一种先导式电磁气动阀及组合控制阀的制作方法

本发明属于控制阀领域，具体涉及一种先导式电磁气动阀及组合控制阀。

背景技术：

航天中经常要用到电磁气动阀，主要用于控制轨控发动机的启动和关闭。随着空间推进技术的不断发展，系统对电磁气动阀产品研制要求不断提高，其中主要表现在以下几个方面：1)产品工作介质易燃易爆并有腐蚀性，因此对可靠性及安全性要求高；2)体积小，重量轻；3)在大流量条件下要求快响应。由于产品的特殊要求，传统电磁阀不能满足体积小及响应快的要求。因此需要研制一种能满足要求的电磁气动阀。

在某型号飞行器用末修姿控发动机研制中，一套系统需要多台电磁气动阀，要求每台产品能够分别独立、快速可靠地控制一台双组元发动机开启机关闭，设计要求为：控制压力9mpa；径向集中空间布局在80mm×80mm以内；响应时间不大于3ms。现有的双组元、快响应控制阀因尺寸结构大、工作压力低、流通能力小，不符合系统设计要求。

技术实现要素：

本发明提出一种响应快，能够适应高压、大流量的先导式电磁气动阀。本发明还提出一种将上述多个先导式电磁气动阀进行组合、结构优化形成的组合控制阀，该组合控制阀具有响应快、结构紧凑的特点，能够满足高压、大流量、径向空间布局小的要求。

本发明解决上述问题的技术方案是：一种先导式电磁气动阀，包括阀体、导阀阀芯组件、主阀阀芯组件和电磁线圈驱动装置，其特殊之处在于：

所述阀体内设有导阀芯安装腔、主阀芯安装腔、进气口、排气口、介质入口和介质出口；

所述导阀阀芯组件设置在导阀芯安装腔内，所述导阀阀芯组件包括导阀芯、第一复位弹簧和密封元件a；所述主阀阀芯组件包括主阀芯；

所述导阀芯安装腔从上至下依次分为腔体上部、腔体中上部、腔体中下部和腔体下部，所述腔体上部和腔体中上部之间设有第一腔体配合面，所述腔体中上部和腔体中下部之间设有第一导阀阀座，所述腔体中下部和腔体下部之间设有第二导阀阀座；

所述导阀芯分为导阀芯a段、导阀芯b段、导阀芯c段和导阀芯d段，所述导阀芯a段位于腔体上部和腔体中上部内，所述导阀芯b段位于腔体中上部和腔体中下部内，导阀芯c段位于腔体中下部内，导阀芯d段位于腔体中下部和腔体下部内；所述第一复位弹簧设置在腔体下部内且位于导阀芯d段和阀体之间；

所述导阀芯a段的直径与第一导阀阀座和第二导阀阀座的内径都相等；所述密封元件a设置在腔体上部内，密封元件a与导阀芯a段配合形成密封；

导阀芯a段的侧面为第一控制腔贴合面，所述第一控制腔贴合面与第一腔体配合面配合，导阀芯b段和导阀芯c段之间形成第一密封面，导阀芯c段和导阀芯d段之间形成第二密封面；

所述进气口与腔体中上部连通，排气口与腔体下部连通，腔体中下部与主阀芯安装腔连通；

所述电磁线圈驱动装置用于控制导阀开启与关闭。

以上为本发明的基本结构，该结构的基本原理是：

电磁线圈驱动装置通电后，驱动导阀芯朝向排气口移动，当导阀芯朝向排气口移动时，控制气从进气口进入导阀芯安装腔，导阀芯移动到行程上限后，第二密封面与第二导阀阀座形成密封配合，阻止控制气从排气口流出，控制气在主阀芯的控制腔内建立压力后，驱动主阀芯组件的主阀芯朝向介质出口移动，介质出口打开，介质从介质出口流出；电磁线圈驱动装置断电后，第一复位弹簧复位推动导阀芯朝电磁线圈驱动装置的方向移动，控制气从排气口排出，主阀的控制腔内压力降低，使得主阀芯所受开启控制力减小，主阀关闭，阻止介质从介质出口流出，导阀芯移动到行程上限后，第一密封面和第一导阀阀座形成密封，阻止气体进入主阀控制腔。

通过对导阀芯和导阀芯安装腔进行了优化设计，利用导阀芯a段的直径和第一导阀阀座、第二导阀阀座的内径相等、在伸入腔体上部内的阀芯a段上设置密封元件a来实现减小控制气带来的负载力，降低了电磁线圈驱动装置的驱动负载，利于实现组合阀的快速响应。

