一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机

摘要

本发明公开了一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；所述作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道。同现有技术相比，该结构减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性。

权利要求

1.一种液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；其中，所述作动筒内侧具有供气体介质流通且贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内壁相互抵触，所述双层波纹管一端连接所述底座靠近所述阀主体侧，另一端连接位于所述作动筒内侧的支撑板的远离所述阀主体侧，且所述支撑板设置在所述作动筒的靠近所述阀主体的一侧；所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道；所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，以防止开关控制气泄漏，开气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，以推动所述底座带动所述推力组件推动所述阀主体的活门向远离所述作动筒方向移动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口导通，关气流通过所述第二通道、所述第四通道进入所述双层波纹管的间隙，以推动所述底座带动所述推力组件及所述活门向远离所述阀主体方向运动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口关闭。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述作动筒的底部设置连通所述第一通道的进气口，另一端设有从外侧壁向外的凸起部，所述第二通道设置在所述凸起部；所述作动筒的侧壁内侧设有与所述支撑板外沿侧配合的卡槽，且沿所述侧壁内侧设有环形开槽，所述环形开槽分居所述第二通道和所述第四通道连通部位的两侧，且所述环形开槽内设有密封圈。

3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述进气口和所述第三通道的中心连线与所述作动筒的轴线重合。

4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述支撑板的外形为匹配所述作动筒内壁的圆板结构，且所述第四通道包括相互闭环的多条气体通道，所述气体通道的进口端连接所述第二通道，出口端连通所述双层波纹管的间隙。

5.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述支撑板的外形为匹配所述作动筒内壁的圆板结构，所述支撑板的外沿面周向地设有向所述支撑板中心下凹的凹槽，且所述凹槽上设有向靠近所述支撑板中心方向延伸的下凹孔和与所述下凹孔连通的第五通道。

6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述推力组件还包含拉杆，沿第一方向所述拉杆一端与所述底座连接，另一端与所述活门连接。

7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述阀主体还包含外壳，弹簧，沿第一方向开口的泄气口和固定盖；所述外壳设有连通所述介质入口和所述介质出口的通道，所述活门配置为在所述通道中运动，实现对所述介质入口和所述介质出口的开关；所述泄气口位于所述固定盖的远离所述推力组件一端，所述固定盖通过螺栓与所述外壳连接，且弹簧设置在所述活门和所述固定盖之间且两端分别连接所述活门和所述固定盖，所述泄气口的开口方向与所述介质入口的开口方向相互垂直，所述固定盖的靠近所述外壳侧设有第一密封圈。

8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机的阀门结构，其特征在于：所述活门两端设有第一限位结构，第二限位结构和第二密封圈；所述第二密封圈位于靠近所述作动筒侧，用以限制液体介质从所述介质入口流入所述作动筒；所述第一限位结构为在靠近所述固定盖设置的环形凸起，所述第二限位结构为在靠近所述作动筒端设置的台阶，所述第一限位结构和所述第二限位结构用以避免所述活门两端与所述阀主体直接接触，实现对所述活门与所述阀主体的保护。

9.一种液体火箭发动机，其特征在于：包含权利要求1‑8任意一项所述液体火箭发动机的阀门结构。

说明书

一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机

技术领域

[0001] 本发明涉及液体火箭领域，特别涉及一种液体火箭发动机的阀门结构及液体火箭发动机。

背景技术

[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。阀门是实现液体火箭发动机启动和关机的重要部件。低温液体火箭发动机的介质为超低温推进
剂，介质温区通常在20K～120K左右，压力在10MPa以上。阀门操作气通常为压力20MPa左右
的高压气。

[0003] 目前国内现役低温液体火箭发动机使用的液体推进剂除了液氢和液氧等之外，国内一些在研的液体火箭型号还采用了液态甲烷作为推进剂。采用传统低温液体推进剂的液
体发动机中所使用的阀门的动密封装置通常为金属波纹管和贵金属镀层。阀门可以通过高
压控制气控制阀门开关，且在阀门动作到位之后，通常需要继续通控制气以保持阀门当前
状态。这种阀门动作方式导致发动机需要自带大量控制气，进而增加火箭重量和结构尺寸。
此外，由于发动机工作过程振动强度高，冷热温差大，环境条件苛刻，可以造成密封装置的
密封效果减弱，影响发动机的可靠性。

