一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机

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一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机
申请号	CN202110542934.8	申请日	2021-05-19	公开(公告)号	CN113431710A	公开(公告)日	2021-09-24
申请人	蓝箭航天技术有限公司;			发明人	李莹; 陈涛; 任志彬; 王喜良; 张思远; 李欢; 刘耀林; 范宇; 薛海龙;
摘要	本发明提供了一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体。副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道；主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；密封件套设在所述推力组件的表面，密封件的外侧表面与副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过密封件设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的阀主体运动；密封件为泛塞圈，泛塞圈包含主体部、环形容纳部和弹性件，弹性件设置在环形容纳部，环形容纳部内壁设有用于配合抵接弹性件的环形凸起；主体部的周向外表面设有环形凹部。与现有技术相比，可以改善密封效果，减少液体介质的损失。
权利要求	1.一种液体火箭发动机的换向阀，其特征在于,包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体，其中，所述副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道；所述主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口；所述密封件套设在所述推力组件的表面，所述密封件的外侧表面与所述副壳体的内壁相互抵接；所述推力组件一端通过所述密封件设置在所述副壳体内，另一端用于推动位于所述主壳体内的所述阀主体运动；所述密封件为泛塞圈；所述泛塞圈至少包含两个沿所述推力组件轴向依次设置的第一泛塞圈和第二泛塞圈，且所述第一泛塞圈和所述第二泛塞圈相互紧贴，其中，所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起；所述主体部的周向外表面设有环形凹部；气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，推动所述推力组件带动所述阀主体向远离所述副壳体方向移动，以使所述主壳体上的所述第一介质入口和所述第二介质出口导通；气流通过所述第二通道进入，以推动所述推力组件及所述阀主体向靠近所述副壳体方向运动，以使所述第一介质入口和所述第一介质出口导通。 2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：所述环形凹部的数量为A个，且满足1≤A≤4。 3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：所述主体部靠近所述环形容纳部的一侧表面与所述弹性件匹配贴合，以防止弹性件发生移动。 4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：沿径向方向相截所述环形凸起的外形为等腰梯形。 5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：所述环形凸起的端部为弯弧结构。 6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：所述弯弧结构沿所述轴向方向相切的截面为半个椭圆形，且半个椭圆形的长轴长度为B，短轴长度为C，2≤B/C≤ 4。 