专利名称：落压式火箭发动机液体推进剂输送系统的制作方法
落压式火箭发动机液体推进剂输送系统
技术领域：
本发明涉及火箭发动机液体推进剂输送系统领域，特别涉及一种具有自蒸发增压
特性的液体的落压式火箭发动机液体推进剂输送系统。背景技术：
在液体火箭发动机或固液混合火箭发动机系统中，其液体推进剂不贮存在推力室 内，因此，对于液体火箭发动机或固液混合火箭发动机，必须有一个输送系统，把一定压力 的液体推进剂自动按一定要求送入推力室。 目前，火箭发动机液体推进剂输送系统主要有两种挤压式和泵压式。挤压式输送 系统由高压气瓶、贮箱、活门组件、自动调节器等组成。泵压式输送系统主要由贮箱、涡轮泵 组件、燃气发生器、活门组件、自动调节器等组成。挤压式系统中，高压气瓶成本高，而泵压 式结构复杂、研制时间及成本高。D.Van Pelt，J. Hopkins, etc.在《0verview of a 4_inch od paraffin-based hybrid sounding rocket program》(AIAA 2004-3822)中介绍的探 空火箭中，氧化亚氮采用自增压挤压方式，没有增压气瓶，喷注孔采用文氏管结构，随着贮 箱压力减小，流量减小。Greg Zilliac， M. ArifKarabeyoglu在《Modeling of propellant tank pressure-zation》(AIAA 2005-3549) —文中介绍的氧化亚氮自增压系统中，在没有 流量调控装置下流量变化大。
发明内容
本发明采用一种落压式输送系统，没有增压系统装置，能可靠的把一定压力的液 体推进剂自动按照一定要求送入推力室的液体推进剂输送系统；采用一种流量自动调节装 置，当贮箱压力降低时，流量维持稳定；同时通过采用一种简单的控制装置，实现系统的开启。 火箭发动机液体推进剂输送系统，包括贮箱、电爆阀、节流孔、流量控制阀、增压 阀、加注阀、连接管路及电爆阀控制电路。流量调节阀的操纵气为贮箱内气体；流量控制阀 在启动前处于关闭状态；通过电爆阀启动流量控制阀，流量控制阀启动后可以控制流量，当 贮箱压力下降时，通过贮箱压力控制阀门阀芯运动，增加阀门开度，调节阀门节流面积，达 到流量稳定的目的；节流孔可防止阀门意外开启。
系统具体操作方式及结构见具体实施方式
。 本发明的优点及积极效果在于(l)没有高压气瓶及泵结构，系统简单，加工及研 制难度小，成本低，易实现。(2)采用流量控制阀同时控制系统启动及调节流量双重功能，简 化系统结构，减少成本，启动方便。(3)阀门后腔与电爆阀之间有小节流孔与大气相通，避免 轻微泄露使后腔缓慢建压而导致阀门意外开启，提高了系统的可靠性。(4)前后腔密封的密 封圈安装于阀体上，启动后阀芯与密封圈脱离，阀芯与阀体之间没有摩擦力，提高了阀芯的 灵敏度。(5)流量控制阀在启动前采用o型圈密封，降低泄露的概率，提高了可靠性；启动 后采用间隙密封，减小了阀芯衬套之间的摩擦力，提高了阀门动作的灵敏性。(6)流量控制阀的开度由贮箱压力控制，液体推进剂在流量控制阀处气蚀，可避免发动机燃烧压力波动
对流量的影响，可以给发动机提供稳定的流量。 本发明用于但不限于火箭发动机。
图1是输送系统原理示意图
图2是阀门关闭状态示意图
图3是阀门开启状态示意图
具体实施方式
下面结合附图用实施例进一步来说明本发明。 系统原理图如图1所示，该套输送系统功能实现的装置主要包括贮箱1、电爆阀 2、节流孔3、流量控制阀4、增压阀5、加注阀6及相互之间的连接管路器件和电爆阀控制系 统。流量控制阀如图2所示，它由阀盖7、阀芯8、弹簧9、衬套10、阀体11、拉杆12、安装螺 帽13、 o型密封圈14、 o型密封圈15、 o型密封圈16组成；阀芯8上有贮油槽，可贮存密封 润滑脂；衬套10上设计有型孔。 阀芯与阀盖之间的空间称为前腔，阀芯与衬套之间安装弹簧的空间称为后腔，前 腔通过阀盖7上接口及管路与贮箱1相通，该管路从内部穿过贮箱通至贮箱顶部并固定。