一种压力感应冷却环带阀门及方法与流程

本发明属于液体火箭发动机，具体涉及一种压力感应冷却环带阀门及方法。

背景技术：

1、液体火箭发动机内部为高温高压环境，温度可达3500k以上，一般推力室结构难以承受如此高温高压，因此火箭发动机推力室需要引入热防护措施。较为常用的冷却方式有再生冷却、液膜冷却、辐射冷却等。液膜冷却具有冷却结构简单、冷却能力强等优点在大推力液体火箭发动机里广泛采用。国外的rd-170液氧煤油发动机、r-4d姿轨控发动机以及国内的yf-100液氧煤油发动机、490n轨控发动机等均用到液膜冷却技术。

2、常规发动机为了在推力室内形成液膜，将推进剂从推力室头部或者身部壁面注入，形成液膜。一般是从孔或者壁面槽缝构成的环带切向注入，为了避免发动机启动前燃料从环带泄漏，需要设置专门的阀门来控制环带开关。目前液氧/煤油发动机多采用在环带前设置专门的外接气动阀来控制液膜冷却通路的开启和关闭，需要通过输入/输出管路将气动阀与环带的输入/输出口进行连通，通过管路连接增加了控制响应时间，为了实现精准控制需要在前期进行大量的计算，因此，在发动机系统设计上无论是设计时间上，还是设计制造方面都增加了复杂性，且所得到的控制阀门控制效率低。

3、因此，本发明针对液体火箭发动机，提出一种压力感应冷却环带阀门。

技术实现思路

1、要解决的技术问题：

2、为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种压力感应冷却环带阀门，是一种安装于推力室身部的液压阀，当阀门前燃料压力达到一定数值后，阀门自动开启，燃料通过冷却环带注入推力室形成液膜，实现冷却；当阀门前燃料压力低于该数值时，阀门关闭，燃料被阻断。本发明通过感受阀门前燃料压力实现自启动和关闭而无需额外控制，同时本压力感应冷却环带阀门可集成到推力室结构中，无需设计额外装置，缩短了控制响应时间，并简化了发动机系统，实现了运载火箭用发动机环带冷却系统自动开闭。

3、本发明的技术方案是：一种压力感应冷却环带阀门的设计方法，具体步骤如下：

4、选取推力室壳体上冷却环带的燃料进口和燃料出口所在位置作为阀门安装位置点；

5、将冷却环带的燃料进口和燃料出口处结构沿推力室壳体的径向向外延伸，得到阀门底座；所述阀门底座包括由环带壁面延伸出的环形壁面及由冷却环带的燃料进口、燃料出口分别延伸出的输入流道、输出流道；所述环形壁面的内腔为阀门的控制腔，分别与输入流道、输出流道连通；

6、在阀门的控制腔内沿轴向设置自动阀芯，并通过限位模块将其自由度限制为仅沿控制腔轴向的一维自由度；并在限位模块末端设置行程控制模块，用以限制自动阀芯的轴向最大位移行程；

7、在自动阀芯和行程控制模块之间设置弹性部件，通过从燃料进口流入的燃料压力和弹性部件轴向弹力的相互作用，控制自动阀芯在控制腔内的移动方向；当移动至输入流道的出口端，自动阀芯关闭，当反向移动时，自动阀芯开启，由控制腔将输入流道、输出流道导通；即得到压力感应冷却环带阀门。

8、本发明的进一步技术方案是：所述阀门底座采用3d打印技术进行制造。

9、一种压力感应冷却环带阀门，包括沿轴向依次设置的阀门底座、自动阀芯、弹性部件、限位模块、行程控制模块；

10、所述阀门底座与推力室壳体为一体结构，包括与冷却环带的燃料进口、燃料出口分别连通的输入流道、输出流道，以及连通输入流道和输出流道的控制腔；所述控制腔为沿阀门底座轴向设置的空腔，其一端与输入流道、输出流道连通，另一端为阀门底座的开口端；

11、所述自动阀芯沿轴向安装于控制腔内，其头部与输入流道相对，末端套装有弹性部件；

12、所述限位模块安装于阀门底座的开口端，用于限制自动阀芯的自由度，使其仅沿控制腔轴向移动；

13、所述行程控制模块与自动阀芯的末端相对，通过调整其轴向位置完成对自动阀芯轴向行程的控制，进而控制自动阀芯与输入流道对接处的开度，最终实现燃料的流量控制。

14、本发明的进一步技术方案是：所述阀门底座是由冷却环带的燃料进口和燃料出口处结构沿推力室壳体的径向向外延伸得到的环形结构，其环形结构的内腔即为控制腔，控制腔临近推力室壳体一端与冷却环带的燃料进口、燃料出口连通；其外环面上开有外螺纹，用于和限位模块配合安装。

