说，为了方便上壳体1与下壳体5的安装，例如，下壳体5还包含导向筒17。导向筒17一端与下壳体5固定连接，另一端向上壳体1侧延伸至第二通道7内侧，线圈2设置在导向筒17的周向外侧，导向筒17位于上壳体1的第二通道部分的周向内侧还设有用于防止线圈2被电磁干扰的隔磁环18。在本实施例中，为了使得上壳体1与下壳体5连接紧密，固定牢固，例如，上壳体1与下壳体5之间可以采用焊接或者螺栓固定连接的方式。

如图7所示，当线圈2断电后，电磁吸力消失，弹簧克服介质力推动阀芯3回到上壳体阀座(阀芯上端的端面与第一限位台的台面紧贴)，阀门关闭。在阀门打开状态，阀芯3介质力为阀芯上表面的压强P1和阀芯下表面压强P2对阀芯两侧产生的合力。根据F＝(P1-P2)*S公式得知，P1-P2是介质流经阀芯(第一通道与第三通道连通)的压强，作用面积S1为介质作用到阀芯3靠近第一限位台8侧的面积，S2为第二限位台12侧受到回流介质朝向上壳体1的入口的作用面积，其中S＝S2-S1,P相同，上下两个方向受力不同是由于受力面积不同导致的，即朝向闭合阀门方向的作用力应该是P*(S2-S1)。本申请，通过设置阀芯两侧的受力面积，可以保证弹簧力在可达到的范围内，弹簧力能够克服介质力F和摩擦力，使阀芯上端的端面与第一限位台的台面紧贴，进而保证阀门关闭。

阀门在关闭状态，阀门结构类似单向阀，出口压力高时，在介质力作用下，阀芯压紧在上壳体阀座上，阀门不会打开。P1-P2是介质流经阀芯(第一通道与第三通道连通)的压强损失可以忽略，即P1等于P2，弹簧腔内面积S2略大于阀芯密封面作用面积S1，阀门在关闭状态，入口压力高时，F1＝F弹簧力+P1(S2-S1)-F摩擦力＞0，作用力处于向上关闭方向，使得阀门处于关闭状态不会被推开，只要保证密封力足够即可，弹簧腔内面积S2无需设计过大。阀门打开的条件：F合＝F电磁力-F摩擦力-F弹簧力-F1＝F电磁力-F摩擦力-F弹簧力-P1(S2-S1)＞0。设计时，S2面积和S1面积尽可能相等或不能超过一定值，有利于阀门打开。综上，阀门在关闭状态下，入口或出口压力异常均不会打开阀门，保护系统安全。

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的截止阀结构，其特征在于，包含上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体，其中，

所述上壳体内侧包含相互连通且内径不同的第一通道和第二通道，所述第一通道向所述第二通道过渡部位形成用于限定所述阀芯的第一限位台；所述下壳体的一端沿所述第二通道内壁旋入所述上壳体后与所述上壳体形成一个容纳空间，所述线圈、所述阀芯和所述弹性件均位于所述容纳空间内；

所述阀芯内侧包含相互连通且内径不同的第三通道和第四通道以及第一流道；其中所述第三通道向所述第四通道过渡部位形成第二限位台，所述第一流道设置于所述阀芯的周向外侧，用于将所述第二通道和所述下壳体的出口通道连通；

介质从所述上壳体的入口流向所述阀芯时，介质作用到所述阀芯靠近第一限位台侧的面积小于所述第二限位台侧受到回流介质朝向所述上壳体的入口的作用面积；

所述线圈位于所述上壳体内侧，且通电后所述阀芯在所述线圈产生的电磁力作用下沿所述第二通道的轴向方向移动，以实现所述第一通道与所述第二通道的导通；

所述弹性件的一端与所述第二限位台抵接，另一端与所述下壳体靠近所述阀芯的一端抵接，所述弹性件用于与所述下壳体配合以对所述阀芯产生向所述上壳体方向的作用力，以在所述线圈断电后，阀门在所述弹性件的作用下闭合所述第一通道。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述第一通道的孔径小于所述第二通道的孔径，所述第三通道的孔径小于所述第四通道的孔径，所述第一通道的孔径小于所述第四通道的孔径；

当外部介质由所述上壳体的入口进入时，所述阀芯靠近第一限位台侧受到向所述下壳体方向的作用力小于所述弹性件对所述第二限位台朝向所述上壳体的入口的作用力，进而避免阀门异常打开。

3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，沿所述第一通道方向的轴向相切所述上壳体的截面外形为凸字形。

4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述阀芯靠近所述第一通道一端设有环形下凹槽以及与所述环形下凹槽匹配的第一密封圈，所述第一密封圈的一侧所述环形下凹槽的槽壁贴紧，另一侧用于与所述第一限位台抵接。

5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述第一限位台的台面还设有环形下沉部，所述第一密封圈与所述第一限位台的台面接触时，所述环形下沉部的台面距离所述阀芯靠近第一限位台一侧的高度为H，其中0.2mm≤H≤0.3mm。

6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述第一流道设置在所述第三通道的周向外侧，且相对于所述第三通道的中心线对称，沿所述第三通道径向相切，所述第一流道的外形为弯弧结构。

7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述下壳体靠近所述阀芯一端还设有用于限定所述弹性件向所述下壳体侧移动的凸起，所述凸起一端与所述下壳体固定连接，另一端向所述第四通道一侧延伸，所述弹性件的一端套设设置于所述凸起，且另一端抵接在所述第二限位台的台面。

8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，沿所述凸起的周向外表面还设有环形下凹部以及与所述环形下凹部匹配的第二密封圈，所述第二密封圈的内侧与所述环形下凹部的底部贴紧，外侧与所述阀芯形成所述第四通道处的侧壁紧贴。

9.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述下壳体内侧还有与所述第一流道匹配的第二流道，且沿所述下壳体的径向相切，所述第二流道的截面外形为弯弧结构。

10.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述下壳体还包含导向筒，所述导向筒一端与所述下壳体固定连接，另一端向所述上壳体侧延伸至所述第二通道内侧，所述线圈设置在所述导向筒的周向外侧，所述导向筒位于所述上壳体的所述第二通道部分的周向内侧还设有用于防止所述线圈被电磁干扰的隔磁环。

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