一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机制造技术

本发明专利技术提供了一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体。副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；密封件套设在所述推力组件的表面，密封件的外侧表面与副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过密封件设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的阀主体运动；密封件为泛塞圈，泛塞圈包含主体部、环形容纳部和弹性件，弹性件设置在环形容纳部，环形容纳部内壁设有用于配合抵接弹性件的环形凸起；主体部的周向外表面设有环形凹部。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。的损失。的损失。

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机


[0001]本专利技术涉及阀门
，尤其涉及一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机。

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。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。
[0003]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。为了方便推进剂的使用，经常会应用到转向阀门，而转向阀门通常通过其内部活门运动实现将推进剂从阀门不同出口排出。在运动过程中，需要推力组件为活门提供推力，推力组件可以与阀门内壁直接接触。为了密封严谨，在推力组件与阀门内壁之间通常需要加设动密封元件。例如，动密封元件可以采用金属波纹管或贵金属镀层密封圈实现。阀门通过高压氦气动作，在动作到位之后需要通控制气保持状态。然而，大尺寸金属波纹管成型困难，生产周期长，空间结构大，采购成本高，寿命低，可靠性差等。另外，采用贵金属镀层密封圈的设计，会存在摩擦力过大，影响阀门的使用效率。
[0004]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。

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的换向阀及液体火箭发动机。这种阀门装置可以改善密封效果，减少气体介质的损失，从而提高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的换向阀，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体，其中，
[0007]所述副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；
[0008]所述主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；
[0009]所述密封件套设在所述推力组件的表面，所述密封件的外侧表面与所述副壳体的内壁相互抵接；
[0010]所述推力组件一端通过所述密封件设置在所述副壳体内，另一端用于推动位于所述主壳体内的所述阀主体运动；所述密封件为泛塞圈，所述泛塞圈至少包含两个沿所述推力组件轴向依次设置的第一泛塞圈和第二泛塞圈，且所述第一泛塞圈和所述第二泛塞圈相互紧贴，其中，
[0011]所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹
性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起；
[0012]所述主体部的周向外表面设有环形凹部；
[0013]气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，推动所述推力组件带动所述阀主体向远离所述副壳体方向移动，以使所述主壳体上的所述第一介质入口和所述第二介质出口导通；
[0014]气流通过所述第二通道进入，以推动所述推力组件及所述阀主体向靠近所述副壳体方向运动，以使所述第一介质入口和所述第一介质出口导通。
[0015]进一步的，所述环形凹部的数量为A个，且满足1≤A≤4。
[0016]进一步的，所述主体部靠近所述环形容纳部的一侧表面与所述弹性件匹配贴合，以防止弹性件发生移动。
[0017]进一步的，沿环形凸起的径向方向相截所述环形凸起的外形为等腰梯形。
[0018]进一步的，所述环形凸起的端部为弯弧结构。
[0019]进一步的，所述弯弧结构沿所述轴向方向相切的截面为半个椭圆形，且半个椭圆形的长轴长度为B，短轴长度为C，2≤B/C≤4。
[0020]进一步的，所述环形凸起至少包含2个，且2个所述环形凸起沿所述推力组件轴向等间隔的设置在所述环形容纳部内壁上。
[0021]进一步的，还包含第一弹簧和盖板，所述第一弹簧均位于所述主壳体的内部，所述盖板位于所述主壳体远离所述副壳体的一侧，所述盖板与所述主壳体通过螺栓连接，所述第一弹簧两端分别与所述阀主体和所述盖板连接，所述第一弹簧用于推动所述阀主体向远离所述盖板一侧移动。
[0022]进一步的，在所述主壳体内侧且靠近所述副壳体的位置，所述推力组件的周向表面间隔设有第一密封圈和第二密封圈。
[0023]本专利技术的另一个方面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换向阀门机构。
[0024]本专利技术实施例提供的液体火箭发动机的换向阀门机构，泛塞圈套设在所述推力组件的表面，且泛塞圈的外侧表面与所述副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过泛塞圈设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的所述阀主体运动。采用这种换向阀门机构，当高压气体介质从副壳体进入时，推动推力组件运动以对阀主体施加压力以改变液体介质的出口位置，而泛塞圈用于副壳体与推力组件之间的密封，可以避免高压气体介质从副壳体与推力组件之间的缝隙泄漏到主壳体内，一方面可以减少高压气体介质对阀主体的冲击，精确控制液体介质的排出；另一方面可以减少气体的供给(泄漏减少)，可以降低储气装置的制造难度。通过主体部的周向外表面设有环形凹部。由于环形凹部的设计，便于泛塞圈随推力组件快速移动，可以减少主体部与副壳体的接触面积，进而使得泛塞圈与副壳体之间的摩擦力变小，从而方便泛塞圈随推力组件快速移动。另外，由于环形凸起的设计可以便于弹性件受到的压力通过环形凸起快速传递至环形容纳部，使得环形容纳部快速与副壳体内壁紧贴已达到快速密封的效果，避免高压气体泄漏。整个阀门结构可以改善密封效果，减少气体介质的损失，便于加工，可以节约成本，从而进一步改善液体火箭发动机的性能，提高其工作可靠性及效率。
[0025]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
[0026]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。
[0027]图1为本专利技术实施例中换向阀门的结构示意图；
[0028]图2为本专利技术实施例中密封件与推力组件连接的结构简图；
[0029]图3为本专利技术实施例中环形凸起的立体图；
[0030]图4为本专利技术实施例中弯弧结构的示意图；
[0031]图5为本专利技术实施例中泛塞圈的局部放大示意图；
[0032]图6为本专利技术实施例中泛塞圈的俯视图；
[0033]图7为本专利技术实施例中密封强度与环形凹部个数对应变化的坐标图。
[0034]附图标记说明：
[0035]1副壳体
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2主壳体
[0036]3密封件
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4推力组件
[0037]5阀主体
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6第一介质入口
[0038]7第本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机的换向阀，其特征在于,包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体，其中，所述副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；所述密封件套设在所述推力组件的表面，所述密封件的外侧表面与所述副壳体的内壁相互抵接；所述推力组件一端通过所述密封件设置在所述副壳体内，另一端用于推动位于所述主壳体内的所述阀主体运动；所述密封件为泛塞圈；所述泛塞圈至少包含两个沿所述推力组件轴向依次设置的第一泛塞圈和第二泛塞圈，且所述第一泛塞圈和所述第二泛塞圈相互紧贴，其中，所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起；所述主体部的周向外表面设有环形凹部；气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，推动所述推力组件带动所述阀主体向远离所述副壳体方向移动，以使所述主壳体上的所述第一介质入口和所述第二介质出口导通；气流通过所述第二通道进入，以推动所述推力组件及所述阀主体向靠近所述副壳体方向运动，以使所述第一介质入口和所述第一介质出口导通。2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：所述环形凹部的数量为A个，且满足1≤A≤4。3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：李莹，陈涛，任志彬，王喜良，张思远，李欢，刘耀林，范宇，薛海龙，
申请(专利权)人：蓝箭航天技术有限公司，
类型：发明
国别省市：