一种液体火箭发动机用的截止阀结构制造技术

本实用新型专利技术提供了一种液体火箭发动机用的截止阀结构，包含上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体。所述上壳体内侧包含第一通道和第二通道，所述下壳体的一端沿所述第二通道内壁旋入所述上壳体后与所述上壳体形成一个容纳空间，线圈、阀芯和弹性件均位于容纳空间内。阀芯内侧包含第三通道和第四通道以及第一流道。介质从上壳体的入口流向所述阀芯时，介质作用到所述阀芯靠近第一限位台侧的面积小于所述第二限位台侧受到回流介质朝向所述上壳体的入口的作用面积。所述弹性件用于与所述下壳体配合以对所述阀芯产生向所述上壳体方向的作用力，以在所述线圈断电后，阀门在所述弹性件的作用下闭合第一通道。该阀门具有结构简单，安全可靠等优点。全可靠等优点。全可靠等优点。

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机用的截止阀结构


[0001]本技术涉及动力系统阀门
，尤其涉及一种液体火箭发动机用的截止阀结构。

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。截止阀是运载火箭发动机自生增压输送系统的重要组件。目前，液体火箭发动机系统中常用的截止阀通常为二位三通结构形式，阀门的控制系统常用气控或电控，结构复杂。
[0003]由于阀门通常根据系统功能进行有针对性的设计，因此通用性不强，造成阀门种类较多，产品或零件在多种型号和系统之间不易互换借用。另外，当阀门入口或出口出现瞬时高压等异常情况时，二位三通结构容易受压力影响使阀门异常打开，造成气体或者液体介质泄漏，对上下游系统存在危害。
[0004]亟需提供一种截止阀结构，可用于常温、高压环境下，具有结构简单，安全可靠，特别是在阀门关闭状态下，可以降低阀门异常打开的机率，提高阀门的工作性能和可靠性。