增 压阀5通过三通接头与该管路相通，可通过地面系统给该输送系统增压。电爆阀2 —端与 前腔管路相连，一端通过阀体11上的接口与后腔相通。在电爆阀2与后腔之间的管路之间 有节流孔3与大气相通。加注阀6通过管路与贮箱1底部相通。 阀体11末端有螺纹，与安装螺帽13相连；阀芯8有螺纹孔，与拉杆12相连；加注 前，将安装螺帽13和拉杆12拧到位，然后往外拧动安装螺帽13，通过拉杆12将阀芯8拉动 压縮弹簧9并压紧o型密封圈16，此时阀后腔通过o型密封圈16及关闭的电爆阀2与前腔 隔绝，阀前液体与阀后腔通过o型密封圈15密封，阀前阀后通过o型密封圈14密封。
加注增压完成后，阀前腔压力与贮箱1压力相同，而阀后腔压力与大气压相同，因 此，作用在阀芯8上的压力自动压紧弹簧9及o型密封圈16，因此，安装螺帽13及拉杆12 可以轻松拆除。 发射时，通过电爆阀控制系统启动电爆阀2，贮箱1及前腔的压力通过电爆阀2进 入后腔，后腔建立压力，在后腔压力与弹簧力的作用下阀芯8往前腔方向运动，当阀芯8运 动至衬套10上的型孔位置时阀门开启。由于o型密封圈14装于衬套10上，o型圈15装于 阀芯8上，o型密封圈16装于阀体11上，阀门开启后这三个密封圈都不会对阀芯产生摩擦 力，提高了阀芯8的灵敏度，如图3所示。此时液体通过阀芯8与衬套10间隙和阀芯8上 贮油槽内密封润滑脂实现与外界及阀后腔之间的密封。当贮箱l内压力下降时，作用于阀 芯8上的压力减小，在弹簧力作用下阀芯8往前腔方向运动，位于衬套10上的型孔面积增 加，从而保证流量的稳定性。
权利要求
落压式火箭发动机液体推进剂输送系统，包括贮箱、电爆阀、节流孔、增压阀、加注阀、连接管路及电爆阀控制电路，其特征在于还包括流量控制阀，流量控制阀在系统启动前关闭系统，系统启动后可以控制流量。
2. 根据权利要求1所述的火箭发动机液体推进剂输送系统，其特征在于流量控制阀由阀盖、阀芯、弹簧、衬套、阀体、拉杆、安装螺帽、o型密封圈等组成，阀芯与阀盖之间构成前腔，弹簧安装在后腔中。
3. 根据权利要求1所述的落压式火箭发动机液体推进剂输送系统，其特征在于阀门控制气为贮箱内气体，通过贮箱压力与弹簧力控制阀芯运动自动调整流量，反压波动不会对阀门开度产生影响。
4. 根据权利要求1所述的落压式火箭发动机液体推进剂输送系统，其特征在于流量控制阀的启动通过电爆阀控制。
5. 根据权利要求1所述的落压式火箭发动机液体推进剂输送系统，其特征在于流量控制阀后腔与电爆阀之间有节流孔。
6. 根据权利要求1所述的落压式火箭发动机液体推进剂输送系统，其特征在于阀门衬套上有流量控制型孔。
7. 根据权利要求1所述的落压式火箭发动机液体推进剂输送系统，其特征在于阀前与阀后之间的O型密封圈装于衬套上，阀前与阀前腔之间的O型密封圈装于阀芯上，阀前腔与阀后腔之间的O型密封圈装于阀体上，系统启动前，此三处依靠O型密封圈密封，系统启动后，阀芯移动，装于衬套与阀体上O型圈保留在槽内，不与阀芯接触，装于阀芯上的O型密封圈随阀芯移动脱离衬套，三处o型密封圈均不对阀芯运动产生摩擦力。
全文摘要
落压式火箭发动机液体推进剂输送系统，属于火箭发动机输送系统领域。该输送系统包括贮箱(1)、电爆阀(2)、节流孔(3)、流量控制阀(4)、增压阀(5)、加注阀(6)、连接管路及电爆阀控制电路。流量控制阀(4)的操纵气为贮箱(1)内气体；流量控制阀在启动前处于关闭状态；通过电爆阀(2)启动流量控制阀(4)，流量控制阀(4)启动后可以控制流量，当贮箱(2)压力下降时，通过贮箱(2)压力控制阀芯(8)运动，增加阀门开度，调节阀门节流面积，达到流量稳定的目的；节流孔可防止阀门意外开启，增加系统可靠性。本发明的推进剂输送系统结构简单、成本低。
文档编号F02K9/58GK101737199SQ200810225990
公开日2010年6月16日 申请日期2008年11月10日 优先权日2008年11月10日
发明者俞南嘉, 李君海, 李茂 , 蔡国飙, 袁宇 申请人:北京航空航天大学