一种防止高压气体冲击装置的制作方法

本发明属于气压设备技术领域，尤其涉及一种防止高压气体冲击装置。

背景技术：

在运载火箭或飞行器中增压系统一般由高压气瓶、电爆阀(或电磁阀)、减压器、节流圈及管路等组成，在工作时电爆阀或电磁阀打开，气瓶中高压气体直接冲击减压器，容易导致减压器结构受损或膜片破裂，引起飞行故障或失利。

为了避免高压气体直接冲击减压器，在工程应用中一般采用在电爆阀(或电磁阀)与减压器之间增加一个容器或增长增压管路长度以缓冲电爆阀(或电磁阀)打开后带来的高压冲击。但是增加一个容器或增长增压管路长度增加了系统重量。因此迫切需要一种能缓冲高压气体直接冲击减压器的装置。

技术实现要素：

本发明的技术目的是提供一种防止高压气体冲击装置，实现控制高压气体建压速度，防止高压气体直接冲击减压器。

为解决上述问题，本发明的技术方案为：

一种防止高压气体冲击装置，包括：第一壳体、第二壳体、阀芯及弹性部；

所述第一壳体的前端为进气端，所述第二壳体的后端为出气端；

所述第二壳体的主体套设于所述第一壳体的内腔，所述第二壳体的主体前端与所述第一壳体的内腔端面之间留有第一气路间隙，并且所述第二壳体和所述第一壳体固连；

所述第二壳体的主体的前部侧壁与所述第一壳体的内壁之间留有第二气路间隙，所述第二气路间隙与所述第一气路间隙连通，所述第二壳体的主体的前部侧壁周侧开设有若干第一通气孔，所述第一通气孔与第二所述气路间隙连通；

所述第二壳体的主体内腔设有所述阀芯，所述阀芯有一通气孔，所述阀芯的周侧与所述第二壳体的内腔壁贴合；

所述第二壳体的主体内腔的后端朝向所述第二壳体的主体前端方向延伸有空心安装部，所述弹性部设于所述空心安装部的周侧，所述弹性部的一端抵住所述第二壳体的主体内腔的后端，所述弹性部的另一端抵住所述阀芯的后端，所述弹性部所在腔体与所述第一通气孔连通；

在所述阀芯的后端抵住所述空心安装部的前端状态下，所述空心安装部的进气口和所述阀芯的出气口连通，所述空心安装部的周侧空间的气体不能进入所述空心安装部的进气口；

在初始状态下，所述阀芯的前端抵住所述第一壳体的内腔端面。

优选地，所述第一壳体的内腔端面的周侧开设有若干第二通气孔，所述第二通气孔与所述第一气路间隙连通。

优选地，所述第二壳体的主体后端和所述第一壳体的内壁螺纹固连。

优选地，所述第二壳体的后端周侧设有支撑台，所述第一壳体的后端面与所述支撑台密封连接。

本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：

本发明设计第二壳体的主体前端与第一壳体的内腔端面之间留有第一气路间隙，第二壳体的主体的前部侧壁与第一壳体的内壁之间留有第二气路间隙，且第二气路间隙与第一气路间隙连通；第二壳体主体前端侧壁周侧开设第一通气孔，且第一通气孔与第二气路间隙连通；弹性部所在腔体与所述第一通气孔连通。

本发明描述的装置在初始状态下，阀芯的前端抵住第一壳体的内腔端面，由于弹性部设于空心安装部的周侧，弹性部的一端抵住第二壳体的主体内腔的后端，另一端抵住阀芯的后端，因此当高压气体通过第一壳体的进气端进入该装置后，阀芯前端在高压气体作用下克服弹性部作用力压紧在空心安装部前端，此时高压气体只能通过阀芯中心孔经过空心安装部的中心孔进入第二壳体出口，高压气体通过阀芯前端与第一壳体内腔端面的空隙进入第一气路间隙和第二气路间隙，进而通过第一通气孔进入到弹性部所在腔体内，随着弹性部腔体气体压力升高，阀芯后端所受弹性部腔体气体压强作用力与弹性部的弹力大于阀芯前端所受第一壳体进口端的气体压强作用力后，阀芯向第一壳体内腔端面移动，直到阀芯后端压紧在第一壳体内腔端面，即该装置初始状态，此时第二壳体的出口端气体压力与第一壳体的进口端压力相同。上述过程中第二壳体的出口端气体压力缓慢建立，经过一定时间与第一壳体的进口端压力相同。在电爆阀(或电磁阀)与减压器之间使用该装置，到达减压器前气体建压缓慢，避免了高压气体对减压器的直接冲击，从而提高了减压器工作可靠性；同时此装置体积小，方便安装在管路中间或减压器入口，相比采用增加容器或增长管路来讲，减少了系统安装空间要求，降低了系统重量。

附图说明

图1为本发明的初始状态结构图；

图2为高压气体刚进入本发明装置时的结构图。

附图标记说明：1-第一壳体；2-第二壳体；3-阀芯；4-弹性部；5-垫片；6-第一气路间隙；7-第二气路间隙；8-第一通气孔；9-空心安装部；10-第二通气孔；11-支撑台。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种防止高压气体冲击装置作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。

