一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机，其中截止阀通过在阀体内设有第一空间、第二空间以及截流窗口，阀芯具有第一极限位与第二极限位，驱动部设于阀体上，并与阀芯连接，通过驱动部驱动阀芯在第一极限位与第二极限位之间往复运动，当阀芯朝向第二极限位移动时，阀芯逐渐阻挡截流窗口，直至阀芯位于第二极限位置封堵截流窗口，实现流体的流量控制，且无需多个外部组件进行装配操作，降低管路系统的复杂程度，减少发动机组件个数，同时降低整体结构重量，提高该截止阀在火箭发动机不同工况下运行的稳定性。动机不同工况下运行的稳定性。动机不同工况下运行的稳定性。

【技术实现步骤摘要】
一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机


[0001]本申请涉及液体火箭发动机
，特别涉及一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机。

技术介绍

[0002]随着用于可回收火箭的可变推力液体火箭发动机在国内逐渐成为研制热点。液体火箭发动机是通过调节推进剂流量进行变推力的，调节流量的装置主要为调节阀。通常液体火箭发动机上还需要有各种截止阀，通过打开、关闭来控制推进剂的通断。
[0003]目前国内常用的液体火箭发动机截止阀，以气动菌阀或者气动球阀为主。由于其主要依靠压缩气体驱动阀芯运动，达到阀门开闭的目的，因此较难集成调节功能。
[0004]传统可调节发动机单路推进剂典型供应系统应包含气动截止阀、流量调节阀和控制电磁阀各一台，一条供应管路上需要调节阀与截止阀两种阀门来控制开关和调节流量，导致管路系统复杂，发动机组件个数繁多，整体结构重量大，截止阀整体的集成化程度低，多部件装配组合运作，稳定性差。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中存在的缺陷，本申请提供一种用于火箭发动机的截止阀及火箭发动机，以解决现有技术中的截止阀需要多组件连动才能进行流量调节的问题。
[0006]本专利技术的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0007]一种用于火箭发动机的截止阀，其包括：
[0008]阀体，上开设有用于流体进入的入口以及用于流体排出的出口，所述阀体内具有与所述入口连通的第一空间，以及与所述出口连通的第二空间，且所述第一空间侧壁上开设有与所述第二空间相连通的截流窗口；
[0009]阀芯，活动设于所述第二空间内，且所述阀芯具有第一极限位与第二极限位；
[0010]驱动部，设于所述阀体上，并与所述阀芯连接，以驱动所述阀芯在所述第一极限位与所述第二极限位之间往复运动，当所述阀芯朝向所述第二极限位移动时，所述阀芯逐渐阻挡所述截流窗口，直至所述阀芯位于所述第二极限位置封堵所述截流窗口。
[0011]进一步地，所述截流窗口设为矩形贯穿孔或梯形贯穿孔。
[0012]进一步地，所述截流窗口设有多个。
[0013]进一步地，所述第一空间呈环形。
[0014]进一步地，多个所述截流窗口沿周向间隔分布在所述第一空间的内壁上。
[0015]进一步地，所述出口靠近所述第一空间的一侧边沿上设有环形槽，所述阀芯靠近所述出口的端面上设有与所述环形槽相适配的凸环，且当所述阀芯位于第二极限位时，所述凸环延伸至所述环形槽内。
[0016]进一步地，所述凸环内侧设有密封部，且当所述阀芯位于第二极限位时，所述密封部贴合在所述出口的边沿上。
[0017]进一步地，所述密封部设为密封胶垫。
[0018]进一步地，所述驱动部为电动伺服系统。
[0019]基于相同的专利技术构思，本专利技术还提供一种火箭发动机，包括上述用于火箭发动机的截止阀。
[0020]与现有技术相比，本专利技术的优点在于：
[0021]本专利技术中的截止阀通过在阀体上开设有用于流体进入的入口以及用于流体排出的出口，阀体内具有与入口连通的第一空间，以及与出口连通的第二空间，且第一空间侧壁上开设有与第二空间相连通的截流窗口，阀芯活动设于第二空间内，且阀芯具有第一极限位与第二极限位；驱动部设于阀体上，并与阀芯连接，通过驱动部驱动阀芯在第一极限位与第二极限位之间往复运动，当阀芯朝向第二极限位移动时，阀芯逐渐阻挡截流窗口，直至阀芯位于第二极限位置封堵截流窗口，实现流体的流量控制，阀芯在第一极限位置时，阀体中的流量最大，流体从入口进入第一空间，通过截流窗口进入第二空间后从出口排出，阀芯在向第二极限位置移动过程中，阀芯逐渐与截流窗口重叠，截流窗口被阀芯部分封堵，导致流体的流量减小，通过控制阀芯与截流窗口的重叠程度，实现精准控制流量的大小，且无需多个外部组件进行装配操作，降低管路系统的复杂程度，减少发动机组件个数，同时降低整体结构重量，提高该截止阀在火箭发动机不同工况下运行的稳定性。