15、本发明的进一步技术方案是：所述限位模块包括阀盖和外套螺母，所述阀盖为中空的套筒结构，其一端外周面上设置有轴肩，其内周面中部设置有环形阶梯凸台；所述外套螺母一端内周面开有内螺纹，另一端内周面向内收敛形成限位台阶；

16、所述阀盖的一端与阀门底座开口端同轴对接；所述外套螺母套装于阀盖上，通过限位台阶将阀盖的轴肩贴紧，通过其内螺纹与阀门底座的外螺纹配合完成固定连接。

17、本发明的进一步技术方案是：所述自动阀芯为阶梯轴结构，其大径端头部朝向燃油进口，外周面通过o型圈密封与控制腔内壁动密封连接，其小径端上套装有弹性部件；所述弹性部件的一端与自动阀芯的阶梯面接触，另一端与阀盖内的环形阶梯凸台接触，用以限制其安装位置；自动阀芯的小径端直径小于阀盖内的环形阶梯凸台内径，能够穿过环形阶梯凸台。

18、本发明的进一步技术方案是：所述弹性部件为压缩弹簧。

19、本发明的进一步技术方案是：所述行程控制模块包括锁紧螺母和顶杆，所述顶杆通过锁紧螺母同轴安装于阀盖的另一端出口；

20、所述顶杆为圆柱状，其外周面开有外螺纹，其内端中心处设置有凸块，外端设置有旋拧凹槽；其外螺纹与锁紧螺母的内螺纹配合安装，通过旋拧改变轴向相对位置；所述凸台与自动阀芯的轴向位置相对，直径小于阀盖内的环形阶梯凸台内径，能够穿过环形阶梯凸台；所述旋拧凹槽配合拧紧工装，便于对顶杆的旋拧。

21、一种压力感应冷却环带阀门控制推力室冷却的方法，具体步骤如下：

22、将所述压力感应冷却环带阀门的阀门底座集成于推力室的冷却环带上，所述冷却环带为推力室身部的环形集液腔，入口集液腔与煤油再生冷却通道连通，出口集液腔与液膜流出孔连通；

23、发动机启动，燃料从燃料进口进入自动阀芯前的输入流道，随着燃料泵压力的提高，将输入流道内的燃料压力提高，直至达到额定开启压力，自动阀芯向背离输入流道一端移动，将输入流道与输出流道导通；燃料流过阀门，进入出口集液腔，经液膜流出孔进入推力室，在推力室内壁形成冷却液膜，完成对推力室的冷却控制；

24、发动机关机时，随着燃料泵压力的降低，输入流道内的燃料压力降低，直至低于额定关阀压力后，自动阀芯向输入流道移动，将输入流道关闭，冷却环带处液膜消失。

25、一种压力感应冷却环带阀门的流量控制方法，采用旋拧工装对接所述顶杆外端的旋拧凹槽，通过向顶杆施加正/反向拧紧力，对顶杆轴向的相对位置进行调整；

26、将顶杆旋拧至远离自动阀芯时，增大了自动阀芯的轴向行程，进而增大其开度使得流量变大；

27、将顶杆旋拧至靠近自动阀芯时，减小了自动阀芯的轴向行程，进而减小其开度使得流量变小。

28、有益效果

29、本发明的有益效果在于：

30、本发明针对液体火箭发动机，提出一种压力感应冷却环带阀门，该阀门的底座与推力室身部为一体结构，还包括阀盖、外套螺母、弹簧、顶杆、锁紧螺母、o型圈、自动阀芯；各部件可直接集成到推力室壳体上，无需设计额外装置，简化了发动机系统。本发明结构具有组件少，结构简单，可自动开启关闭等特点，提高发动机可靠性。

31、本发明中将阀门底座和推力室壳体进行一体化设计，缩短了控制响应时间，能够对冷却液膜进行精确的控制。如图2所示的环带阀前后压力响应曲线图，由图中压力响应，可以判定阀门响应时间约为70ms(即图中t2-t1的时间差)，较目前推力室环带阀的充填时间200ms,明显提高。

32、本发明提出的压力感应冷却环带阀门，与常规的冷却环带阀门相比，通过感受阀门前燃料压力实现自启动和关闭，无需额外控制。本发明的压力感应冷却环带阀门与燃料冷却通道直接连接，当阀门前燃料压力达到一定数值后，阀门自动开启，燃料通过冷却环带注入推力室形成液膜，实现冷却；当阀门前燃料压力低于该数值时，阀门关闭，燃料被阻断，实现了阀门的自动开启和关闭，从而能够自动控制液膜的形成和消失，比常规通过添加额外气动阀控制结构相比更为方便可靠。

33、同时本发明提出的压力感应冷却环带阀门可集成到推力室结构中，无需设计额外装置，从而进一步降低了发动机系统复杂度。