参考图1和图2，一种防止高压气体冲击装置，包括：第一壳体1、第二壳体2、阀芯3及弹性部4；

第一壳体1的前端为进气端，第二壳体2的后端为出气端；

第二壳体2的主体套设于第一壳体1的内腔，第二壳体2的主体前端与

第一壳体1的内腔端面之间留有第一气路间隙6，并且第二壳体2和第一壳体1固连；

第二壳体2的主体的前部侧壁与第一壳体1的内壁之间留有第二气路间隙7，第二气路间隙7与第一气路间隙6连通，第二壳体2的主体的前部侧壁周侧开设有若干第一通气孔8，第一通气孔8与第二气路间隙7连通；

第二壳体2的主体内腔设有阀芯3，阀芯3的周侧与第二壳体2的内腔壁贴合，阀芯3中心孔前端孔直径a小于后端孔直径；

第二壳体2的主体内腔的后端朝向第二壳体2的主体前端方向延伸有空心安装部9，弹性部4设于空心安装部9的周侧，弹性部4的一端抵住第二壳体2的主体内腔的后端，弹性部4的另一端抵住阀芯3的后端，弹性部4所处腔体与第一通气孔8连通；

在阀芯3的后端抵住空心安装部9的前端状态下(参考图2)，空心安装部9的进气口和阀芯3的出气口连通，空心安装部9的周侧空间的气体不能进入空心安装部9的进气口；

在初始状态下(参考图1)，阀芯3的前端抵住第一壳体1的内腔端面。

本实施例在第一壳体1和第二壳体2之间设计有第一气路间隙6、第二气路间隙7，且第一气路间隙6与第二气路间隙7连通，第二壳体2的主题前部侧壁周侧开设第一通气孔8，第一通气孔8与第二气路间隙7连通，弹性部4所在腔体与所述第一通气孔8连通。

结合图1和图2描述本装置的工作过程，本实施例所描述的装置在初始状态下，即图1，阀芯3的前端抵住第一壳体1的内腔端面，由于弹性部4设于空心安装部9的周侧，弹性部4的一端抵住第二壳体2的主体内腔的后端，另一端抵住阀芯3的后端，因此当高压气体通过第一壳体1的进气端进入该装置后，阀芯3前端在高压气体作用下克服弹性部4作用力压紧在空心安装部9前端，即图2状态，此时高压气体只能通过阀芯3中心孔经过空心安装部9的中心孔进入第二壳体2出口，高压气体通过阀芯3前端与第一壳体1内腔端面的空隙进入第一气路间隙6和第二气路间隙7，进而通过第一通气孔8进入到弹性部4所在腔体内，随着弹性部4腔体气体压力升高和第二壳体2出口压力升高，阀芯后端所受弹性部4腔体气体压强作用力与弹性部4的弹力大于阀芯前端所受第一壳体1进口端的气体压强作用力后，阀芯3向第一壳体1内腔端面移动，直到阀芯3前端压紧在第一壳体1内腔端面，即该装置初始状态，此时第二壳体2的出口端气体压力与第一壳体1的进口端压力相同。上述过程中第二壳体2的出口端气体压力缓慢建立，经过一定时间与第一壳体1的进口端压力相同。

将此装置运用在运载火箭或飞行器中的增压系统中，在电爆阀(或电磁阀)与减压器之间使用该装置，高压气体到达减压器前建压缓慢，避免了高压气体对减压器的直接冲击，从而提高了减压器工作可靠性；同时此装置控制阀芯3前端小孔直径a数值和第二气路间隙7及长度，可实现控制气体压力建立时间，若要提高第二壳体2出口端建压时间，适当加长第二气路间隙7和更改阀芯3前端小孔直径a数值即可；同时此装置体积小，方便安装在管路中间或减压器入口，相比采用增加容器或增长管路来讲，减少了系统安装空间要求，降低了系统重量。此装置不仅适用于运载火箭或飞行器中的增压系统，只要是其他为避免高压气体直接冲击的装置前均可使用，通用性强。

进一步地，第一壳体1的内腔端面的周侧开设有若干第二通气孔10，第二通气孔10与第一气路间隙6连通。设计与第一气路间隙6连通的第二通气孔10，可实现当第二壳体2出口端气体压力与第一壳体1进口端气体压力相同时，气体不仅可从阀芯3中心孔经由空心安装部9中心孔到达出口，也可经由第二通气孔10、第一气路间隙6、第二气路间隙7、第一通气孔8、弹性部4腔体、阀芯3后端与空心安装部9前端间隙以及空心安装部9的中心孔到达出口。

进一步地，第二壳体2的主体后端和第一壳体1的内壁螺纹固连，拆卸方便。

进一步地，第二壳体2的后端周侧设有支撑台11，第一壳体1的后端面与支撑台11密封连接，优选采用垫片5密封。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明作出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。