本发明专利技术公开了一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；所述作动筒内侧具有供气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；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道。同现有技术相比，该结构减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性。
【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机
本专利技术涉及液体火箭领域，特别涉及一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机。
技术介绍
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。采用传统低温液体推进剂的液体发动机中所使用的阀门的动密封装置通常为金属波纹管和贵金属镀层。阀门可以通过高压控制气控制阀门开关，且在阀门动作到位之后，通常需要继续通控制气以保持阀门当前状态。这种阀门动作方式导致发动机需要自带大量控制气，进而增加火箭重量和结构尺寸。此外，由于发动机工作过程振动强度高，冷热温差大，环境条件苛刻，可以造成密封装置的密封效果减弱，影响发动机的可靠性。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，可以节约发动机自带的控制气，提高阀门的密封性，保证发动机可靠性，从而为液氧甲烷推进剂用于液体运载火箭打下基础。
技术实现思路
本专利技术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阀门结构及液体火箭发动机。该阀门结构可以很好的适应低温液体火箭发动机，在可靠密封控制气和液体推进剂的前提下，减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性，保证发动机可靠性。为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；其中，所述作动筒内侧具有供气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；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述双层波纹管一端连接所述底座靠近所述阀主体侧，另一端连接位于所述作动筒内侧的支撑板的远离所述阀主体侧，且所述支撑板位于所述作动筒的靠近所述阀主体的一侧；所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道；所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，以防止开关控制气泄漏，气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，以推动所述底座带动所述推力组件推动所述阀主体的活门向远离所述作动筒方向移动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口导通，气流通过所述第二通道、所述第四通道进入所述双层波纹管的间隙，以推动所述底座带动所述推力组件及所述活门向远离所述阀主体方向运动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口关闭。进一步的，所述作动筒的底部设置连通所述第一通道的进气口，另一端设有从外侧壁向外的凸起部，所述第二通道设置在所述凸起部；所述作动筒的内侧设有与所述支撑板外沿侧配合的卡槽，且沿所述侧壁内侧设有环形开槽，所述环形开槽分居所述第二通道和所述第四通道连通部位的两侧，且所述环形开槽内设有密封圈。进一步的，所述进气口和所述第三通道的中心连线与所述作动筒的轴线重合。进一步的，所述支撑板的外形为匹配所述作动筒内壁的圆板结构，且所述第四通道包括相互闭环的多条气体通道，所述气体通道的进口端连接所述第二通道，出口端连通所述双层波纹管的间隙。进一步的，所述支撑板的外形为匹配所述作动筒内壁的圆板结构，所述支撑板的外沿面周向地设有向所述支撑板中心下凹的凹槽，且所述凹槽上设有向靠近所述支撑板中心方向延伸的下凹孔和与所述下凹孔连通的第五通道。进一步的，所述推力组件还包含拉杆，沿所述第一方向所述拉杆一端与所述底座连接，另一端与所述活门连接。进一步的，所述阀主体还包含外壳，弹簧，沿第一方向开口的泄气口和固定盖；所述外壳设有连通所述介质入口和所述介质出口的通道，所述活门配置为在所述通道中运动，实现对所述介质入口和所述介质出口的开关；所述泄气口位于所述固定盖的远离所述推力组件一端，所述固定盖通过螺栓与所述外壳连接，且弹簧设置在所述活门和所述固定盖之间且两端分别连接所述活门和所述固定盖，所述泄气口的开口方向与所述介质入口的开口方向相互垂直，所述固定盖的靠近所述外壳侧设有第一密封圈。进一步的，所述活门两端设有第一限位结构，第二限位结构和第二密封圈；所述第二密封圈位于靠近所述作动筒侧，用以限制液体介质从所述介质入口流入所述作动筒；所述第一限位结构为在靠近所述固定盖设置的环形凸起，所述第二限位结构为在靠近所述作动筒端设置的台阶，所述第一限位结构和所述第二限位结构用以避免所述活门两端与所述阀主体直接接触，实现对所述活门与所述阀主体的保护。本专利技术的另一个部分提供了一种液体火箭发动机，包括如上所述液体火箭发动机的阀门结构。