本发明专利技术属于一种控制阀，为解决现有气体管路中实现开关功能的阀门，无法满足火箭起动时的起动作动时间要求和可靠性要求，以及不利于发动机整体减重的技术问题，提供一种液体火箭发动机高压起动控制阀，包括主阀组件和指挥阀组件，指挥阀组件为两位三通阀，主阀组件采用活塞式控制结构，关闭时，依靠主阀进口介质力和第一弹性组件弹簧力的合力实现主阀组件的关闭密封，开启时，第一通道介质通入第一子腔室，依靠第一子腔室中活塞作用面和第一限位台处密封面积之差，实现主阀组件的可靠开启，使控制阀具有更加可靠的作动能力。控制阀具有更加可靠的作动能力。控制阀具有更加可靠的作动能力。
【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机高压起动控制阀
[0001]本专利技术属于一种控制阀，具体涉及一种液体火箭发动机高压起动控制阀。
技术介绍
[0002]液体火箭发动机是使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭发动机。飞行器自身携带液体推进剂，在发动机的推力室、燃气发生器等组件中燃烧或分解，将推进剂的化学能转变为动能，以高流速从喷管中喷出，从而产生动力。
[0003]火箭起动时，其中一种起动方式是，由一个高压的氦气瓶引出一股高压气体，通过管路充填涡轮泵的涡轮腔，并带动涡轮一起转动，从而为液体火箭发动机起动带来起动能量。这就需要一种高压气体起动控制阀，在发动机得到起动命令后，通过打开高压气体起动控制阀，使高压氦气瓶中的氦气介质快速通过阀门内腔冲击涡轮盘，令涡轮开始转动。
[0004]现有气体管路中实现开关功能的阀门，往往采用大口径电磁阀、电动截止阀等类型的阀门。但是，火箭发动机起动要求作动时间迅速，常规的电动截止阀作动时间不能满足现有发动机起动要求。而大口径电磁阀又往往体积较大，不利于发动机整体减重。另外，高压气体起动控制阀的安装位置接近燃气涡轮腔，该位置振动剧烈且温度能够达到900K，现有气体管路中实现开关功能的阀门可靠性也无法满足使用要求。
技术实现思路
[0005]本专利技术为解决现有气体管路中实现开关功能的阀门，无法满足火箭发动机起动时的起动作动时间要求和可靠性要求，以及不利于火箭发动机整体减重的技术问题，提供一种液体火箭发动机高压起动控制阀。
[0006]为达到上述目的，本专利技术采用以下技术方案予以实现：一种液体火箭发动机高压起动控制阀，其特殊之处在于，包括主阀组件和指挥阀组件，所述指挥阀组件为两位三通阀；所述指挥阀组件的三个阀口分别作为指挥阀入口、指挥阀出口和指挥阀泄口；指挥阀组件的两位三通状态为指挥阀入口和指挥阀出口连通，或者指挥阀出口和指挥阀泄口连通；所述主阀组件包括主阀体和主阀杆；主阀体上端安装主阀座，下端开口设置形成主阀进口；主阀体内壁上设置第一限位台和第二限位台，主阀座和第一限位台之间形成第一腔室，第一限位台和第二限位台之间形成第二腔室，第二限位台和主阀体的主阀进口之间形成第三腔室，第三腔室侧壁开设有与指挥阀入口连通的主阀连通口；主阀杆位于第一限位台和第二限位台内，且与第一限位台密封滑动配合，主阀杆上端位于第一腔室内，与第一腔室内壁形成活塞运动副，第一腔室内径大于第一限位台内径，主阀杆上端将第一腔室分为位于主阀杆上端上部的第一子腔室和下部的第二子腔室，第二子腔室内沿活塞运动副运动路径上设有第一弹性组件；主阀座上开设有与第一子腔室内部连通的第一通道，第一通道与指挥阀出口连通；第二腔室侧壁开设有主阀出口；主阀杆、第二限位台、主阀进口和
主阀出口之间满足以下关系：主阀杆向下运动，主阀进口和主阀出口连通；主阀杆向上运动，主阀杆下端与第二限位台密封，主阀进口和主阀出口阻断。
