[发明专利]一种液体火箭发动机的换向阀及液体火箭发动机

说明书

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。

技术领域

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

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。

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。

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

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。

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，

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。

进一步的，所述环形凹部的数量为A个，且满足1≤A≤4。

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。