与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：该种液体火箭发动机的阀门结构由作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体组成，所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，以推动所述底座带动所述推力组件推动所述阀主体的活门向远离所述作动筒方向移动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口导通，气流通过所述第二通道、所述第四通道进入所述双层波纹管的间隙，以推动所述底座带动所述推力组件及所述活门向远离所述阀主体方向运动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口关闭，由于所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，增加了密封性，以防止开关控制气泄漏，导通后，由于介质为高压介质，撤销控制气，可以保证介质入口和介质出口保持流通状态，使活门能够动作到位后不用再通控制气，减少发动机控制的用气量。整个结构可以很好的适应低温液体火箭发动机，在可靠密封控制气和液体推进剂的前提下，减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性，保证发动机可靠性。附图说明附图1为本专利技术阀门结构的剖面图；附图2为本专利技术推力组件主视图；附图3为本专利技术阀主体的剖面图；附图4为本专利技术第二限位结构的放大图；附图5为本专利技术作动筒的结构示意图；附图6为本专利技术第一实施方式中支撑板的俯视图；附图7为本专利技术第一实施方式中支撑板的主视图；附图8为本专利技术第二实施方式中支撑板的立体图；附图9为本专利技术第二实施方式中支撑板的俯视图；附图10为本专利技术密封圈的结构示意图；附图11为本专利技术下沉部和密封胶圈的结构示意图；附图12为本专利技术拉杆与活门连接的结构示意图。附图标记说明：1作动筒2双层波纹管3推力组件4阀主体5第一通道6第二通道7底座8支撑板9活门10第三通道11第四通道12介质入口13介质出口14进气口15侧壁16凸起部17环形开槽18密封圈19气体通道20进口端21出口端22凹槽...
【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；其中，所述作动筒内侧具有供气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；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述双层波纹管一端连接所述底座靠近所述阀主体侧，另一端连接位于所述作动筒内侧的支撑板的远离所述阀主体侧，且所述支撑板设置在所述作动筒的靠近所述阀主体的一侧；所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道；所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，以防止开关控制气泄漏，开气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，以推动所述底座带动所述推力组件推动所述阀主体的活门向远离所述作动筒方向移动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口导通，关气流通过所述第二通道、所述第四通道进入所述双层波纹管的间隙，以推动所述底座带动所述推力组件及所述活门向远离所述阀主体方向运动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口关闭。/n...
【技术特征摘要】
20190930 CN 20192164902251.一种液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；其中，所述作动筒内侧具有供气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；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述双层波纹管一端连接所述底座靠近所述阀主体侧，另一端连接位于所述作动筒内侧的支撑板的远离所述阀主体侧，且所述支撑板设置在所述作动筒的靠近所述阀主体的一侧；所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道；所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，以防止开关控制气泄漏，开气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，以推动所述底座带动所述推力组件推动所述阀主体的活门向远离所述作动筒方向移动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口导通，关气流通过所述第二通道、所述第四通道进入所述双层波纹管的间隙，以推动所述底座带动所述推力组件及所述活门向远离所述阀主体方向运动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口关闭。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述作动筒的底部设置连通所述第一通道的进气口，另一端设有从外侧壁向外的凸起部，所述第二通道设置在所述凸起部；所述作动筒的侧壁内侧设有与所述支撑板外沿侧配合的卡槽，且沿所述侧壁内侧设有环形开槽，所述环形开槽分居所述第二通道和所述第四通道连通部位的两侧，且所述环形开槽内设有密封圈。
3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述进气口和所述第三通道的中心连线与所述作动筒的轴线重合。
4.根据权利要...
【专利技术属性】
技术研发人员：李莹，任志彬，刘耀林，王喜良，陈涛，张思远，陈展，张航，薛海龙，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11
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