一种轨姿控动力系统用安全阀

技术领域

本发明涉及火箭姿态控制领域，具体涉及一种轨姿控动力系统用安全阀。

背景技术

轨姿控动力系统（轨道姿态控制动力系统）主要完成变轨和入轨任务, 其中也包括爬升以及改变轨道倾角，以消除姿态静态误差，使卫星按预定姿态和轨道飞行，保证卫星性能，并完成飞行任务。

轨姿控动力系统主要由高压气瓶、电爆阀、减压阀、安全阀、单向阀、贮箱、轨姿控发动机等组成。安全阀作为轨姿控动力系统中气瓶和储气罐上的压力保护或压力控制元件，其高可靠性是确保轨姿控动力系统能够精准完成火箭发射任务的重要条件，其加工便利性是确保轨姿控动力系统能够按时完成火箭发射任务的重要条件。

现有的安全阀的结构如图1所示。图1示出的安全阀由阀体101、阀芯102、调整螺钉103、锁紧螺母104、限位螺母105和弹簧106组成。阀芯102由阀芯基体107和橡胶（或氟塑料）108经过热压工艺结合而成。经过热压工艺结合而成的阀芯102会存在以下问题：

1）热压工艺相对较复杂，需要热压机和热压模具才能完成，生产效率低。

2）热压质量难以保证，橡胶（或氟塑料）内部常伴有“起泡”等缺陷，难以去除，影响安全阀启闭性能。

3）受热压工艺的影响，批次不同，橡胶（或氟塑料）的性能参数不同，影响安全阀的使用寿命。

4）热压工艺污染环境，受环保要求的限制，有时需要停产，影响火箭发射任务。

5）与橡胶（或氟塑料）贴合的阀座面加工粗糙度要求较高，阀座面很小，加工困难。

发明内容

针对上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

本发明提供了一种轨姿控动力系统用安全阀，包括：所述安全阀包括阀体，所述阀体的内部形成有容置腔；所述容置腔包括连通的第一腔部和第二腔部，第二腔部用于供介质流入；所述第一腔部内设置有调节组件、限位件、弹簧和阀芯；所述调节组件设置在所述第一腔部的第一端，所述阀芯设置在所述第一腔部的第二端，所述阀芯的第一端设置有第一空腔，所述阀芯的第二端设置有第二空腔，所述第二空腔与所述第二腔部连通；所述弹簧的第一端通过所述限位件与所述调节组件连接，所述弹簧的第二端与所述阀芯的第一空腔连接，所述阀芯的第二端和所述第一腔部之间设置有密封件，所述阀芯的第二端上形成有n个沿周向方向分布的第一径向通孔，n个第一径向通孔与所述第二空腔连通；所述阀体上还形成有n个沿周向方向分布并且与外界连通的第二径向通孔；其中，所述密封件和所述阀芯活动连接，在所述安全阀处于关闭状态时，所述密封件位于第一径向通孔和第二径向通孔之间，在所述安全阀处于开启状态时，所述第一径向通孔和所述第二径向通孔连通。

本发明实施例提供的轨姿控动力系统用安全阀，由于在安全阀的阀芯上设置了多个泄压孔，使得安全阀的阀芯的结构得到了改变，进而使得阀芯与阀体的密封形式得到了改变。密封形式改变以后，安全阀阀芯的生产，不再需要热压工艺，单一的机加工即可完成，所需要的非金属密封件，也更改为易于采购的标准件O型圈，从而能够提高安全阀的生产效率、启闭性能和使用寿命，能够确保火箭发射任务的正常运行。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例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一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为现有安全阀的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的安全阀处于关闭状态的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的安全阀的阀芯结构示意图；

图4为本发明实施例提供的安全阀处于开启状态的结构示意图。

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，本领域技术人员在没有作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。

本发明实施例提供一种安全阀，用于轨姿控动力系统。轨姿控动力系统可包括：通过管路依次连接的高压气瓶、电爆阀、减压阀、安全阀、单向阀、贮箱、轨姿控发动机。其中，高压气瓶的高压气，经电爆阀锁闭在阀前，电爆阀启爆后，高压气经过减压阀减压后降为工作压力，经过安全阀，分为两路，一路经过单向阀进入燃料贮箱，将燃料挤入轨姿控发动机，另一路经过单向阀进入氧化剂贮箱，将氧化剂挤入轨姿控发动机。轨姿控发动机可同时控制两路推进剂混合燃烧，从而起到工作的目的。安全阀安装于减压阀后，防止减压阀出现异常导致工作压力升高，超压后安全阀会泄压，防止高压破坏贮箱。单向阀用于防止轨姿控动力系统用安全阀工作时推进剂回流，如果燃料和氧化剂回流汇入一路，则会发生爆炸。

进一步地，如图2和图3所示，在本发明实施例中，所述安全阀可包括阀体1，所述阀体1的内部形成有容置腔。所述容置腔包括连通的第一腔部2和第二腔部3。第二腔部3用于供介质流入，可包括截面为梯形的介质进口段301和圆柱形的介质流通段302。如图2和图3所示，介质进口段301形成为在介质流动方向上直径逐渐变小的渐缩形结构，介质进口段301的最小直径等于介质流通段302的直径。