7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：所述环形凸起至少包含2个，且2个所述环形凸起沿所述推力组件轴向等间隔的设置在所述环形容纳部内壁上。 8.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：还包含第一弹簧和盖板，所述第一弹簧均位于所述主壳体的内部，所述盖板位于所述主壳体远离所述副壳体的一侧，所述盖板与所述主壳体通过螺栓连接，所述第一弹簧两端分别与所述阀主体和所述盖板连接，所述第一弹簧用于推动所述阀主体向远离所述盖板一侧移动。 9.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的换向阀，其特征在于：在所述主壳体内侧且靠近所述副壳体的位置，所述推力组件的周向表面间隔设有第一密封圈和第二密封圈。 10.一种液体火箭发动机，其特征在于:包括权利要求1‑9任意一项所述液体火箭发动机的换向阀。
说明书全文	一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机技术领域 [0001] 本发明涉及阀门技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机。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。为了方便推进剂的使用，经常会应用到转向阀门，而转向阀门通常通过其内部活门运动实现将推进剂从阀门不同出口排出。在运动过程中，需要推力组件为活门提供推力，推力组件可以与阀门内壁直接接触。为了密封严谨，在推力组件与阀门内壁之间通常需要加设动密封元件。例如，动密封元件可以采用金属波纹管或贵金属镀层密封圈实现。阀门通过高压氦气动作，在动作到位之后需要通控制气保持状态。然而，大尺寸金属波纹管成型困难，生产周期长，空间结构大，采购成本高，寿命低，可靠性差等。另外，采用贵金属镀层密封圈的设计，会存在摩擦力过大，影响阀门的使用效率。 [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。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换向阀及液体火箭发动机。这种阀门装置可以改善密封效果，减少气体介质的损失，从而提高火箭发动机工作可靠性及效率。 [0006] 本发明的一个方面提供了一种液体火箭发动机的换向阀，包含副壳体、主壳体、密封件、推力组件和阀主体，其中， [0007] 所述副壳体内侧具有供气体介质流通的第一通道和与所述第一通道延伸方向不同的第二通道； [0008] 所述主壳体具有第一介质入口、第一介质出口和第二介质出口； [0009] 所述密封件套设在所述推力组件的表面，所述密封件的外侧表面与所述副壳体的内壁相互抵接； [0010] 所述推力组件一端通过所述密封件设置在所述副壳体内，另一端用于推动位于所述主壳体内的所述阀主体运动；所述密封件为泛塞圈，所述泛塞圈至少包含两个沿所述推力组件轴向依次设置的第一泛塞圈和第二泛塞圈，且所述第一泛塞圈和所述第二泛塞圈相互紧贴，其中， [0011] 所述泛塞圈包含主体部、围绕所述推力组件轴向的环形容纳部和弹性件，所述弹性件设置在所述环形容纳部内，所述环形容纳部内壁设有用于配合抵接所述弹性件的环形凸起； [0012] 所述主体部的周向外表面设有环形凹部； [0013] 气流通过所述第一通道远离所述阀主体侧进入，推动所述推力组件带动所述阀主体向远离所述副壳体方向移动，以使所述主壳体上的所述第一介质入口和所述第二介质出口导通； [0014] 气流通过所述第二通道进入，以推动所述推力组件及所述阀主体向靠近所述副壳体方向运动，以使所述第一介质入口和所述第一介质出口导通。 [0015] 进一步的，所述环形凹部的数量为A个，且满足1≤A≤4。 [0016] 进一步的，所述主体部靠近所述环形容纳部的一侧表面与所述弹性件匹配贴合，以防止弹性件发生移动。 [0017] 进一步的，沿环形凸起的径向方向相截所述环形凸起的外形为等腰梯形。 [0018] 进一步的，所述环形凸起的端部为弯弧结构。 [0019] 进一步的，所述弯弧结构沿所述轴向方向相切的截面为半个椭圆形，且半个椭圆形的长轴长度为B，短轴长度为C，2≤B/C≤4。 [0020] 进一步的，所述环形凸起至少包含2个，且2个所述环形凸起沿所述推力组件轴向等间隔的设置在所述环形容纳部内壁上。 [0021] 进一步的，还包含第一弹簧和盖板，所述第一弹簧均位于所述主壳体的内部，所述盖板位于所述主壳体远离所述副壳体的一侧，所述盖板与所述主壳体通过螺栓连接，所述第一弹簧两端分别与所述阀主体和所述盖板连接，所述第一弹簧用于推动所述阀主体向远离所述盖板一侧移动。 [0022] 进一步的，在所述主壳体内侧且靠近所述副壳体的位置，所述推力组件的周向表面间隔设有第一密封圈和第二密封圈。 [0023] 本发明的另一个方面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换向阀门机构。 [0024] 本发明实施例提供的液体火箭发动机的换向阀门机构，泛塞圈套设在所述推力组件的表面，且泛塞圈的外侧表面与所述副壳体的内壁相互抵接；推力组件一端通过泛塞圈设置在副壳体内，另一端用于推动位于主壳体内的所述阀主体运动。采用这种换向阀门机构，当高压气体介质从副壳体进入时，推动推力组件运动以对阀主体施加压力以改变液体介质的出口位置，而泛塞圈用于副壳体与推力组件之间的密封，可以避免高压气体介质从副壳体与推力组件之间的缝隙泄漏到主壳体内，一方面可以减少高压气体介质对阀主体的冲击，精确控制液体介质的排出；另一方面可以减少气体的供给(泄漏减少)，可以降低储气装置的制造难度。通过主体部的周向外表面设有环形凹部。由于环形凹部的设计，便于泛塞圈随推力组件快速移动，可以减少主体部与副壳体的接触面积，进而使得泛塞圈与副壳体之间的摩擦力变小，从而方便泛塞圈随推力组件快速移动。另外，由于环形凸起的设计可以便于弹性件受到的压力通过环形凸起快速传递至环形容纳部，使得环形容纳部快速与副壳体内壁紧贴已达到快速密封的效果，避免高压气体泄漏。整个阀门结构可以改善密封效果，减少气体介质的损失，便于加工，可以节约成本，从而进一步改善液体火箭发动机的性能，提高其工作可靠性及效率。 [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，其并不能限制本发明所欲主张的范围。附图说明 [0026] 下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。 [0027] 图1为本发明实施例中换向阀门的结构示意图； [0028] 图2为本发明实施例中密封件与推力组件连接的结构简图； [0029] 图3为本发明实施例中环形凸起的立体图； [0030] 图4为本发明实施例中弯弧结构的示意图； [0031] 图5为本发明实施例中泛塞圈的局部放大示意图； [0032] 图6为本发明实施例中泛塞圈的俯视图； [0033] 图7为本发明实施例中密封强度与环形凹部个数对应变化的坐标图。 [0034] 附图标记说明： [0035] 1副壳体 2主壳体 [0036] 3密封件 4推力组件 [0037] 5阀主体 6第一介质入口 [0038] 7第一介质出口 8第二介质出口 [0039] 9泄流通道 10主体部 [0040] 11环形容纳部 12弹性件 [0041] 13环形凸起 14环形凹部 [0042] 15弹簧 16盖板 [0043] 17第一密封圈 18第二密封圈 [0044] 19弯弧结构具体实施方式 [0045] 现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。 [0046] 在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。 [0047] 本发明的一个方面提供了一种液体火箭发动机的换向阀，如图1、图2、图3、图5和图6所示，该机构由副壳体1、主壳体2、密封件3、推力组件4和阀主体5组成。副壳体1内侧具有供气体介质流通的第一通道和与第一通道延伸方向不同的第二通道。主壳体2具有第一介质入口6、第一介质出口7和第二介质出口8。密封件3套设在推力组件4的表面，密封件3的外侧表面与副壳体1的内壁相互抵接。推力组件4一端通过密封件3设置在副壳体1内，另一端用于推动位于主壳体2内的阀主体5运动；密封件3为泛塞圈，泛塞圈至少包含两个沿推力组件轴向依次设置的第一泛塞圈和第二泛塞圈，且第一泛塞圈和第二泛塞圈相互紧贴。