[0007]进一步地，所述指挥阀组件为两位三通电磁阀。
[0008]进一步地，所述指挥阀组件包括磁场发生部，以及同轴设置的指挥阀座、指挥阀芯和指挥阀体；所述磁场发生部的电磁发生范围覆盖指挥阀芯，用于通过磁场发生部的通电或断电，驱动指挥阀芯直线运动；所述指挥阀座和指挥阀体均固定设置，指挥阀座下端面和指挥阀体上端面之间的距离大于指挥阀芯的轴向长度；指挥阀芯与指挥阀座之间设置有第二弹性组件；所述指挥阀座内开设有轴向贯穿的第二通道，所述指挥阀泄口与第二通道连通；所述指挥阀入口和指挥阀出口开设在指挥阀体上；所述指挥阀入口、指挥阀出口和指挥阀泄口满足以下关系：指挥阀芯向下运动，指挥阀出口和指挥阀泄口连通，指挥阀入口和指挥阀出口阻断；指挥阀芯向上运动，指挥阀入口和指挥阀出口连通，指挥阀出口和指挥阀泄口阻断。
[0009]进一步地，所述指挥阀芯下端设置于指挥阀体内部；所述指挥阀芯下端侧壁开设有环形台阶，使指挥阀芯下端与指挥阀体之间形成腔体；所述指挥阀入口位于指挥阀体下端，且指挥阀芯向上运动时与腔体连通；所述指挥阀出口位于指挥阀体侧壁，且与腔体连通。
[0010]进一步地，所述指挥阀芯侧壁开设轴向贯通的至少一个第三通道，第三通道与腔体连通。
[0011]进一步地，所述磁场发生部包括线圈；所述线圈套设于指挥阀芯上端外部和指挥阀座下端外部，线圈连接外部电源。
[0012]进一步地，所述主阀杆上端外部套设有活塞，活塞与第一腔室内壁形成活塞运动副；所述主阀杆与第一限位台之间加工有公差带，用于将主阀杆相对第一限位台的摆动范围控制在2
°‑4°
。
[0013]进一步地，所述主阀杆下端外壁沿周向设有限位凸台，限位凸台位于第三腔室内，限位凸台外径大于第二限位台内径。
[0014]进一步地，所述主阀体和主阀座之间、主阀杆与第一限位台之间、活塞与第一腔室内壁之间均设有密封圈；所述指挥阀座下端面和指挥阀芯上端面之间、指挥阀芯下端面与指挥阀入口相对应位置均设有密封垫。
[0015]进一步地，所述指挥阀座下端面开设有环形安装槽；所述第二弹性组件位于环形安装槽内，一端与环形安装槽底部相连或相抵，另一端与指挥阀芯上端面相连或相抵。
[0016]与现有技术相比，本专利技术具有以下有益效果：1.本专利技术一种液体火箭发动机高压起动控制阀，由于第一腔室内径大于第一限位
台内径，且设置有第一弹性组件和第二弹性组件，配合各进出口的连接关系，使主阀进口和主阀出口之间，可完全依靠高压流体的介质力实现开启和关闭，不需要借助外来气控源。主阀组件采用活塞式控制结构，关闭时，依靠主阀进口介质力和第一弹性组件弹簧力的合力实现主阀组件的关闭密封，开启时，第一通道介质通入第一子腔室，依靠第一子腔室中活塞作用面和第一限位台处密封面积之差，实现主阀组件的可靠开启，使控制阀具有更加可靠的作动能力。另外，指挥阀组件的结构是一种直通式两位三通阀，结构更加紧凑，有利于控制阀的整体减重。
[0017]2.本专利技术中的指挥阀组件采用两位三通电磁阀，能够充分发挥电磁阀门作动响应时间短、开启关闭迅速的优势，有效加快了火箭起动时的起动作动时间。
[0018]3.本专利技术的液体火箭发动机高压起动控制阀由主阀组件和指挥阀组件两部分组成，在实际应用安装时，可以采用整体式安装，使主阀组件和指挥阀组件安装于一处，也可以采用分体式安装，将主阀组件和指挥阀组件分别安装在两处，受液体火箭发动机总装空间结构要求的限制较小，使控制阀的安装更为灵活自由。