基于该基本结构，本发明还做出以下优化改进：

上述电磁线圈驱动装置包括壳体、电磁线圈、永磁铁、衔铁和顶杆；所述电磁线圈、永磁铁和衔铁设置在壳体内；所述永磁铁为环形，设置在壳体内的中部，与壳体同心，永磁铁在衔铁的上下部分分别产生磁场，上磁场与下磁场的方向相反；所述电磁线圈与壳体同心，电磁线圈分为两段，两段电磁线圈分别设置在永磁铁的上部与下部；在电磁线圈通电后，电磁线圈产生的磁场方向与永磁铁产生的上磁场方向相反，与永磁铁产生的下磁场方向相同；所述衔铁沿壳体轴向设置，且与壳体同心，并穿过永磁铁和电磁线圈，衔铁的外侧面与永磁铁和电磁线圈的内侧面存有间隙，衔铁可在壳体内部轴向上下移动；在电磁线圈未通电时，所述永磁铁处于衔铁的上下端面之间；所述顶杆与衔铁同心设置，所述顶杆的一端与衔铁的一端相接触，所述顶杆在壳体内可上下运动，所述顶杆用于衔铁向下移动时触发导阀芯。

进一步地，上述电磁线圈驱动装置还包括隔磁垫；所述隔磁垫位于衔铁的上端面和壳体内部的上表面之间，所述隔磁垫用于在电磁线圈未通电时，调整衔铁的上端面和下端面分别与壳体内部的上表面和下表面之间的距离并使之相等。

进一步地，上述壳体和衔铁均采用软磁材料。

进一步地，上述密封元件a采用径向密封元件。

本发明提供的组合控制阀的技术方案是：一种组合控制阀，其特殊之处在于，包括上述先导式电磁气动阀，所述导阀阀芯组件的数量为多个，所述电磁线圈驱动装置的数量与导阀阀芯组件的数量相同，所述主阀阀芯组件的数量多于导阀阀芯组件的数量。

进一步地，上述导阀阀芯组件的数量为四组，主阀阀芯组件的数量为八组。

进一步地，上述阀体内还设有进气通道，进气通道和导阀芯均沿阀体轴向设置，主阀芯沿阀体径向设置；

导阀阀芯组件以阀体的轴心为中心周向均布，四个进气口连通相交于阀体的轴心，进气口的相交处与进气通道相连通；八组主阀阀芯组件以阀体的轴心为中心在阀体径向均布，其中每两个主阀阀芯组件对应一个导阀阀芯组件。

本发明相比现有技术的优点：

1、采用两位三通干式卸荷结构，利用两位三通密封特点，在其密封外围设置胶圈卸荷结构，仅用一道密封结果实现了电磁铁干湿分离以及卸荷动密封，极大的减小了摩擦力，有利于导阀的快响应。

2、导阀芯上设置径向密封元件实现电磁线圈驱动装置与控制介质隔离，软磁材料可不考虑介质相容性问题。

3、采用永磁蓄能结构，为电磁铁提供储备磁能，在提高电磁铁响应性能的同时也保证了其驱动能力。

4、永磁铁和线圈的配合使用，在衔铁上实现差动磁能分配，克服了永磁铁自锁力的不利影响，有效的保证了所需响应性能的可靠实现。

5、通过隔磁垫片调整衔铁与软磁壳体内轴向两端面的间隙并使之相等，实现了初始永磁自锁力的相互抵消，克服永磁体自锁力对负载的影响。

6、采用四机八液路通道及四个气路通道模块化集成结构，采用主阀芯卧式布局及导阀芯轴向分布布局结构，节省空间。

7、本发明除可应用于液体火箭发动机外，在卫星在轨执行系统、地面试验系统、自动化流体管路系统的相关阀门中均可推广应用，可有效提高阀门的响应并能保证较大的流通能力。

附图说明

图1是本发明先导式电磁气动阀的轴向剖面图；

图2是本发明的导阀关闭状态下的卸荷原理图；

图3是本发明的导阀开启状态下的卸荷原理图；

图4是本发明组合控制阀的轴向剖面图；

图5是本发明组合控制阀的径向剖面图；

图6是本发明立体图。

其中：1-阀体；2-电磁线圈驱动装置；201-壳体；202-电磁线圈；203-永磁铁；204-衔铁；205-隔磁垫；206-顶杆；3-导阀芯；31-导阀芯a段；32-导阀芯b段；33-导阀芯c段；34-导阀芯d段；311-第一控制腔贴合面；321-第一密封面；331-第二密封面；4-第一复位弹簧；5-密封元件a；6-主阀芯；7-第二复位弹簧；8-密封元件b；9-导阀芯安装腔；91-腔体上部；912-第一腔体配合面；913-第一导阀阀座；914-第二导阀阀座；92-腔体中上部；93-腔体中下部；94-腔体下部；10-主阀芯安装腔；103-主阀阀座；106-控制腔；11-进气通道；12-进气口；13-排气口；14-介质入口；15-介质出口；17-密封元件c；18-机架连接机构；19-介质a集成管路；20-介质b集成管路。

