直进单孔燃气流体控制阀

摘要

本发明公开了一种直进单孔燃气流体控制阀，它包括：流体控制阀体、燃气接口、控制流加注导管、紧固环、中心体、喷管和后端盖；燃气接口与流体控制阀体焊接，紧固环与流体控制阀体通过螺纹联接，采用10个M12的高强螺栓将流体控制阀的后端盖与阀体联接，后使用12个M12的高强螺栓将燃气流体控制阀与流体控制变推力发动机联接。控制流由燃气接口与设置在其内的控制流加注导管直接切向引入涡流室内。本发明结构简单、安装方便、热防护效果好。

权利要求

1.一种直进单孔燃气流体控制阀，包括流体控制阀体、燃气接口、控制流加注导管、紧固环和后端盖，其特征在于：所述燃气接口(1)与流体控制阀体(5)焊接，燃气接口(1)与设置在其内的控制流加注导管(2)相连通，控制流加注导管(2)的弧面与涡流室防热层(6)的内弧面一致，控制流由控制流加注导管(2)直接切向引入涡流室内。

2.根据权利要求1所述的直进单孔燃气流体控制阀，其特征在于：所述的涡流室防热层(6)压入流体控制阀体(5)内，保证涡流室防热层(6)和流体控制阀体(5)上的切向孔中心一致。

3.根据权利要求1所述的直进单孔燃气流体控制阀，其特征在于：所述流体控制阀体(5)的一端与紧固环(4)通过螺纹联接，流体控制阀体(5)与后端盖(8)采用10个M12的高强螺栓联接，然后使用12个M12的高强螺栓将燃气流体控制阀与流体控制变推力发动机联接。

4.根据权利要求1或2所述的直进单孔燃气流体控制阀，其特征在于：所述控制流加注导管(2)和涡流室防热层(6)采用高强石墨材料。

说明书

直进单孔燃气流体控制阀

技术领域

[0001] 本发明涉及一种阀装置，特别是涉及一种可以使用燃气控制流的直进单孔燃气流体控制阀。

背景技术

[0002] 目前，在航空宇航科学技术实验中，流体控制变推力发动机是通过发动机上的流体控制阀喷入切向控制流，迫使燃气产生旋转，增大流动阻力，改变燃烧室平衡压强，进而影响推进剂燃速，实现对燃气生成量和排出量的控制，达到调节推力的目的。现有公开的文献“涡流阀几何参数对固体发动机推力调节特性的影响(《推进技术》，Vol.28，No.4，2007，p352-355)”中提到了一种涡流阀结构。文中的涡流阀结构是将控制流通过开有切向孔的加注环引进涡流室，文中加注环为普通碳钢整体结构，控制流使用的为压缩氮气。由于控制流的温度对发动机的调节特性有很大的影响，高温气体的使用可以提高涡流阀的推力调节能力。但是文中的涡流阀结构在使用固体推进剂燃气发生器产生的燃气控制流时，由于喷孔处为燃气发生器的喉部，要承受高温、高压、高速燃气流的冲蚀和烧蚀，而文献中的加注环结构为普通碳钢整体结构，将不能承受高温燃气流的作用，将会导致喷孔变大，从而不能保证发动机稳定工作，更或导致加注环烧坏，而使发动机工作失败。而且使用热燃气作为控制流时，由于其温度高达1300℃，这会使一般的金属材料都不能使用。因此，不能使用一般的金属材料作为输气管路。

[0003] 发明的内容

[0004] 本发明要解决的技术问题在于提供一种可以使用燃气控制流的流体控制阀，进行固体火箭发动机推力调节。

[0005] 本发明可以实现使用由燃气发生器产生的燃气流作为控制流，切向喷入流体控制变推力固体发动机，调节发动机的推力大小。

[0006] 为了达到上述目的，设计流体控制阀结构如附图1所示。为了能够可靠使用燃气控制流，在燃气接口以及流动通道内加装防热结构层结构以便保护金属结构。控制流由控制流加注导管直接引入流体控制阀内。此结构既可以保证燃气不与金属结构接触，又减少了密封需要，还可以减少因气流流动损失。本发明的流体控制阀结构燃气流动经过的位置都有防热结构，因此可以保证发动机工作过程中可以完全可靠。

[0007] 本发明的组成包括：燃气接口(1)、控制流加注导管(2)、中心体(3)、紧固环(4)、流体控制阀体(5)、涡流室防热层(6)、喷管(7)以及后端盖(8)等部件。

[0008] 本发明可以开展高温燃气流体控制变推力发动机试验研究。本发明结构简单，安装方便，热防护效果良好。

[0009] 附图的简要说明

[0010] 图1是本发明直进单孔燃气流体控制阀的正视剖面图；

[0011] 图2是沿图1中A-A线的剖视图；

[0012] 图3是发动机燃烧室压强-时间曲线；

[0013] 图4是发动机推力-时间曲线。

[0014] 具体实施实例

[0015] 下面结合附图对本发明的实施方式作进一步详细的说明：

[0016] 本发明应用于燃气控制流流体控制变推力发动机试验中，获得良好的效果。

[0017] 中心体(3)、控制流加注导管(2)、涡流室防热层(6)和喷管(7)采用高强石墨材料，其它结构采用45#钢材料。

[0018] 按照附图1所示装配本发明：

[0019] 在装配前，首先将燃气接口(5)与阀体(3)进行焊接。

[0020] 1.将涡流室防热层(6)压入流体控制阀体(5)内，保证涡流室防热层(6)和流体控制阀体(5)上的切向孔中心一致；

[0021] 2.将控制流加注导管(2)压入燃气接口(1)内，保证控制流加注导管(2)的弧面与涡流室防热层(6)的内弧面一致；

[0022] 3.将中心体(3)压入流体控制阀体(5)内，保证中心体(3)与涡流室防热层(6)紧密接触；

[0023] 4.将紧固环(4)通过螺纹与流体控制阀体(5)联接，保证紧固环(4)与中心体(3)紧密接触；

[0024] 5.将喷管(7)压入阀体(3)内，保证喷管与涡流室防热层(6)紧密接触；

[0025] 6.采用10个M12的高强螺栓将本发明的后端盖(8)与流体控制阀体(5)链接，然后使用12个M12的高强螺栓将本发明与流体控制变推力发动机联接，通过螺纹将本发明与固体推进剂燃气发生器联接。

[0026] 固体推进剂燃气发生器使用燃气温度为1300℃无铝推进剂，流量为0.048kg/s，压强为9MPa，使用单端燃药柱两根，每根燃面直径为50mm。

[0027] 按照固体火箭发动机实验操作进行试验。试验测得发动机燃烧室压强-时间曲线以及推力时间曲线如图3、图4所示。

[0028] 由图3、图4可以看出试验结果稳定，实现了发动机变推力的要求。实验完毕后拆解发动机发现流体控制阀结构完好。