一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机

技术领域

本发明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机构及火箭发动机。

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。在一些在研型号的液体火箭中，火箭发动机采用的储能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。当这类阀门应用到低温液体火箭发动机时，在阀门打开液态燃料输入的初始时刻，液态燃料进入阀门过程中会产生较大的流阻，延长燃料进入推力室的时间，进而影响燃料使用的利用率及发动机的安全工作。

亟需提供一种适用于低温环境，可以减少流阻，提高燃料利用率，安全可靠的控制阀。

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用气动控制阀机构及火箭发动机。这种阀门结构适用于低温环境，可以减少流阻，提高燃料利用率，安全可靠，从而提高液体火箭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用气动控制阀机构，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，所述壳体还设置有用于控制阀芯运动的控制通道；

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；

其中，所述阀芯的端部在沿垂直所述阀芯的轴向方向相切所得的截面的外形为圆形，且向所述阀盖侧方向上，各圆形的直径逐渐变大，阀门工作时，所述控制通道通过控制气，推动所述阀芯向阀盖侧运动，以打开所述第一介质入口，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，所述阀芯的端部为锥台结构，所述锥台结构的夹角为A，且满足100°≤A≤130°。

在同一实施例中，所述阀芯的所述端部沿垂直所述阀芯的轴向方向间隔相切形成第一圆形与第二圆形，且所述第一圆形与所述第二圆形外侧通过圆弧面连接。

在同一实施例中，所述阀芯与所述第一通道同轴设计。

在同一实施例中，所述第一通道包含彼此连通的第一内通道和第二内通道，所述第一内通道和所述第二内通道的过渡部位形成用于限定所述阀芯向第一介质入口一侧移动的第一台阶。

在同一实施例中，所述阀芯具有内部通道，所述内部通道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。

在同一实施例中，所述阀芯的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、所述内部通道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，所述密封件为泛塞圈结构，且所述密封件包含沿所述阀芯轴向方向间隔设置的第一密封圈和第二密封圈，在沿所述壳体的内壁和所述阀芯的外表面周向分别设置固定所述第一密封圈和所述第二密封圈的环形开槽。

本发明的另一个方面提供了一种火箭发动机，包括如上所述的液体火箭发动机用气动控制阀机构。

本发明实施例提供的液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机。通过将阀芯的端部设计为锥台结构，沿垂直所述阀芯的轴向方向相切的外形为圆形，且向所述阀盖侧方向上，沿所述轴向方向相切的各圆形的直径逐渐变大，液体介质在经过阀门时，减少流阻，保证液体介质快速进入推力室内，提高液体介质的利用率。整个阀门结构，可以较好地适用于低温环境，且安全可靠，提高了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为本发明实施例中气动控制阀的结构示意图；

图2为本发明实施例中壳体的结构示意图；

图3为本发明实施例中阀芯的结构示意图；

图4为本发明实施例中阀盖的结构示意图；

图5为本发明实施例中端部的结构简图；

图6为本发明实施例中流阻与锥台结构夹角的角度的坐标图。

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

21端部

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。

本发明的第一种实施方式中提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀机构。如图1所示，气动控制阀包含壳体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和与第一通道延伸方向不同的第二通道7，壳体1还设置有用于控制阀芯2运动的控制通道18。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。其中，阀芯2的端部21在沿垂直阀芯2的轴向方向相切所得截面的外形为圆形，且向阀盖3侧方向上，各圆形的直径逐渐变大。阀门工作时，控制通道18通过控制气，推动阀芯2向阀盖3侧运动，以打开第一介质入口，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，本发明实施例提供的液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机，通过将阀芯2的端部21设计为沿垂直阀芯2的轴向方向相切的外形为圆形，且向阀盖侧方向上各圆形的直径逐渐变大，可以确保在气动控制阀工作过程中，液体介质在经过阀门时，减少流阻，保证液体介质快速进入推力室内，提高液体介质的利用率。整个阀门结构，可以较好地适用于低温环境，且安全可靠，提高了液体火箭发动机工作可靠性及效率。

在同一实施例中，如图1、图5和图6所示，阀芯2的端部为锥台结构，其中锥台结构的夹角(锥台所对应的圆锥母线之间的夹角)为A。如图6所示，X轴为A的角度，Y轴为流阻值，其中流阻值随着A的角度成曲线变化，经过大量的实验，当100°≤A≤130°时，流阻值变小。与现有阀芯设计相比，阀芯的锥台结构的流阻可以至少减少30％，进而保证液体介质快速进入推力室内，提高液体介质的利用率，缩短发动机点火时间，便于火箭发动机快速启动。

需要说明的是，为了减少液体介质对阀芯2表面进行冲击，例如，沿垂直阀芯2的轴向方向间隔相切形成第一圆形与第二圆形，且第一圆形与第二圆形外侧通过圆弧面连接。圆弧面可以使壳体与阀芯之间形成的线密封的效果更好，避免发生液体泄漏，同时增加阀芯2与液体介质的接触面积，进一步增加了阀芯2表面受力面积，减小液体介质对阀芯2的冲击，有效保护阀芯2，增加阀芯2的使用寿命。

另外，为了方便阀芯2在第一通道6内移动，例如，阀芯2与第一通道6同轴设计。

本发明还涉及到第二种实施方式，第二种实施方式是在第一种实施方式的基础上的进一步改进，如图1、图2、图3和图4所示，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部和阀后发动机组件进行吹除，防止外部的水汽流入发动机内部产生结冰现象。

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之间的缝隙泄漏。

该阀门在工作初始阶段，第二通道7与第四通道8导通，第四通道8一端可以通过连接高压管路，实现对阀门内部和阀门下游发动机组件的吹除。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(对发动机内部进行预冷)。阀芯2通过施压通道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。

具体的，本发明实施例提供的液体火箭发动机用气动控制阀及火箭发动机，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。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外侧的空气在发动机预冷阶段倒吸流入第二通道7内，造成第二通道7内侧结冰，进而堵塞阀门和发动机组件，影响阀门和发动机的安全使用；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。整个阀门结构，可以较好地适用于低温环境，且安全可靠，提高了液体火箭发动机工作可靠性及效率。

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所述阀芯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。

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及阀盖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。

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。本申请实施例的阀门机构，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。需要提及的是，为了方便第一密封圈13和第二密封圈14的固定，例如，可以在壳体内壁或者阀芯外周向设置环形开槽，第一密封圈13和第二密封圈14分别与环形开槽配合，避免密封圈产生位移，有效固定密封圈，提高密封效果。另外，实施方式中的第一密封圈13和第二密封圈14均采用泛塞圈结构。

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。

特别需要指出的是，为了控制阀门的打开，例如，在壳体1还设有用于高压气体进入的控制通道18，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，锥形面与第一台阶12相对设置。高压气体经控制通道18进入壳体1，作用在锥形弧面表面，以推动阀芯2向靠近阀盖3一侧运动。在本实施方式中，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，同时可以有效的缓解高压气体的冲击力，进而可以快速、稳定地带动阀芯2向靠近阀盖3一侧运动。

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。

本发明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。

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。