进一步地，在本发明实施例中，所述第一腔部2内设置有调节组件4、限位件5、弹簧6和阀芯7。

其中，所述调节组件4设置在所述第一腔部2的第一端。在一示意性实施例中，所述调节组件4可包括调节螺钉401和锁紧螺母402。其中，所述调节螺钉401与所述第一腔部的第一端通过螺纹连接，所述锁紧螺母设置在所述阀体上具体为阀体的顶部（图示方向）并与所述调节螺钉的外部通过螺纹连接，以将调节螺钉401固定在第一腔部中。

进一步地，在本发明实施例中，限位件5可为限位螺母，可设置在形成在第一腔部的安装槽中，用于对阀芯7进行限位。

进一步地，在本发明实施例中，所述阀芯7设置在所述第一腔部2的第二端，所述阀芯7的第一端设置有第一空腔701，所述阀芯7的第二端设置有第二空腔702，所述第二空腔702与所述第二腔部3连通。所述阀芯的第二端和所述第一腔部之间设置有密封件8，所述阀芯7的第二端上形成有n个沿周向方向分布的第一径向通孔703，n个第一径向通孔703与所述第二空腔702连通。n个第一径向通孔703均匀分布在阀芯的周向方向上，作为泄压孔。

在本发明实施例中，密封件8和阀芯7活动连接。在第二腔部上形成有安装槽，密封件8可嵌套设置在该安装槽中。密封件8可为O型密封圈，优选可为易于采购的标准O型密封圈。由于可以采用标准O型密封圈进行密封，不再需要热压工艺，单一的机加工即可完成安全阀的生产，从而能够提高生产效率。

进一步地，在发明实施例中，所述阀体上还形成有n个沿周向方向分布并且与外界连通的第二径向通孔9。n个第二径向通孔9均匀分布在阀体的周向方向上，作为泄压孔。

进一步地，在本发明实施例中，所述弹簧6的第一端通过所述限位件5与所述调节组件4连接，所述弹簧6的第二端与所述阀芯7的第一空腔701连接。具体地，在调节螺钉401的底部可形成有第一弹簧安装槽，以及在第一空腔701的底部形成有第二弹簧安装槽，弹簧6的两端分别安装在第一弹簧安装槽和第二弹簧安装槽中，从而固定在调节螺钉和阀芯之间。

在本发明实施例中，可通过改变调整螺钉旋入阀体内的螺纹深度，从而调整弹簧的压缩量，使弹簧力与安全阀开启时阀芯所受介质力相等。

进一步地，在本发明实施例中，在所述安全阀处于关闭状态时，所述密封件位于第一径向通孔和第二径向通孔之间，防止介质流通。在所述安全阀处于开启状态时，所述第一径向通孔和所述第二径向通孔连通，使得介质通过径向通孔排出。

在本发明实施例中，在介质压力大于安全阀的开启压力时，安全阀处于开启状态，在介质压力小于安全阀的开启压力时，安全阀处于关闭状态。具体地，在本发明实施例中，安全阀的开启压力为设定值，当管路内的介质由介质进口进入阀体时，阀芯在介质压力的作用下移动，使弹簧压缩，介质压力接近并等于设定的开启压力时，阀芯的n个均匀排布的泄压孔与阀体上的n个均匀排布的泄压孔连通，超压介质由泄压孔排出，实现安全阀开启。当介质压力小于开启压力时，阀芯在弹簧力作用下复位，推动阀芯到初始位置，从而使泄压孔被O型密封圈截断，安全阀关闭，从而保护了火箭轨姿控动力系统正常工作。

进一步地，在本发明实施例中，第二空腔的直径等于介质流通段的直径。n个径向通孔的截面积之和即所有通孔的圆形面积等于第二空腔的截面积即圆形面积，从而能够确保没有流体阻力，使得介质在阀体内顺畅流通。

本实施例提供的轨姿控动力系统用安全阀，至少具有以下优点：

（1）密封形式简单易实现。由于安全阀的阀芯不再需要橡胶热压工序，从而能够：

1）提高生产效率，可批量生产。

2）避免热压的橡胶缺陷，能够稳定安全阀启闭性能。

3）不受橡胶热压工艺的影响，能够延长安全阀的使用寿命。

4）不再受环保要求的限制，无停产问题，不会影响火箭发射任务的正常进行。

（2）密封面为与O型密封圈配合的圆轴面，加工简单。

本实施例提供的轨姿控动力系统用安全阀，在安装到轨姿控动力系统中时，能够确保轨姿控动力系统稳定可靠的完成火箭发射任务。

虽然已经通过示例对本发明的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本发明的范围。本领域的技术人员还应理解，可以对实施例进行多种修改而不脱离本发明的范围和精神。本发明公开的范围由所附权利要求来限定。