挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀技术方案

本发明专利技术公开了挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀，其中电磁阀包括一阀体，阀体内设置有供燃料通过的电磁阀进口和电磁阀出口，阀体内还包括主控制腔室、先导控制腔室、连通支路、先导阀芯和主阀芯，电磁铁在通电和断电的两种状态之间切换，用于牵引先导阀芯在先导控制腔室内往复移动、进而实现对电磁阀进口和先导控制腔室的导通或封闭，并使得副轴在主控制腔室内往复移动，从而带动副轴封闭或导通电磁阀进口和电磁阀出口的连通。解决了现有挤压式液体火箭发动机燃料供给系统，通过多个直通式电磁阀共同控制燃料的通断功能，增加了系统的复杂性、降低了系统可靠性的问题。问题。问题。

【技术实现步骤摘要】
挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀


[0001]本专利技术属于航空航天发动机液体燃料控制
，具体涉及挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀。

技术介绍

[0002]由于先导式电磁阀主阀阀芯是通过阀芯两端的压力差进行控制的，而为了保证截止效果，截止电磁阀的通常采用端面密封，即先导电磁阀主阀阀芯一端一直受到出口压力的作用，因此常规的先导截止电磁阀必须保证进出口外增加一路通往低压源的低压路，当需要主阀打开时通过先导阀控制将低压压力与出口压力比较，当需要主阀关闭时通过先导阀控制将进口压力与出口压力比较，主阀在液压力作用下移动。然而挤压式液体火箭发动机燃料供给系统仅能在大流量时保证相对稳定且很小的进出口压差，因此无法使用先导式电磁阀，在大流量高压力状态时只能通过多个直通式电磁阀共同控制燃料的通断功能。这种方式极大地增加了系统的复杂性和重量，同时降低了系统可靠性。在控制某燃烧室燃料供给通断的的同时，一般还伴随着发动机喷口角度、飞行器翼形等结构参数的调整，此时需要通过液压缸、舵机等元件进行控制和备份控制。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀，以解决现有挤压式液体火箭发动机燃料供给系统，通过多个直通式电磁阀共同控制燃料的通断功能，增加了系统的复杂性、降低了系统可靠性的问题。
[0004]本专利技术采用以下技术方案：挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀，包括一阀体，阀体内设置有供燃料通过的电磁阀进口和电磁阀出口，阀体内还包括：
[0005]一主控制腔室，其一端连通至阀体的外部，另一端连通至电磁阀出口；
[0006]一先导控制腔室，其一侧与电磁阀进口连通，另一侧与主控制腔室连通；
[0007]一连通支路，连通设置在先导控制腔室和电磁阀出口之间；
[0008]一先导阀芯，其一端穿出先导控制腔室、并连接一电磁铁，其另一端位于先导控制腔室内；
[0009]一主阀芯，位于主控制腔室内，其包括同轴、一体式设置的主轴和副轴，副轴的外径大于主轴的外径，主轴上远离副轴的一端开设有机械接口；主轴从主控制腔室穿出，副轴位于主控制腔室内、靠近电磁阀出口的一侧；
[0010]电磁铁在通电和断电的两种状态之间切换，用于牵引先导阀芯在先导控制腔室内往复移动、进而实现对电磁阀进口和先导控制腔室的导通或封闭，并使得副轴在主控制腔室内往复移动，从而带动副轴封闭或导通电磁阀进口和电磁阀出口的连通。
[0011]进一步的，先导阀芯包括推杆、和垂直设置在其上的档杆，推杆沿先导阀芯的移动方向设置，档杆用于跟随推杆移动、以在以下两种状态间切换：
[0012]状态一、先导控制腔室分别与电磁阀进口和主控制腔室连通，与连通支路断开；
[0013]状态二、先导控制腔室与电磁阀进口断开，分别与主控制腔室和连通支路连通。
[0014]进一步的，先导阀芯穿出先导控制腔室的出口外侧设置有动密封组件。
[0015]进一步的，推杆与动密封组件之间设置有复位弹簧。
[0016]进一步的，在主轴外侧套装有主阀复位弹簧。
[0017]进一步的，在副轴远离主轴的一端设置密封垫，在主控制腔室内对应密封垫的位置处设置密封凸起。
[0018]进一步的，电磁铁包括与先导阀芯连接的铁芯，铁芯外环绕设置线圈。
[0019]进一步的，主阀芯伸出阀体的一端、套设有主阀动密封组件和卡圈。
[0020]本专利技术采用的第二种技术方案是，挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀的工作方法，包括以下内容：
[0021]当线圈通电时，先导阀芯在铁芯的驱动下移动，并将电磁阀进口、先导控制腔室和主控制腔室连通，主阀芯受进口压力向电磁阀出口移动，最终将电磁阀进口和电磁阀出口封闭，电磁阀关闭；
[0022]当线圈断电时，先导阀复位并封闭电磁阀进口、先导控制腔室和主控制腔室的连通，不再有燃料通入先导控制腔室内、以及主轴与副轴的结合面端面处，主阀芯复位，从而连通电磁阀进口、主控制腔室和电磁阀出口，电磁阀开启。
[0023]本专利技术的有益效果是：