[0004] 亟需提供一种适用于低温环境、且具有状态保持功能的阀门结构，可以节约发动机自带的控制气，提高阀门的密封性，保证发动机可靠性，从而为液氧甲烷推进剂用于液体
运载火箭打下基础。

发明内容

[0005] 本发明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的阀门结构及液体火箭发动机。该阀门结构可以很好的适应低温液体火箭发动机，在可靠密封控制气和
液体推进剂的前提下，减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性，保证发动机可靠性。

[0006] 为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体；其中，所述作动筒内侧具有供气体介质流通且
贯穿其两端的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述推力组件的一端
通过底座设置在所述作动筒内，另一端用于推动所述阀主体运动，所述底座的外侧紧贴在
所述作动筒的内壁；所述双层波纹管位于所述作动筒的内侧，且外侧表面与所述作动筒内
壁相互抵触，所述双层波纹管一端连接所述底座靠近所述阀主体侧，另一端连接位于所述
作动筒内侧的支撑板的远离所述阀主体侧，且所述支撑板位于所述作动筒的靠近所述阀主
体的一侧；所述支撑板上设有与所述第一通道相通以供所述推力组件穿过的第三通道和第
四通道，且所述第四通道一端与所述双层波纹管之间间隙连通，另一端连通所述第二通道；
所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，以防止开关控制气泄漏，气流通过所述第
一通道远离所述阀主体侧进入，以推动所述底座带动所述推力组件推动所述阀主体的活门
向远离所述作动筒方向移动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口导通，气流通过所
述第二通道、所述第四通道进入所述双层波纹管的间隙，以推动所述底座带动所述推力组
件及所述活门向远离所述阀主体方向运动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口关
闭。

[0007] 进一步的，所述作动筒的底部设置连通所述第一通道的进气口，另一端设有从外侧壁向外的凸起部，所述第二通道设置在所述凸起部；所述作动筒的内侧设有与所述支撑
板外沿侧配合的卡槽，且沿所述侧壁内侧设有环形开槽，所述环形开槽分居所述第二通道
和所述第四通道连通部位的两侧，且所述环形开槽内设有密封圈。

[0008] 进一步的，所述进气口和所述第三通道的中心连线与所述作动筒的轴线重合。

[0009] 进一步的，所述支撑板的外形为匹配所述作动筒内壁的圆板结构，且所述第四通道包括相互闭环的多条气体通道，所述气体通道的进口端连接所述第二通道，出口端连通
所述双层波纹管的间隙。

[0010] 进一步的，所述支撑板的外形为匹配所述作动筒内壁的圆板结构，所述支撑板的外沿面周向地设有向所述支撑板中心下凹的凹槽，且所述凹槽上设有向靠近所述支撑板中
心方向延伸的下凹孔和与所述下凹孔连通的第五通道。

[0011] 进一步的，所述推力组件还包含拉杆，沿所述第一方向所述拉杆一端与所述底座连接，另一端与所述活门连接。

[0012] 进一步的，所述阀主体还包含外壳，弹簧，沿第一方向开口的泄气口和固定盖；所述外壳设有连通所述介质入口和所述介质出口的通道，所述活门配置为在所述通道中运
动，实现对所述介质入口和所述介质出口的开关；所述泄气口位于所述固定盖的远离所述
推力组件一端，所述固定盖通过螺栓与所述外壳连接，且弹簧设置在所述活门和所述固定
盖之间且两端分别连接所述活门和所述固定盖，所述泄气口的开口方向与所述介质入口的
开口方向相互垂直，所述固定盖的靠近所述外壳侧设有第一密封圈。

[0013] 进一步的，所述活门两端设有第一限位结构，第二限位结构和第二密封圈；所述第二密封圈位于靠近所述作动筒侧，用以限制液体介质从所述介质入口流入所述作动筒；所
述第一限位结构为在靠近所述固定盖设置的环形凸起，所述第二限位结构为在靠近所述作
动筒端设置的台阶，所述第一限位结构和所述第二限位结构用以避免所述活门两端与所述
阀主体直接接触，实现对所述活门与所述阀主体的保护。