技术实现思路

[0005]本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的截止阀结构。这种阀门结构可用于常温、高压环境下，具有结构简单，安全可靠，特别是在阀门关闭状态下，可以降低阀门异常打开的机率，提高阀门的工作性能和可靠性，从而提高液体火箭发动机工作可靠性及效率。
[0006]本技术的一个方面提供了一种液体火箭发动机用的截止阀结构，包含上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体，其中，
[0007]所述上壳体内侧包含相互连通且内径不同的第一通道和第二通道，所述第一通道向所述第二通道过渡部位形成用于限定所述阀芯的第一限位台；所述下壳体的一端沿所述第二通道内壁旋入所述上壳体后与所述上壳体形成一个容纳空间，所述线圈、所述阀芯和所述弹性件均位于所述容纳空间内；
[0008]所述阀芯内侧包含相互连通且内径不同的第三通道和第四通道以及第一流道；其中所述第三通道向所述第四通道过渡部位形成第二限位台，所述第一流道设置于所述阀芯的周向外侧，用于将所述第二通道和所述下壳体的出口通道连通；
[0009]介质从所述上壳体的入口流向所述阀芯时，介质作用到所述阀芯靠近第一限位台侧的面积小于所述第二限位台侧受到回流介质朝向所述上壳体的入口的作用面积；
[0010]所述线圈位于所述上壳体内侧，且通电后所述阀芯在所述线圈产生的电磁力作用下沿所述第二通道的轴向方向移动，以实现所述第一通道与所述第二通道的导通；
[0011]所述弹性件的一端与所述第二限位台抵接，另一端与所述下壳体靠近所述阀芯的一端抵接，所述弹性件用于与所述下壳体配合以对所述阀芯产生向所述上壳体方向的作用力，以在所述线圈断电后，阀门在所述弹性件的作用下闭合所述第一通道。
[0012]进一步的，所述第一通道的孔径小于所述第二通道的孔径，所述第三通道的孔径小于所述第四通道的孔径，所述第一通道的孔径小于所述第四通道的孔径；
[0013]当外部介质由所述上壳体的入口进入时，所述阀芯靠近第一限位台侧受到向所述下壳体方向的作用力小于所述弹性件对所述第二限位台朝向所述上壳体的入口的作用力，进而避免阀门异常打开。
[0014]进一步的，沿所述第一通道方向的轴向相切所述上壳体的截面外形为凸字形。
[0015]进一步的，所述阀芯靠近所述第一通道一端设有环形下凹槽以及与所述环形下凹槽匹配的第一密封圈，所述第一密封圈的一侧所述环形下凹槽的槽壁贴紧，另一侧用于与所述第一限位台抵接。
[0016]进一步的，所述第一限位台的台面还设有环形下沉部，所述第一密封圈与所述第一限位台的台面接触时，所述环形下沉部的台面距离所述阀芯靠近第一限位台一侧的高度为H，其中0.2mm≤H≤0.3mm。
[0017]进一步的，所述第一流道设置在所述第三通道的周向外侧，且相对于所述第三通道的中心线对称，沿所述第三通道径向相切所述第一流道的外形为弯弧结构。
[0018]进一步的，所述下壳体靠近所述阀芯一端还设有用于限定所述弹性件向所述下壳体侧移动的凸起，所述凸起一端与所述下壳体固定连接，另一端向所述第四通道一侧延伸，所述弹性件的一端套设设置于所述凸起，且另一端抵接在所述第二限位台的台面。
[0019]进一步的，沿所述凸起的周向外表面还设有环形下凹部以及与所述环形下凹部匹配的第二密封圈，所述第二密封圈的内侧与所述环形下凹部的底部贴紧，外侧与所述阀芯形成所述第四通道处的侧壁紧贴。
[0020]进一步的，所述下壳体内侧还有与所述第一流道匹配的第二流道，且沿所述下壳体的径向相切所述第二流道的外形为弯弧结构。
[0021]进一步的，所述下壳体还包含导向筒，所述导向筒一端与所述下壳体固定连接，另一端向所述上壳体侧延伸至所述第二通道内侧，所述线圈设置在所述导向筒的周向外侧，所述导向筒位于所述上壳体的所述第二通道部分的周向内侧还设有用于防止所述线圈被电磁干扰的隔磁环。
[0022]本技术实施例提供的一种液体火箭发动机用的截止阀结构，由上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体组成。当阀门打开时，通电后阀芯在所述线圈产生的电磁力作用下沿第二通道的轴向方向移动，以实现第一通道与第二通道的导通。
[0023]阀门关闭时，线圈断电后，弹性件与下壳体配合以对阀芯产生向上壳体方向的作用力，使得阀门在弹性件的作用下闭合第一通道。由于介质从上壳体的入口流向阀芯时，介质作用到阀芯靠近第一限位台侧的面积小于第二限位台侧受到回流介质朝向上壳体的入口的作用面积，而进入阀门内部的气体或液体介质产生的压强相等，使得阀芯靠近第一限位台侧受到向下壳体方向的作用力小于弹性件对第二限位台朝向上壳体的入口的作用力，从而避免阀门异常打开。
[0024]整个阀门结构可用于常温、高压环境下，具有结构简单，安全可靠，特别是在阀门关闭状态下，可以降低阀门异常打开的机率，提高阀门的工作性能和可靠性，从而提高液体火箭发动机工作可靠性及效率。
[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
能限制本技术所欲主张的范围。
附图说明
[0026]下面的附图是本技术的说明书的一部分，其绘示了本技术的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本技术的原理。
[0027]图1为本技术实施例中截止阀关闭的结构示意图；
[0028]图2为本技术实施例中截止阀打开的结构示意图；
[0029]图3为本技术实施例中下壳体的截面示意图；
[0030]图4为本技术实施例中下壳体的俯视图；
[0031]图5为本技术实施例中阀芯的截面示意图；
[0032]图6为本技术实施例中阀芯的俯视图；
[0033]图7为本技术实施例中阀门关闭状态下阀芯和上壳体受力的局部放大图。
[0034]附图标记说明：
[0035]1上壳体
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2线圈...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，包含上壳体、线圈、阀芯、弹性件和下壳体，其中，所述上壳体内侧包含相互连通且内径不同的第一通道和第二通道，所述第一通道向所述第二通道过渡部位形成用于限定所述阀芯的第一限位台；所述下壳体的一端沿所述第二通道内壁旋入所述上壳体后与所述上壳体形成一个容纳空间，所述线圈、所述阀芯和所述弹性件均位于所述容纳空间内；所述阀芯内侧包含相互连通且内径不同的第三通道和第四通道以及第一流道；其中所述第三通道向所述第四通道过渡部位形成第二限位台，所述第一流道设置于所述阀芯的周向外侧，用于将所述第二通道和所述下壳体的出口通道连通；介质从所述上壳体的入口流向所述阀芯时，介质作用到所述阀芯靠近第一限位台侧的面积小于所述第二限位台侧受到回流介质朝向所述上壳体的入口的作用面积；所述线圈位于所述上壳体内侧，且通电后所述阀芯在所述线圈产生的电磁力作用下沿所述第二通道的轴向方向移动，以实现所述第一通道与所述第二通道的导通；所述弹性件的一端与所述第二限位台抵接，另一端与所述下壳体靠近所述阀芯的一端抵接，所述弹性件用于与所述下壳体配合以对所述阀芯产生向所述上壳体方向的作用力，以在所述线圈断电后，阀门在所述弹性件的作用下闭合所述第一通道。2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，所述第一通道的孔径小于所述第二通道的孔径，所述第三通道的孔径小于所述第四通道的孔径，所述第一通道的孔径小于所述第四通道的孔径；当外部介质由所述上壳体的入口进入时，所述阀芯靠近第一限位台侧受到向所述下壳体方向的作用力小于所述弹性件对所述第二限位台朝向所述上壳体的入口的作用力，进而避免阀门异常打开。3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，沿所述第一通道方向的轴向相切所述上壳体的截面外形为凸字形。4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用的截止阀结构，其特征在于，...

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