【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空航天，特别是涉及一种低温推进剂火箭发动机用推力调节阀。
技术介绍
1、在采用低温推进剂（如液氧和液甲烷等）的火箭发动机中，推力调节阀是实现火箭发动机推力精确控制的关键部件，其通常安装在火箭发动机与火箭贮箱之间，并能够调节流经阀门的低温推进剂流量，以精确控制火箭发动机产生的推力。
2、然而，现有的推力调节阀至少存在以下缺陷：
3、1、现有的推力调节阀的设计通常采用“长脖子”填料密封结构隔离低温推进剂与电机，这种结构轴向尺寸长，增大了整体体积和重量。
4、2、“长脖子”填料密封结构难以有效地防止低温推进剂发生泄漏，而当低温推进剂发生泄漏时，低温会向电机传递，进而会使电机在低温环境下的扭矩输出能力下降。同时，当低温推进剂发生意外泄漏时，现有的推力调节阀也不能对意外泄漏在阀体内部的低温推进剂进行有效地疏导和排放，因此意外泄漏的低温推进剂容易在阀体内部积聚气化和倒吸湿空气，进而会冻住推力调节阀内部零部件，难以保证推力调节阀的正常工作。
5、因此，如何减小推力调节阀的整体体积和重量，...
【技术保护点】
1.一种低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，包括中部壳体（5）、分别安装在所述中部壳体（5）两端的电机基座（4）和后端盖（6）、安装在所述电机基座（4）上的电机（1），其中：
2.根据权利要求1所述的低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，所述电机（1）的输出端安装有丝杠螺母副，所述电机（1）的输出端通过所述丝杠螺母副与所述调节锥（9）传动配合；
3.根据权利要求1所述的低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，所述后端盖（6）上开设有与所述调节锥（9）同轴设置的移动空腔（16），所述调节锥（9）靠近所述后端盖（6）的一端位...
【技术特征摘要】
1.一种低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，包括中部壳体（5）、分别安装在所述中部壳体（5）两端的电机基座（4）和后端盖（6）、安装在所述电机基座（4）上的电机（1），其中：
2.根据权利要求1所述的低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，所述电机（1）的输出端安装有丝杠螺母副，所述电机（1）的输出端通过所述丝杠螺母副与所述调节锥（9）传动配合；
3.根据权利要求1所述的低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，所述后端盖（6）上开设有与所述调节锥（9）同轴设置的移动空腔（16），所述调节锥（9）靠近所述后端盖（6）的一端位于所述移动空腔（16）内并与所述移动空腔（16）滑动配合；
4.根据权利要求3所述的低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，所述第一防漏机构和所述第二防漏机构均至少包括泛塞密封圈（13），其中：
5.根据权利要求3所述的低温推进剂火箭发动机用推力调节阀，其特征在于，所述第一单向排气机构和所述第二单向排气机构均至少包括排气阀壳体（17），其中：
6.根据权利要求1所述的低温推进剂火箭发动机用...
【专利技术属性】
技术研发人员：李莹，李晓瑜，张永娜，尹会全，王志敏，杨永刚，李欢，陈涛，任志彬，王喜良，张思远，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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