[0014] 本发明的另一个部分提供了一种液体火箭发动机，包括如上所述液体火箭发动机的阀门结构。

[0015] 与现有技术相比，本发明的有益效果是：该种液体火箭发动机的阀门结构由作动筒，双层波纹管，推力组件和阀主体组成，所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，
气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，以推动所述底座带动所述推力组件推动所
述阀主体的活门向远离所述作动筒方向移动，以使所述阀主体上的介质入口和介质出口导
通，气流通过所述第二通道、所述第四通道进入所述双层波纹管的间隙，以推动所述底座带
动所述推力组件及所述活门向远离所述阀主体方向运动，以使所述阀主体上的介质入口和
介质出口关闭，由于所述双层波纹管用以对所述作动筒内壁的密封，增加了密封性，以防止
开关控制气泄漏，导通后，由于介质为高压介质，撤销控制气，可以保证介质入口和介质出
口保持流通状态，使活门能够动作到位后不用再通控制气，减少发动机控制的用气量。整个
结构可以很好的适应低温液体火箭发动机，在可靠密封控制气和液体推进剂的前提下，减
少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性，保证发动机可靠性。

附图说明

[0016] 附图1为本发明阀门结构的剖面图；

[0017] 附图2为本发明推力组件主视图；

[0018] 附图3为本发明阀主体的剖面图；

[0019] 附图4为本发明第二限位结构的放大图；

[0020] 附图5为本发明作动筒的结构示意图；

[0021] 附图6为本发明第一实施方式中支撑板的俯视图；

[0022] 附图7为本发明第一实施方式中支撑板的主视图；

[0023] 附图8为本发明第二实施方式中支撑板的立体图；

[0024] 附图9为本发明第二实施方式中支撑板的俯视图；

[0025] 附图10为本发明密封圈的结构示意图；

[0026] 附图11为本发明下沉部和密封胶圈的结构示意图；

[0027] 附图12为本发明拉杆与活门连接的结构示意图。

[0028] 附图标记说明：

[0029] 1作动筒                              2双层波纹管

[0030] 3推力组件                            4阀主体

[0031] 5第一通道                            6第二通道

[0032] 7底座                                8支撑板

[0033] 9活门                                10第三通道

[0034] 11第四通道                           12介质入口

[0035] 13介质出口                           14进气口

[0036] 15侧壁                               16凸起部

[0037] 17环形开槽                           18密封圈

[0038] 19气体通道                           20进口端

[0039] 21出口端                             22凹槽

[0040] 23下凹孔                             24第五通道

[0041] 25拉杆                               26外壳

[0042] 27弹簧                               28泄气口

[0043] 29固定盖                             30第一密封圈

[0044] 31第一限位结构                       32第二限位结构

[0045] 33第二密封圈                         34下沉部

[0046] 35密封胶圈

具体实施方式

[0047] 为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的
实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精
神与范围。

[0048] 本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部
分。

[0049] 关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本发明，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

[0050] 关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

[0051] 关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

[0052] 关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

[0053] 关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的
范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其
他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

[0054] 某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

[0055] 请参阅图1,图2和图3所示，本发明的实施例提供了一种液体火箭发动机的阀门结构，包含作动筒1，双层波纹管2，推力组件3和阀主体4。其中，作动筒1内侧具有供气体介质
流通且贯穿其两端的第一通道5和与第一通道1延伸方向不同的第二通道6。

[0056] 推力组件3的一端通过底座7设置在作动筒1内，另一端用于推动阀主体4运动，底座7的外侧紧贴在作动筒1的内壁。双层波纹管2位于作动筒1的内侧，且外侧表面与作动筒1
内壁相互抵触，双层波纹管2一端连接底座7靠近阀主体4侧，另一端连接位于作动筒1内侧
的支撑板8的远离阀主体4侧，且支撑板8位于作动筒1的靠近阀主体4的一侧。

[0057] 支撑板8上设有与第一通道5相通以供推力组件3穿过的第三通道10和第四通道11，且第四通道11一端与双层波纹管2之间间隙连通，另一端连通第二通道6。

[0058] 双层波纹管2用以对作动筒1内壁的密封，以防止开关控制气泄漏，气流通过第一通道5远离阀主体4侧进入，以推动底座7带动推力组件3推动阀主体4的活门9向远离作动筒
1方向移动，以使阀主体4上的介质入口12和介质出口13导通，气流通过第二通道6、第四通
道11进入双层波纹管2的间隙，以推动底座7带动推力组件3及活门9向远离阀主体4方向运
动，以使阀主体4上的介质入口12和介质出口13关闭。

