本发明专利技术提供了一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机。气动阀机构包含壳体、阀芯、阀盖、密封件和弹性件，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第一通道延伸方向不同的第二通道，壳体还设置有用于控制阀芯运动的控制通道。密封件用以对阀芯与壳体内壁进行密封。所述阀芯的端部沿垂直所述阀芯的轴向方向相切所得截面的外形为圆形，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。与现有技术相比，可以减少流阻，提高燃料利用率，安全可靠。安全可靠。安全可靠。
【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机用气动控制阀机构及火箭发动机
[0001]本专利技术涉及动力系统阀门
，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。
技术介绍
[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。
技术实现思路
[0005]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。
[0006]本专利技术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；
[0007]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；
[0008]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。
[0009]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
°
。
[0010]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。
[0011]在同一实施例中，所述阀芯与所述第一通道同轴设计。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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。
[0016]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。
[0017]本专利技术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。
[0018]本专利技术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。
[0019]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，其并不能限制本专利技术所欲主张的范围。
附图说明
[0020]下面的附图是本专利技术的说明书的一部分，其绘示了本专利技术的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本专利技术的原理。
[0021]图1为本专利技术实施例中气动控制阀的结构示意图；
[0022]图2为本专利技术实施例中壳体的结构示意图；
[0023]图3为本专利技术实施例中阀芯的结构示意图；
[0024]图4为本专利技术实施例中阀盖的结构示意图；
[0025]图5为本专利技术实施例中端部的结构简图；
[0026]图6为本专利技术实施例中流阻与锥台结构夹角的角度的坐标图。
[0027]附图标记说明：
[0028]1壳体
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2阀芯
[0029]3阀盖
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4密封件
[0030]5弹性件
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6第一通道
[0031]7第二通道
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8第四通道
[0032]9第三通道
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10第一内通道
[0033]11第二内通道
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12第一台阶
[0034]13第一密封圈
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14第二密封圈
[0035]15导向柱
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16导向杆
[0036]17底座
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18控制通道
[0037]19锥形面
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20单向阀
[0038]21端部
具体实施方式
[0039]现详细说明本专利技术的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本专利技术的限制，而应理解为是对本专利技术的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。
[0040]在不背离本专利技术的范围或精神的情况下，可对本专利技术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本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机用气动控制阀机构，其特征在于,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。2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用气动控制阀机构，其特征在于,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
°
。3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用气动控制阀机构，其特征在于,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。4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用气动控制阀机构，其特征在于,所述阀芯与所述第一通道同轴设计。...
【专利技术属性】
技术研发人员：王喜良，陈涛，任志彬，张思远，李莹，刘耀林，李欢，范宇，杨永刚，薛海龙，张航，
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：
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