d1——导阀芯a段的直径；

d2——第一导阀阀座的内径；

d3——第二导阀阀座的内径；

f——介质力。

具体实施方式

下面结合附图给出的实施例对本发明进行详述：

参见图1，一种先导式电磁气动阀，包括阀体1、导阀阀芯组件、主阀阀芯组件和电磁线圈驱动装置2，阀体1内设有导阀芯安装腔9、主阀芯安装腔10、进气口12、排气口13、介质入口14和介质出口15。

导阀阀芯组件设置在导阀芯安装腔9内，导阀阀芯组件包括导阀芯3、第一复位弹簧4和密封元件a5；主阀阀芯组件包括主阀芯6。

导阀芯安装腔9从上至下依次分为腔体上部91、腔体中上部92、腔体中下部93和腔体下部94，腔体上部91和腔体中上部92之间设有第一腔体配合面912，腔体中上部92和腔体中下部93之间设有第一导阀阀座913，腔体中下部93和腔体下部94之间设有第二导阀阀座914。

主阀芯安装腔10包括控制腔106；在介质出口15处设有主阀阀座103。

导阀芯3分为导阀芯a段31、导阀芯b段32、导阀芯c段33和导阀芯d段34，导阀芯a段31位于腔体上部91和腔体中上部92内，导阀芯b段32位于腔体中上部92和腔体中下部93内，导阀芯c段33位于腔体中下部93内，导阀芯d段34位于腔体中下部93和腔体下部94内；第一复位弹簧4设置在腔体下部94内且位于导阀芯d段34和阀体1之间。

导阀芯a段31的侧面为第一控制腔贴合面311，所述第一控制腔贴合面311与第一腔体配合面912配合，导阀芯b段32和导阀芯c段33之间形成第一密封面321，导阀芯c段33和导阀芯d段34之间形成第二密封面331。

进气口12与腔体中上部92连通，排气口13与腔体下部94连通，腔体中下部93与主阀芯安装腔10连通。

电磁线圈驱动装置2包括壳体201、电磁线圈202、永磁铁203、衔铁204、隔磁垫205和顶杆206；电磁线圈202、永磁铁203和衔铁204设置在壳体201内，永磁铁203为环形，设置在壳体201内的中部，与壳体201同心；电磁线圈202与壳体201同心，电磁线圈202分为两段，两段电磁线圈202分别设置在永磁铁203的上部与下部；在电磁线圈202通电后，产生通过衔铁204上下端面间隙的磁场，其与永磁铁203上磁路产生的磁场方向相反，与永磁铁203下磁路产生的磁场方向相同。

衔铁204沿壳体201轴向设置，且与壳体201同心，并穿过永磁铁203和电磁线圈202，衔铁204的外侧面与永磁铁203和电磁线圈202的内侧面存有间隙，衔铁204可在壳体201内部轴向上下移动；在电磁线圈202未通电时，永磁铁203处于衔铁204的上下端面之间。顶杆206在壳体201内可上下运动，可伸出壳体201，顶杆用于衔铁204向下移动时触发导阀芯3.

为了实现快响应，对电磁驱动装置进行了优化设计。通过设置隔磁垫205调整衔铁204在电磁线圈202未通电时，衔铁204的上端面与壳体201内部的上表面的距离和衔铁204的下端面与壳体201内部的下表面的距离相等或近似相等，通过该设计实现初始永磁自锁力的相互抵消，克服永磁铁203自锁力对负载的影响。