[0059] 具体的说：该种液体火箭发动机的阀门结构由作动筒1，双层波纹管2，推力组件3和阀主体4组成。双层波纹管2用以对作动筒1内壁的密封，防止开关控制气泄漏。双层波纹
管2的两个层之间可以沿作动筒1的径向方向间隔设置。开气流通过第一通道5远离阀主体4
侧(进气口)进入，以推动底座7带动推力组件3推动阀主体4的活门9向远离作动筒1方向移
动，以使阀主体4上的介质入口12和介质出口13导通，关气流通过第二通道6、第四通道11进
入双层波纹管2两个层之间的间隙，以推动底座7带动推力组件3及活门9向远离阀主体4方
向运动，以使阀主体4上的介质入口12和介质出口13关闭。由于双层波纹管2对作动筒1内壁
的密封，增加了密封性，并能够防止开关控制气泄漏。由于介质为高压液态介质，撤销控制
气，可以保证介质入口12和介质出口13保持流通状态，即活门9动作到位后不用再通控制
气，减少了发动机控制的用气量。整个阀门控制结构可以很好的适应低温液体火箭发动机，
在可靠密封控制气和液体推进剂的前提下，减少发动机控制气的用量，提高阀门的密封性，
保证发动机可靠性。

[0060] 需要说明的是，在第一实施方式中，如图1，图5和图10所示，作动筒1的底部设置连通第一通道5的进气口14，为了方便气流流向第二通道6，在作动筒1另一端设有从外侧壁15
向外的凸起部16，第二通道6设置在凸起部16上。此外可以根据实际需要选择大小不同的凸
起部16。为了方便安装，便于固定支撑板8，例如，在作动筒的内侧设有与支撑板8外沿侧配
合的卡槽，使得支撑板8被固定牢固，避免支撑板8出现晃动，影响整体阀门工作。

[0061] 特别需要提及的是，为了避免经第二通道6流出的气流沿侧壁15内侧流入阀主体4中，在沿侧壁15内侧设有环形开槽17，环形开槽17分居第二通道6和第四通道11连通部位的
两侧，且环形开槽17内设有密封圈18。密封圈18被固定在环形开槽17内，避免密封圈18出现
位移移动。同时由于环形开槽17分居第二通道6和第四通道11连通部位的两侧，当遇到连通
部位漏气时，使得泄漏的气体被限制在密封圈18之间，防止气体流出。

[0062] 进一步需要说明的是，如图1和图2所示，为了方便控制，快速使得控制气推动推力组件3运动，将进气口14和第三通道10的中心连线与作动筒1的轴线重合。

[0063] 如图1和图3所示，为了减少气体泄漏，便于气流从第二通道6流入第四通道11，支撑板8的外形为匹配作动筒1内壁的圆板结构。例如，第四通道11可以包括相互闭环的多条
气体通道19，气体通道19的进口端20连接第二通道6，出口端21连通双层波纹管2的间隙。气
流通过第二通道6经进口端20流入气体通道10，通过出口端21进入双层波纹管2的间隙，使
得双层波纹管3之间隙充满气流，进而使得双层波纹管2沿远离支撑板8的一侧膨胀，推动底
座7带动推力组件3及活门9向远离阀主体4方向运动(即气流推动底座7向远离阀主体4方向
运动，并带动推力组件3及活门9运动，且活门在运动到其极限位置时被限位，从而使介质入
口12和介质出口13关闭)，以切断阀主体4上的介质入口12和介质出口13的连通通道。

[0064] 需要注意的是，为了保证双层波纹管2具有抗疲劳、抗辐射、抗氧化、耐腐蚀性能，例如，双层波纹管2可以采用GH4169材质制成。其中GH4169是一种沉淀强化镍基高温合金。

[0065] 此外，如图6和图7所示，为了便于气流均匀排除，便于进入双层波纹管2间隙内，将出口端21均匀排列支撑板8的对应双层波纹管之间的间隙位置。例如，多个出口端21可以相
对于支撑板的圆心呈中心对称设置。例如，出口端21的数量可以为偶数个，例如可以是2个，
4个，6个等，在此不再一一举例说明。