附图说明
[0022]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0023]图1为本申请实施例提供的截止阀的结构示意图；
[0024]图2为本申请实施例提供的截止阀的局部剖视图；
[0025]图中：1、阀体；11、入口；12、出口；13、第一空间；14、第二空间；15、截流窗口；16、环形槽；2、阀芯；21、凸环；22、密封部；3、驱动部。
具体实施方式
[0026]下面结合附图及具体实施例对本专利技术作进一步阐述。在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本专利技术，但并不构成对本专利技术的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本专利技术的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本专利技术，并且不应当理解为本专利技术限制在本文阐述的实施例中。
[0027]实施例1
[0028]如图1
‑
2所示，一种用于火箭发动机的截止阀，其包括阀体1、阀芯2和驱动部3，其中：
[0029]阀体1上开设有用于流体进入的入口11以及用于流体排出的出口12，所述阀体1内具有与所述入口11连通的第一空间13，以及与所述出口12连通的第二空间14，且所述第一空间13侧壁上开设有与所述第二空间14相连通的截流窗口15。
[0030]阀芯2活动设于所述第二空间14内，且所述阀芯2具有第一极限位与第二极限位。
[0031]驱动部3设于所述阀体1上，并与所述阀芯2连接，以驱动所述阀芯2在所述第一极限位与所述第二极限位之间往复运动，当所述阀芯2朝向所述第二极限位移动时，所述阀芯2逐渐阻挡所述截流窗口15，直至所述阀芯2位于所述第二极限位置封堵所述截流窗口15。
[0032]当阀芯2活动到第一极限位时，流体从入口11进入阀体1内的第一空间13内，并从截流窗口15进入第二空间14，再从出口12排出阀体1。
[0033]当阀芯2活动到第二极限位时，流体从入口11进入阀体1内的第一空间13内，在阀芯2的阻挡下，第一空间13与第二空间14之间的截流窗口15被封堵，实现第一空间13内流体的阻隔。
[0034]本实施例中的截止阀的工作原理是：通过在阀体1上开设有用于流体进入的入口11以及用于流体排出的出口12，阀体1内具有与入口11连通的第一空间13，以及与出口12连通的第二空间14，且第一空间13侧壁上开设有与第二空间14相连通的截流窗口15，阀芯2活动设于第二空间14内，且阀芯2具有第一极限位与第二极限位；驱动部3设于阀体1上，并与阀芯2连接，通过驱动部3驱动阀芯2在第一极限位与第二极限位之间往复运动，当阀芯2朝向第二极限位移动时，阀芯2逐渐阻挡截流窗口15，直至阀芯2位于第二极限位置封堵截流窗口15，实现流体的流量控制，阀芯2在第一极限位置时，阀本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于火箭发动机的截止阀，其特征在于，其包括：阀体(1)，上开设有用于流体进入的入口(11)以及用于流体排出的出口(12)，所述阀体(1)内具有与所述入口(11)连通的第一空间(13)，以及与所述出口(12)连通的第二空间(14)，且所述第一空间(13)侧壁上开设有与所述第二空间(14)相连通的截流窗口(15)；阀芯(2)，活动设于所述第二空间(14)内，且所述阀芯(2)具有第一极限位与第二极限位；驱动部(3)，设于所述阀体(1)上，并与所述阀芯(2)连接，以驱动所述阀芯(2)在所述第一极限位与所述第二极限位之间往复运动，当所述阀芯(2)朝向所述第二极限位移动时，所述阀芯(2)逐渐阻挡所述截流窗口(15)，直至所述阀芯(2)位于所述第二极限位置封堵所述截流窗口(15)。2.如权利要求1所述的用于火箭发动机的截止阀，其特征在于：所述截流窗口(15)设为矩形贯穿孔或梯形贯穿孔。3.如权利要求1所述的用于火箭发动机的截止阀，其特征在于：所述截流窗口(15)设有多个。4.如权利要求3所述的用于火箭发动机的截止阀，其特征在于：所述第一...

【专利技术属性】
技术研发人员：李健，朱崇涛，陈苗，何海涛，胡锐，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：