液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀技术方案

本实用新型专利技术公开了一种液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀，包括阀体，阀体内开设有燃料入口管路和燃料出口管路；在阀体内还开设有一腔室，沿轴向方向，腔室由相连通的进口圆柱段、收敛段和喉部圆柱段成；进口圆柱段与燃料入口管路相连通，喉部圆柱段与燃料出口管路相连通；在腔室内同轴设置有一调节锥阀，调节锥阀为锥体状，且其尖端朝向喉部圆柱段，与腔室间形成环形的喉部节流通道。左右两端的电磁装置交替通电或断电，以带动调节锥阀朝向进口圆柱段内或者喉部圆柱段内移动。该计量电磁阀通过改变对线圈的通电，并配合调节锥阀，使调节锥阀在轴向上左右移动，且可控制移动的距离，调节流量，适用于不同的燃料供给系统。适用于不同的燃料供给系统。适用于不同的燃料供给系统。

【技术实现步骤摘要】
液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀


[0001]本技术属于航空航天发动机液体燃料控制
，具体涉及液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀。

技术介绍

[0002]航空航天发动机工作过程中需要调控液体燃料流量，在燃料介质的供给对象工况较为简单时，常用电磁阀对介质进行计量控制，由于工况简单，电磁阀进出口压力基本恒定时，流量仅与电磁阀通电时间有关，通过控制电磁阀通电时间即可对流体进行计量；当燃料介质的供给对象工况较为复杂时，一般采用结构复杂的介质调节器或通过电磁阀与流量传感器闭环控制完成流体的控制，然而介质流量调节器方案的可靠性相对较低、响应相对较慢且重量较大；电磁阀与流量传感器闭环控制方案的响应速度和控制精度难以保证。
[0003]挤压式液体火箭发动机燃料供给系统和泵压式液体火箭发动机燃料供给系统是常用的火箭发动机供给系统，但其工作原理不一致导致计量装置进口压力和出口压力变化规律不一致，因此急需实现适用于两种供给系统的并在复杂工况下能够在尽量小的质量下能够高精度、高可靠性、高响应速度的完成对液体燃料流量的控制计量功能。