[0019]4.本专利技术的指挥阀组件采用两位三通电磁阀，有利于主阀组件的大通径流道结构设计，火箭发动机起动需要气体管路为其提供足够的起动能量，这就要求起动控制阀能够提供足够的流通能力，以便使RT（雷诺数）值较低的高压气体高速冲击涡轮盘，实现液体火箭发动机的快速起动。因本专利技术中主阀组件的开启和关闭均由活塞运动副处介质力控制，因此，只要保证第一腔室中活塞运动副面积稍大于第一限位台密封面积即可，主阀组件的流道可根据使用要求尽量扩腔，并增加足够的介质导流结构，以充分满足火箭起动的流量要求。
[002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高压起动控制阀，其特征在于：包括主阀组件（1）和指挥阀组件（2），所述指挥阀组件（2）为两位三通阀；所述指挥阀组件（2）的三个阀口分别作为指挥阀入口（201）、指挥阀出口（202）和指挥阀泄口（203）；指挥阀组件（2）的两位三通状态为指挥阀入口（201）和指挥阀出口（202）连通，或者指挥阀出口（202）和指挥阀泄口（203）连通；所述主阀组件（1）包括主阀体（102）和主阀杆（103）；主阀体（102）上端安装主阀座（101），下端开口设置形成主阀进口（107）；主阀体（102）内壁上设置第一限位台（105）和第二限位台（106），主阀座（101）和第一限位台（105）之间形成第一腔室（108），第一限位台（105）和第二限位台（106）之间形成第二腔室（109），第二限位台（106）和主阀体（102）的主阀进口（107）之间形成第三腔室（110），第三腔室（110）侧壁开设有与指挥阀入口（201）连通的主阀连通口（113）；主阀杆（103）位于第一限位台（105）和第二限位台（106）内，且与第一限位台（105）密封滑动配合，主阀杆（103）上端位于第一腔室（108）内，与第一腔室（108）内壁形成活塞运动副，第一腔室（108）内径大于第一限位台（105）内径，主阀杆（103）上端将第一腔室（108）分为位于主阀杆（103）上端上部的第一子腔室（1081）和下部的第二子腔室（1082），第二子腔室（1082）内沿活塞运动副运动路径上设有第一弹性组件（116）；主阀座（101）上开设有与第一子腔室（1081）内部连通的第一通道（112），第一通道（112）与指挥阀出口（202）连通；第二腔室（109）侧壁开设有主阀出口（111）；主阀杆（103）、第二限位台（106）、主阀进口（107）和主阀出口（111）之间满足以下关系：主阀杆（103）向下运动，主阀进口（107）和主阀出口（111）连通；主阀杆（103）向上运动，主阀杆（103）下端与第二限位台（106）密封，主阀进口（107）和主阀出口（111）阻断。2.根据权利要求1所述一种液体火箭发动机高压起动控制阀，其特征在于：所述指挥阀组件（2）为两位三通电磁阀。3.根据权利要求2所述一种液体火箭发动机高压起动控制阀，其特征在于：所述指挥阀组件（2）包括磁场发生部，以及同轴设置的指挥阀座（211）、指挥阀芯（212）和指挥阀体（210）；所述磁场发生部的电磁发生范围覆盖指挥阀芯（212），用于通过磁场发生部的通电或断电，驱动指挥阀芯（212）直线运动；所述指挥阀座（211）和指挥阀体（210）均固定设置，指挥阀座（211）下端面和指挥阀体（210）上端面之间的距离大于指挥阀芯（212）的轴向长度；指挥阀芯（212）与指挥阀座（211）之间设置有第二弹性组件（204）；所述指挥阀座（211）内开设有轴向贯穿的第二通道（205），所...
【专利技术属性】
技术研发人员：翟启超，刘子晨，马云飞，
申请(专利权)人：西安未来空天引擎科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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