[0024]1、本专利技术通过将主阀芯设计为同轴一体式的主轴和副轴，再结合先导阀芯的控制作用下，在主轴与副轴结合面端面上形成关闭阀门的液压力，同时，电磁阀出口的压力在副轴端面上形成开启阀门的液压力。通过电磁铁的通断，控制先导阀芯的往复移动，从而会使关闭阀门的液压力和开启阀门的液压力的大小发生变化，通过微小的压差变化，就可以控制主阀芯移动至关闭位置或打开位置。通过该结构设计使得先导阀可以应用在挤压式液体火箭发动机燃料供给系统这种大流量、压差小的场景中。
[0025]2、由于主轴伸出阀体，随着液压油对主阀芯的驱动，副轴也进行相应的移动，通过设置在主轴上的机械接口，可以同时实现对发动机喷口角度、飞行器翼形等结构参数的调节控制，实现该挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀的多功能。
附图说明
[0026]图1为本专利技术挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀的阀体结构示意图；
[0027]图2为本专利技术挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀在电磁铁不通电状态下结构示意图；
[0028]图3为本专利技术挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀在电磁铁通电状态下结构示意图。
[0029]其中，1.阀体，2.线圈，3.铁芯，4.先导阀芯，5.动密封组件，6.复位弹簧，7.密封凸起，8.主阀芯，81.主轴，82.副轴，9.密封垫，10.主阀复位弹簧，11.主阀动密封组件，12.卡圈；13.电磁阀进口，14.电磁阀出口，15.连通支路，16.先导控制腔室，17.主控制腔室，18.机械接口。
具体实施方式
[0030]下面结合附图和具体实施方式对本专利技术进行详细说明。
[0031]本专利技术提供了挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀，如图1
‑
图3所示，包括一阀体1，所述阀体1内设置有供燃料通过的电磁阀进口13和电磁阀出口14，所述阀体内还包括主控制腔室17、先导控制腔室16、连通支路15、先导阀芯4和主阀芯8。
[0032]其中，如图1所示，主控制腔室17位于阀体1底部，主控制腔室17的一端连通至阀体1的外部，另一端连通至所述电磁阀出口14。
[0033]先导控制腔室16位于阀体1内，先导控制腔室1与所述电磁阀进口13连通，先导控制腔室1还与所述主控制腔室17连通。连通支路15连通设置在所述先导控制腔室16和所述电磁阀出口14之间。
[0034]在先导控制腔室16内安装有先导阀芯4，先导阀芯4可以使用锥阀、球阀等多种常见的电磁阀先导阀形式。先导阀芯4的一端穿出所述先导控制腔室16、并连接到电磁铁上，先导阀芯4的另一端位于所述先导控制腔室16内。在主控制腔室17内安装有主阀芯8，主阀芯8包括同轴、一体式设置的主轴81和副本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀，其特征在于，包括一阀体(1)，所述阀体(1)内设置有供燃料通过的电磁阀进口(13)和电磁阀出口(14)，所述阀体(1)内还包括：一主控制腔室(17)，其一端连通至阀体(1)的外部，另一端连通至所述电磁阀出口(14)；一先导控制腔室(16)，其一侧与所述电磁阀进口(13)连通，另一侧与所述主控制腔室(17)连通；一连通支路(15)，连通设置在所述先导控制腔室(16)和所述电磁阀出口(14)之间；一先导阀芯(4)，其一端穿出所述先导控制腔室(16)、并连接一电磁铁，其另一端位于所述先导控制腔室(16)内；一主阀芯(8)，位于所述主控制腔室(17)内，其包括同轴、一体式设置的主轴(81)和副轴(82)，所述副轴(82)的外径大于所述主轴(81)的外径，所述主轴(81)上远离所述副轴的一端开设有机械接口(18)；所述主轴(81)从主控制腔室(17)穿出，所述副轴(82)位于所述主控制腔室(17)内、靠近所述电磁阀出口(14)的一侧；所述电磁铁在通电和断电的两种状态之间切换，用于牵引所述先导阀芯(4)在所述先导控制腔室(16)内往复移动、进而实现对所述电磁阀进口(13)和所述先导控制腔室(16)的导通或封闭，并使得副轴(82)在所述主控制腔室(17)内往复移动，从而带动副轴(82)封闭或导通所述电磁阀进口(13)和电磁阀出口(14)的连通。2.如权利要求1所述的挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀，其特征在于，所述先导阀芯(4)包括推杆、和垂直设置在其上的档杆，所述推杆沿先导阀芯(4)的移动方向设置，所述档杆用于跟随推杆移动、以在以下两种状态间切换：状态一、先导控制腔室(16)分别与电磁阀进口(13)和主控制腔室(17)连通，与连通支路(15)断开；状态二、先导控制腔室(16)与电磁阀进口(13)断开，分别与主控制腔室(17)和连通支路(15)连通。3.如权利要求1或2所述的挤压式液体火箭发动机燃料供给系统用多功能截止电磁阀，其特征在于，所述先导阀芯(...

【专利技术属性】
技术研发人员：王万成，王剑，
申请(专利权)人：西安航翌动力控制系统有限公司，
类型：发明
国别省市：