[0066] 在本实施方式中，如图2和图12所示，推力组件3还包含拉杆25，沿第一方向拉杆25一端与底座7连接，另一端与活门9连接。拉杆25与活门9用拉钩球面接触连接，可自动找正，
弥补拉杆25在工作过程中的偏心导致的阀口密封的不稳定。

[0067] 特别需要注意的是，在本实施方式中，如图1和图3所示，阀主体4还包含外壳26，弹簧27，沿第一方向开口的泄气口28和固定盖29。外壳26设有连通所述介质入口12和介质出
口13的通道，活门9配置为在该通道中运动，以实现介质入口12和介质出口13的导通和关
闭。弹簧27位于外壳26的内部，且用于对活门施加朝向作动筒1方向的力。泄气口28位于远
离推力组件3一端的固定盖29上。固定盖29从远离作动筒1侧通过螺栓与外壳26连接，且弹
簧27设置在活门9和固定盖29之间且两端分别连接活门9和固定盖29。例如，泄气口28的开
口方向可以与介质入口12的开口方向相互垂直。为了减少液体燃料从固定盖29与外壳26之
间的缝隙流出，在固定盖29上设有第一密封圈30，第一密封圈30位于靠近外壳26的一侧。第
一密封圈30一方面起到对固定盖29与外壳26密封作用，另一方面可以起到缓冲作用，减小
固定盖29与外壳26之间的压力，有效保护固定盖29与外壳26。

[0068] 此外，如图1，图3和图4所示，为了保证活门9与外壳26完好，便于活门9安全工作，在活门9两端分别设有第一限位结构31，第二限位结构32和第二密封圈33。第二密封圈33设
置于活门9靠近作动筒1的端部且靠近第二限位结构32。第一限位结构31为在其靠近固定盖
29侧设置的凸起，活门向打开介质通道的运动极限位置，由该凸起与端盖接触被限位。第二
限位结构32为在活门靠近作动侧端部的凸起，例如，第二限位结构32的外形可以呈台阶形
状，当活门向作动筒1方向运动至极限位置时，第二限位结构32通过其靠近作动筒1的端部
抵触在阀主体4的内壁被限位。第一限位结构31和第二限位结构32用以避免活门9两端与外
壳26的内壁直接接触，从而实现对活门9与外壳26的保护，第二密封圈33用以防止介质入口
12流入的液体介质进入作动筒1。

[0069] 本发明还涉及到第二种实施方式，主要是对支撑板8进行改进。具体的说，如图1，图5，图8和图9所示，为了减少气体泄漏，便于气流从第二通道6流入支撑板8内，支撑板8的
外形为匹配作动筒1内壁的圆板结构。支撑板8的外沿面周向地设有向支撑板8中心下凹的
凹槽22，且凹槽22上设有向靠近支撑板8中心方向延伸的下凹孔23和与下凹孔23连通的第
五通道24，气流经由第二通道6流入凹槽22内，之后进入下凹孔23，通过下凹孔23之后流入
第五通道24，第五通道24连通双层波纹管2的间隙，进而可以对双层波纹管2的间隙内充气。

[0070] 如图8和图11所示，作动筒1靠近支撑板8一侧设有下沉部34，下沉部34位于第二通道6外侧，且下沉部34设有密封胶圈35，密封胶圈35用于对第二通道6与支撑板8连接部进行
密封，避免气流泄漏。

[0071] 需要提及的是，第一密封圈30，第二密封圈33和密封胶圈35为相对软密封材料。其可采用软金属或非金属，如：软金属铟、铝、铜、银等，非金属四氟、橡胶、组合件结合。例如，
工艺可以采用热压、冷压、镶嵌等。本发明采用2位3通阀，双向气控控制，入口、出口可实现
功能性互换，冗余设计，使用方便，可靠性高。

[0072] 本发明的另一个部分提供了一种液体火箭发动机，包括如上所述液体火箭发动机的阀门结构。

[0073] 以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。

[0074] 本专利申请要求于2019年09月30日提交的，申请号为201921649022.5，申请人为蓝箭航天空间科技股份有限公司，发明名称为“一种液体火箭发动机的阀门结构及火箭发
动机”的中国专利申请的优先权，该申请的全文以引用的方式并入本申请中。