用于航天器双压力输出的减压机构及火箭发动机的制作方法

本发明属于空间推进，具体地，涉及用于航天器双压力输出的减压机构及火箭发动机。

背景技术：

1、航天器液体火箭发动机系统中，减压装置是重要功能组件，要求能在航天器全工作周期内可靠地将高压气体减压到指定工作压力。

2、新型的轻量多工况航天器，提出既要达到通过精简管路达到总结构轻量化的要求，又提出了需要将同一高压气源可靠的减压到不同的相近输出压力，分别提供到不同的子系统工作要求。

3、因此，研发出能提供通过同一高压起源输入并且多压力输出的减压装置，是新型的轻量多工况航天器研发成功的关键点。

4、目前的使用在航天器系统中使用的减压装置均为单一功能的一进一出减压阀；也有串联减压阀形成的多级机构，串联级中间节点的压力输出和串联后的压力输出，形成多压力输出，但其局限性为前后压力输出差距大，不能达到相近压力输出的能力，从而局限使用在特定系统中。

5、本发明目的在于避免上述现有技术的不足之处，提供一种新型航天器用双压力输出轻型组合减压机构，该结构既能实现双压力输出，又能实现轻质化，大大降低航天器的载荷。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种用于航天器双压力输出的减压机构及火箭发动机。

2、根据本发明提供的一种用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于：包括：壳体1、进口管嘴2，过滤器组件3和节流部件；

3、所述壳体1上设置有一路进口，两路出口；所述进口处依次安装进口管嘴2、过滤器组件3和节流部件；过滤器组件3对从进口管嘴2进入的高压气体进行过滤，再经过节流部件进行节流后分别进入两路减压组件；所述两路减压阀组件分别为：第一减压组件5和第二减压组件6。

4、优选地，所述节流部件采用孔板4，进口管嘴2和壳体1通过焊缝密封。

5、优选地，所述壳体1内部设置有两路流道，两路流道采用并联设计；流道入口均与壳体1进口处联通；第一减压组件5和第二减压组件6分别安装在两路流道内。

6、优选地，所述壳体1内部的两路并联流道各自与壳体1上设置的开口容腔相交；所述开口容腔用于插入安装第一减压组件5或第二减压组件6；所述壳体1集成加工有流道出口，分别输出二路减压后的工作介质。

7、优选地，所述第一减压组件5从上至下依次包括有：阀芯7、阀座8、活塞9和阀套12。

8、优选地，所述阀芯7和活塞9为联动设计，二者通过螺母10联结在一起；活塞9运动时直接带动阀芯7运动，用于调节阀芯7与阀座8之间的开度。

9、优选地，所述活塞9下方依次设置有压垫11、弹簧座15和主弹簧16；

10、还包括调节螺母14和锁紧螺母13，所述调节螺母14通过螺纹联结在阀套12上，二者通过锁紧螺母13进行防松。

11、优选地，所述第一减压组件5和第二减压组件6结构相同。

12、优选地，高压气体进入进口管嘴2后，通过过滤器组件3过滤后，进入孔板4节流后，分别进入第一减压组件5和第二减压组件6；在高压气体流过阀芯7与阀座8之间形成的狭窄通路时，气体受到节流；节流后压力降低的程度取决于阀芯7与阀座8之间的开度。

13、根据本发明提供的一种火箭发动机，采用所述的用于航天器双压力输出的减压机构。

14、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

15、本发明减压组件中阀芯和活塞为固联结构，活塞运动时直接带动阀芯运动调节开度，同时取消了传统设计中为了固定阀芯的副弹簧、副弹簧外套等一系列零件，因此取得了结构简单，轻质化和响应快等优点。

技术特征：

1.一种用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于：包括：壳体(1)、进口管嘴(2)，过滤器组件(3)和节流部件；

2.根据权利要求1所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于：所述节流部件采用孔板(4)，进口管嘴(2)和壳体(1)通过焊缝密封。

3.根据权利要求1所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于：所述壳体(1)内部设置有两路流道，两路流道采用并联设计；流道入口均与壳体(1)进口处联通；第一减压组件(5)和第二减压组件(6)分别安装在两路流道内。

4.根据权利要求1所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于，所述壳体(1)内部的两路并联流道各自与壳体(1)上设置的开口容腔相交；所述开口容腔用于插入安装第一减压组件(5)或第二减压组件(6)；所述壳体(1)集成加工有流道出口，分别输出两路减压后的工作介质。

5.根据权利要求1所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于，所述第一减压组件(5)从上至下依次包括有：阀芯(7)、阀座(8)、活塞(9)和阀套(12)。

6.根据权利要求5所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于，所述阀芯(7)和活塞(9)为联动设计，二者通过螺母(10)联结在一起；活塞(9)运动时直接带动阀芯(7)运动，用于调节阀芯(7)与阀座(8)之间的开度。

7.根据权利要求6所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于，所述活塞(9)下方依次设置有压垫(11)、弹簧座(15)和主弹簧(16)；

8.根据权利要求1所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于，所述第一减压组件(5)和第二减压组件(6)结构相同。

9.根据权利要求1所述用于航天器双压力输出的减压机构，其特征在于，高压气体进入进口管嘴(2)后，通过过滤器组件(3)过滤后，进入孔板(4)节流后，分别进入第一减压组件(5)和第二减压组件(6)；在高压气体流过阀芯(7)与阀座(8)之间形成的狭窄通路时，气体受到节流；节流后压力降低的程度取决于阀芯(7)与阀座(8)之间的开度。

10.一种火箭发动机，其特征在于，采用权利要求1至权利要求9任一项所述的用于航天器双压力输出的减压机构。

技术总结
本发明提供了一种用于航天器双压力输出的减压机构及火箭发动机，包括：壳体、进口管嘴、过滤器组件、第一减压组件、第二减压组件。壳体内部设计成一进两出的并联流道结构；并联的两路流道中，分别设置有开口容腔；开口容腔分别插入第一减压组件、和第二减压组件；第一减压组件和第二减压组件分别对各自所在流道内介质进行工作减压。所述第一减压组件和第二减压组件结构相同，均采取反向卸荷直接作用式活塞方案，其阀芯和敏感元件活塞为固联结构。本发明减压组件中阀芯和活塞为固联结构，活塞运动时直接带动阀芯运动调节开度，同时取消了传统设计中为了固定阀芯的副弹簧、副弹簧外套等一系列零件。

技术研发人员：陆冰,张晓东,兰徐山,汪俊龙,章红莉,陈涛,施慧
受保护的技术使用者：上海空间推进研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/3/17