其中密封元件a5、密封元件b8和密封元件c17均为径向密封元件，可采用o型橡胶密封圈或弹簧蓄能密封圈。壳体201与衔铁204均采用软磁材料。

本发明提供的先导式电磁气动阀的工作原理是：

在初始状态时，永磁铁203在壳体201和衔铁204内形成上下磁路，当衔铁204相对于壳体201内部轴向上下端面的工作间隙相等时，永磁铁203上下端产生的自锁力相互抵消，对导阀的密封状态不产生影响；当电磁线圈202通电后，由于电磁线圈202产生的磁场方向与永磁铁203上磁路磁场方向相反，与永磁铁203下磁路磁场方向相同，使得永磁铁203产生的上磁路减弱，下磁路增强，衔铁204双端面电磁吸力打破平衡，从而产生轴向向下的电磁吸力，通过顶杆206驱动导阀芯3向下运动，当导阀芯3朝向排气口13移动时，控制气从进气口12进入导阀芯安装腔9，导阀芯3移动到行程上限后，第二密封面331与第二导阀阀座914形成密封配合，阻止控制气从排气口13流出，控制气在控制腔106内建立压力后，驱动主阀芯6朝向介质出口15移动，介质出口15打开，推进剂介质从介质入口14流出介质出口15，发动机开始工作；电磁线圈驱动装置2断电后，电磁线圈202磁势带来的磁能迅速减弱，最终，第一复位弹簧4克服全开位置的永磁自锁力，控制气从排气口13排出，主阀芯安装腔10的控制腔106内卸压，第二复位弹簧7复位迅速推动主阀芯6朝向导阀芯3移动，主阀芯6与主阀阀座103形成密封，阻止推进剂介质从介质出口15流出，导阀芯3移动到行程上限后，第一密封面321和第一导阀阀座913形成密封，关闭控制腔106，切断推进剂介质的供应，发动机关机。

导阀芯a段31采用o型橡胶密封圈实现电磁线圈驱动装置2与控制介质隔离，电磁线圈驱动装置2使用的软磁材料可不考虑介质相容性问题。

主阀芯6使用密封元件b8和密封元件c17两道密封，密封元件b8防止控制气进入介质燃料内，密封元件c防止推进剂介质进入导阀芯安装腔9内。

第一密封面321和第二密封面331分别与第一导阀阀座913和第二导阀阀座914采用菌状密封，此处也可采用锥面密封；主阀芯6与主阀阀座103采用锥面密封，此处也可采用菌状密封。

参见图2和图3，为实现快响应，对导阀芯3和导阀芯安装腔9进行了优化设计。在伸入腔体上部91内的导阀芯a段31上设置密封元件a5，阻止控制气进入腔体上部91，从而避免导阀芯a段31端面承受控制气压力，同时，利用导阀芯a段31的直径d1和第一导阀阀座913的内径d2、第二导阀阀座914的内径d3相等，构成卸荷结构。在导阀进气端密封状态下，利用导阀芯a段31的直径d1和第一导阀阀座913的内径d2相等构成卸荷结构，能够减小介质力带来的负载力。在导阀排气端密封状态下，利用导阀芯a段31的直径d1和第二导阀阀座914的内径d3相等构成卸荷结构，能够减小介质力对导阀芯3关闭的影响，实现快速响应。

参见图4、图5和图6，一种组合控制阀，主要包括阀体1、四组导阀阀芯组件、八组主阀阀芯组件和四个电磁线圈驱动装置2，每个电磁线圈驱动装置2控制一个导阀阀芯组件，一个导阀阀芯组件控制两个主阀阀芯组件。阀体1内设有进气通道11，进气通道11沿阀体1轴向设置。为了节省径向空间，组合控制阀上下分层面分别设置介质a集成管路19和介质b集成管路20，组合控制阀的上下层四角区域空间设有机架连接机构18，通过机架连接机构18与推力装置或总装机架进行连接固定。

介质a集成管路19内设置a介质入口通道，在阀体1的前、后、左、右四个面其中每个面设置的两个主阀的其中一个介质入口14均与a介质入口通道相连通；介质b集成管路20内设置b介质入口通道，未与a介质入口通道21连通的介质入口14均与b介质入口通道连通。

为了提高组合控制阀的集成度，导阀阀芯组件以阀体1的轴心为中心周向均布，填充中心区域，四个进气口12连通相交于阀体1的轴心，进气口12的相交处与进气通道11相连通；八组主阀阀芯组件以阀体1的轴心为中心在阀体径向均布，主阀两两一组，采用卧式放置，在轴向垂直面四向均布；每个导阀控制两个主阀，控制气进气入口十字中心布局；该组合控制阀的布局结构大大缩小了径向尺寸。

组合控制阀的轴径双平面四向均布中心内通四角外联的组合式结构设计充分的利用了系统的布局空间，实现了中心气路布局，次外圈导阀轴向分布，外圈主阀卧式面分布，上下分层面双介质供应入口通道十字中心布局，上下层外围四角均布机架连接的立方式实体功能布局，达到了系统80mm×80mm径向空间包络的要求。本发明除可应用于液体火箭发动机外，在卫星在轨执行系统、地面试验系统、自动化流体管路系统的相关阀门中均可推广应用，可有效提高阀门的响应、保证较大的流通能力并大幅减小占用空间。

本领域技术人员可以根据不同的设计要求和设计参数在不偏离权利要求所界定的结构的情况下进行各种增补、改进和更换，因此，本发明是广泛的。