技术实现思路

[0004]本技术的目的是提供一种液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀，通过改变对线圈的通电，并配合调节锥阀，使调节锥阀在轴向上左右移动，且可控制移动的距离，适用于不同的燃料供给系统，流量控制更精确。
[0005]本技术采用以下技术方案：液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀，包括阀体，阀体内开设有燃料入口管路和燃料出口管路；
[0006]在阀体内还开设有一腔室，沿轴向方向，腔室由相连通的进口圆柱段、收敛段和喉部圆柱段组成；进口圆柱段与燃料入口管路相连通，喉部圆柱段与燃料出口管路相连通；
[0007]在腔室内同轴设置有一调节锥阀，其两端均穿过腔室，分别与设置于腔室外的左铁芯和右铁芯相连接，述左铁芯和右铁芯均连接有电磁装置；
[0008]调节锥阀为锥体状，且其尖端朝向喉部圆柱段，与腔室间形成环形的喉部节流通道；
[0009]左右两端的电磁装置交替通电或断电，以带动调节锥阀朝向进口圆柱段内或者喉部圆柱段内移动；
[0010]调节锥阀用于：在其朝向进口圆柱段内移动时，增大喉部节流通道的面积；在其朝向喉部圆柱段内移动时，减小喉部节流通道的面积，且在其与所收敛段的内壁相贴合时，封闭喉部节流通道。
[0011]进一步地，该左铁芯和右铁芯与对应阀体相连接处对应设置有左动密封组件和右动密封组件；在进口圆柱段内，且位于左动密封组件和调节锥阀的阀底间连接有一左复位弹簧，在左右两端的电磁装置均为断电状态时，左复位弹簧处于自由伸展运动状态，并带动
调节锥阀复位。
[0012]进一步地，在左复位弹簧和调节锥阀的阀底间设置有温度补偿片。
[0013]进一步地，该调节锥阀包括在轴向上相连接的圆台体和圆锥体，其中，圆锥体的尖端为阀顶，圆台体的小直径端与圆锥体相连接，且圆台体的弧状侧壁用于贴合收敛段的侧壁。
[0014]进一步地，该电磁装置包括分别环绕于左铁芯和右铁芯的左线圈和右线圈。
[0015]本技术的有益效果是：1.通过改变对线圈的通电，控制调节锥阀，调节电磁阀的输出流量，实现对调节锥阀在轴向上的左右移动，以调节用于燃料流通的喉部节流通道的流通面积，燃料的流量只与喉部节流通道的流通面积相关，而与出口压力无关，则使该电磁阀适用于挤压式和泵式液体火箭发动机燃料供给系统。2.流量控制方便、精确，且不需要另外的流量控制装置，降低了整个供给系统的复杂性和重量，提高了可靠性和经济性，便于批量化生产和定制。3.设置温度补偿片，在燃料流动过程中，通过机械原理对温度进行补偿，即发生温度变化时，温度补偿片增厚或变薄，以改变左复位弹簧压缩的长度，微调温度影响下的喉部节流通道的流通面积，简化了控制计算难度。
附图说明
[0016]图1是液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀的腔室的结构示意图；
[0017]图2是液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀的结构示意图；
[0018]图3是调节锥阀的结构示意图；
[0019]其中：1.阀体；1
‑
1.进口圆柱段；1
‑
2.收敛段；1
‑
3.喉部圆柱段；1
‑
4.喉部节流通道；2.左线圈；3.左铁芯；4.左动密封组件；5.左复位弹簧；6.右线圈；7.右铁芯；8.右动密封组件；9.调节锥阀；9
‑
1.圆台体；9
‑
2.圆锥体；10.燃料入口管路；11.燃料出口管路；12.温度补偿片。
具体实施方式
[0020]下面结合附图和具体实施方式对本技术进行详细说明。
[0021]本技术液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀，如图1所示，包括阀体1，阀体1内开设有燃料入口管路10和燃料出口管路11；在阀体1内还开设有一腔室，沿轴向方向，腔室由相连通的进口圆柱段1
‑
1、收敛段1
‑
2和喉部圆柱段1
‑
3组成；进口圆柱段1
‑
1与燃料入口管路10相连通，喉部圆柱段1
‑
3与燃料出口管路11相连通。
[0022]如图2所示，在腔室内同轴设置有一调节锥阀9，其两端均穿过腔室，分别与设置于腔室外的左铁芯3和右铁芯7相连接，述左铁芯3和右铁芯7均连接有电磁装置。电磁装置包括分别环绕于左铁芯3和右铁芯7的左线圈2和右线圈6。
[0023]上述调节锥阀9为锥体状，且其尖端朝向喉部圆柱段1
‑
3，与腔室间形成环形的喉部节流通道1
‑
4；左右两端的电磁装置交替通电或断电，以带动调节锥阀9朝向进口圆柱段1
‑
1内或者喉部圆柱段1
‑
3内移动。左铁芯3和右铁芯7与对应阀体1相连接处对应设置有左动密封组件4和右动密封组件8，以封闭腔室。
[0024]调节锥阀9用于：在其朝向进口圆柱段1
‑
1内移动时，增大喉部节流通道1
‑
4的面积；在其朝向喉部圆柱段1
‑
3内移动时，减小喉部节流通道1
‑
4的面积，且在其与所收敛段1
‑
2的内壁相贴合时，封闭喉部节流通道1
‑
4。
[0025]在所述进口圆柱段1
‑
1内，且位于所述左动密封组件4和调节锥阀9的阀底间连接有一左复位弹簧5，在左右两端的所述电磁装置均为断电状态时，所述左复位弹簧5处于自由伸展运动状态，并带动所述调节锥阀9复位。
[0026]如图2所示，调节锥阀9包括在轴向上相连接的圆台体9
‑
1和圆锥体9
‑
2，其中，圆锥体9
‑
2的尖端为阀顶，圆台体9
‑
1的小直径端与圆锥体9
‑
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.液体火箭发动机燃料供给系统用计量电磁阀，其特征在于，包括阀体(1)，所述阀体(1)内开设有燃料入口管路(10)和燃料出口管路(11)；在所述阀体(1)内还开设有一腔室，沿轴向方向，所述腔室由相连通的进口圆柱段(1
‑
1)、收敛段(1
‑
2)和喉部圆柱段(1
‑
3)组成；所述进口圆柱段(1
‑
1)与燃料入口管路(10)相连通，所述喉部圆柱段(1
‑
3)与燃料出口管路(11)相连通；在所述腔室内同轴设置有一调节锥阀(9)，其两端均穿过所述腔室，分别与设置于腔室外的左铁芯(3)和右铁芯(7)相连接，所述左铁芯(3)和右铁芯(7)均连接有电磁装置；所述调节锥阀(9)为锥体状，且其尖端朝向所述喉部圆柱段(1
‑
3)，与所述腔室间形成环形的喉部节流通道(1
‑
4)；左右两端的所述电磁装置交替通电或断电，以带动所述调节锥阀(9)朝向所述进口圆柱段(1
‑
1)内或者喉部圆柱段(1
‑
3)内移动；所述调节锥阀(9)用于：在其朝向所述进口圆柱段(1
‑
1)内移动时，增大所述喉部节流通道(1
‑
4)的面积；在其朝向所述喉部圆柱段(1
‑
3)内移动时，减小所述喉部节流通道(1
‑
4)的面积，且在其与所收敛段(1
‑...

【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：新型
国别省市：