泛塞圈包含主体部10、围绕推力组件轴向的环形容纳部11和弹性件12，弹性件12设置在环形容纳部11，环形容纳部11内壁设有用于配合抵接弹性件12的环形凸起13。主体部10的周向外表面设有环形凹部14。 [0048] 具体的，本发明实施例提供的液体火箭发动机的换向阀，通过将泛塞圈套设在推力组件4的表面，泛塞圈的外侧表面与副壳体1的内壁相互抵接；推力组件4一端通过泛塞圈设置在副壳体1内，另一端用于推动位于主壳体2内的阀主体5运动。整个过程，当高压气体介质从副壳体进入时，推动推力组件4运动以对阀主体5施加压力以改变液体介质的出口位置，而泛塞圈用于副壳体1与推力组件4之间的密封，可以避免高压气体介质从副壳体1与推力组件4之间的缝隙泄漏到主壳体2内，一方面可以减少高压气体介质对阀主体5的冲击，精确控制液体介质的排出；另一方面可以减少气体的供给(泄漏减少)，可以减少储气装置容积、压强，进而可以降低储气装置的制造难度。通过主体部10的周向外表面设有环形凹部 14。由于环形凹部的设计，便于泛塞圈随推力组件4快速移动，可以减少主体部10与副壳体1 的接触面积，进而使得泛塞圈与副壳体1之间的摩擦力变小，从而方便泛塞圈随推力组件快速移动。另外，由于环形凸起的设计可以便于弹性件12受到的压力通过环形凸起13快速传递至环形容纳部，使得环形容纳部11快速与副壳体1内壁紧贴已达到快速密封的效果，避免高压气体泄漏。 [0049] 本申请的阀门结构可以改善密封效果，减少气体介质的损失，便于加工，可以节约成本，从而进一步改善液体火箭发动机的性能，提高其工作可靠性及效率。 [0050] 需要说明的是，为了进一步增加密封严紧度，减少气体从推力组件4与副壳体1内壁之间的缝隙泄漏，例如，泛塞圈至少包含两个沿推力组件4轴向依次设置的第一泛塞圈和第二泛塞圈，且第一泛塞圈和所述第二泛塞圈相互紧贴。通过第一泛塞圈和第二泛塞圈的设计，增加了泛塞圈与副壳体1及推力组件4的接触面积，可以减少高压气体介质的泄漏，提高阀门的稳定性，进而保证液体火箭发动机的安全使用。 [0051] 在本实施方式中，为了方便泛塞圈的伸缩(沿推力组件4径向方向伸缩)，例如，泛塞圈包含主体部10、围绕推力组件4轴向的环形容纳部11和弹性件12，弹性件12设置在环形容纳部11。为了使得泛塞圈与推力组件4连接更加紧密，固定更加牢固(使用时，需要泛塞圈随推力组件4一起沿轴向移动)，例如，泛塞圈与推力组件4采用过盈配合连接。值得一提的是，为了方便环形容纳部11与推力组件4和副壳体1紧贴，例如，弹性件12可以是弹簧，由于阀门需要在低温环境下工作，在高压状态下，通过弹簧膨胀，可以对环形容纳部11进行挤压，进而使得环形容纳部11与推力组件4和副壳体1紧贴，减少气体介质泄漏的同时，方便转向阀门的使用。 [0052] 环形容纳部11为软金属或者为非金属材质构成，例如，软金属铟、铝、铜、银等，非金属四氟、橡胶等。在低温下非金属收缩性大导致低温下密封性能下降。通过环形凸起13收缩而增加蓄能弹簧的压缩量，进而增大负载，提高了低温下的密封圈的密封比压，进而保证了低温下的密封性能。 [0053] 在本实施方式中，为了快速使得弹簧获得压力，例如，第一泛塞圈的环形容纳部远离主体部10端的开口方向与推力组件4轴向方向一致，方便高压气体对弹簧施压，便于弹簧快速发生形变(膨胀)。进一步地，为了避免从副壳体1内的进气通道(用于推动推力组件向远离阀主体一侧移动)进入的气体从推力组件4与副壳体1间隙处回流至进气端(高压气体沿第一通道进入时的入口)，例如，第二泛塞圈的环形容纳部的开口向远离第一泛塞圈一侧打开。即两个泛塞圈的开口相背设置。 [0054] 需要说明的是，由于阀门在低温环境下工作，在高压状态下，为了方便弹簧对环形容纳部11(环形容纳部具有热胀冷缩性能)施加压力，例如，环形容纳部11内壁设有用于配合抵接弹性件12的环形凸起13。通过环形凸起13的设计，当弹性件受压膨胀时，使得弹性件 12与环形容纳部12的接触所需时间减小(使得膨胀弹簧快速通过环形凸起13作用到副壳体的内壁)，进而使得环形容纳部12与副壳体1的内壁快速紧贴，进而进一步减少高压气体介质的泄漏。 [0055] 值得一提的是，如图1、图2、图3和图7所示，经过大量的研究，通过实验仿真和实践得出，设X轴为环形凹部，Y轴为密封强度，密封强度随着环形凹部的个数增加的发生曲线变化，环形凹部14的数量可以为1、2，当环形凹部14的数量为A个，且满足1≤A≤4时，泛塞圈的密封效果更加紧密，即不仅不会影响泛塞圈与副壳体之间的密封效果，而且移动更加方便。 [0056] 特别需要指出的是，为了避免弹性件12发生轴向的位移移动，例如，主体部10靠近环形容纳部11的一侧表面与弹性件12匹配贴合，以防止弹性件12发生移动。 [0057] 另外，需要注意的是，为了保证环形凸起13的结构稳定，例如，沿环形凸起的径向方向相截环形凸起13的外形为等腰梯形。由于等腰梯形的设计，使得弹性件12在与环形凸起13接触并施加压力时，避免因压力过大而造成环形凸起13的弯折(轴向方向)，即等腰梯形从顶端(底端为远离环形容纳部表面的一端)向底端(底端为靠近环形容纳部的一端)的体积增加，在同等压力情况下，压强逐渐变小，从而保证结构更加稳定，避免发生弯曲，有利于泛塞圈的安全使用，进而提高阀门的稳定性。 [0058] 需要指出的是，为了使得弹性件12快速对环形凸起13施加压力，同时进一步改善密封效果，环形凸起13的端部为弯弧结构19。 [0059] 进一步需要说明的是，如图1、图2、图3、图4和图5所示，经过大量的实验研究，弯弧结构19沿轴向方向相切的截面可以为半个椭圆形。例如，半个椭圆形的长轴长度为B，短轴长度为C，且满足2≤B/C≤4时，弯弧结构19更加稳定，同时便于弹性件12受到的压力通过环形凸起13快速传递至环形容纳部，使得环形容纳部11快速与副壳体1内壁紧贴已达到快速密封的效果，避免高压气体泄漏。 [0060] 需要指出的是，为了保证弹性件12与环形凸起13稳定接触，例如，环形凸起13至少包含2个，且2个环形凸起13沿推力组件4轴向间隔地设置在环形容纳部11内壁上。例如，弹性件12的外表面分别与两个环形凸起13贴紧。另外，两个环形凸起13配合设置起到导向限位槽作用(即间隔设置的两个环形凸起与弹性件抵触，可以限制弹性件的轴向运动)，使得弹性件12受力膨胀或者缩紧时沿着导向限位槽移动，进一步避免弹性件12出现轴向移动，进而便于对环形容纳部11施加压力，防止推进剂沿副壳体2与环形容纳部11的外壁之间泄露。 [0061] 另外，转向阀门机构还包含第一弹簧15和盖板16，第一弹簧15位于主壳体2的内部，盖板16位于主壳体2远离副壳体1的一侧。盖板16与主壳体2通过螺栓连接，第一弹簧15 两端分别与阀主体5和盖板16连接。第一弹簧15用于对阀主体5施加远离盖板16侧的弹力，从而实现阀主体在推力组件和弹簧弹力的作用下的受力平衡。为了方便推动主阀体5移动，例如，在副壳体1上设有进气通道，通过进气通道通气以推动推力组件4带动密封件3向远离主壳体2一侧移动。 [0062] 另外，为了限定泛塞圈沿轴向移动而对主壳体2造成损坏，例如，在副壳体1与主壳体2过渡部形成限定泛塞圈向主壳体2一侧移动的台阶。进一步的，为了避免泛塞圈与台阶直接接触而造成损伤，例如，可以在推力组件4上且靠近台阶一侧设置缓冲压环，用于减轻泛塞圈与台阶直接的压力，进而保证阀体的安全运行。 [0063] 此外，在主壳体2内侧且靠近副壳体1的位置，推力组件4的周向表面间隔设有第一密封圈17和第二密封圈18.第一密封圈17用于进一步对推力组件4进行密封，从而避免高压气体从主壳体2与推力组件4的间隙处泄漏。而第二密封圈18可以防止液体介质从主壳体2 与推力组件4的间隙处回流至副壳体内，从而影响转向阀门的稳定性与安全性。 [0064] 第一密封圈1和第二密封圈17位于沿主壳体2的径向方向设有的泄流通道的两侧，泄流通道9用于将从主壳体2与推力组件4的间隙泄漏的液体介质从泄流通道9排出。 [0065] 作为液体火箭发动机低温动密封结构，要求第一密封圈1和第二密封圈17适用于从‑268℃～427℃温度范围，且性能稳定，与液体介质不会发生反应。例如，第一、第二密封圈可以是软金属铟、铝、铜、银等，非金属四氟、橡胶等。 [0066] 以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。 [0067] 本发明的另一个方面提供了一种液体火箭发动机，包括如上液体火箭发动机的换向阀。 [0068] 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。