本申请涉及航天技术领域，具体涉及一种火箭发动机阀门。
背景技术：
随着国内外商业航天的蓬勃发展，低成本的低温液体火箭发动机是当前研制热点。目前国内低温液体火箭发动机使用的推进剂主要有液氢、液氧、液态甲烷，介质温区通常在20k～120k左右，压力在10mpa以上。
阀门是液体火箭发动机重要的执行部件，在整个火箭发动机系统中对流体进行调节和控制。现役低温液体火箭发动机阀门阀芯阀座有两种结构方案：
1)阀芯阀座软密封结构，阀座上设计有截面为半圆的环形凸台，阀芯嵌有非金属(常为聚全氟乙丙烯、聚三氟氯乙烯等耐低温的氟塑料)材料，阀芯非金属材料受压与阀座金属凸台形成软密封。该方案阀芯组件成型工艺复杂，需将非金属粉压入槽内经高温高压成型再经加工后使用，这种结构良品率低，生产成本高。同时这种结构在使用过程中，可能出现金属与非金属粘接不牢，粘接不牢靠的非金属块在高压大流量推进剂冲击下容易脱落进入火箭发动机推力室引起喷嘴堵塞导致发动机故障。
2)金属-金属硬密封结构，金属阀芯与金属阀座采用锥面密封，要求二者配合形位公差等级高。设计所需密封比压大，需用较大作动力或作动腔结构，泄漏率较软密封大。
技术实现要素：
针对现有技术中存在的缺陷，本申请的目的在于提供一种火箭发动机阀门，以提供一种所需作动力小、良品率高和密封效果高的火箭发动机阀门。
为达到以上目的，一方面，采取的技术方案是：
阀身，其包括侧壁的入口和底部的出口；
阀杆，其相对于阀身伸缩设置；
阀座，其设置于出口处；
阀芯，其固定设置在阀杆位于阀身内的一端，所述阀芯靠近出口的一面上设置有若干通孔，当阀芯下压时，阀芯和阀座之间配合使得介质流通被阻断；
第一密封装置，其为自紧式金属环或者弹簧蓄能圈，设在阀身和阀座之间，当阀芯下压和阀座互相接触时，第一密封装置位于阀芯、阀身和阀座之间；
第二密封装置，其设在阀身和阀芯之间。
优选的，当第一密封装置采用自紧式金属环时，其材质采用变形高温合金。
优选的，第一密封装置的截面形状为u、c、v型中的一种。
优选的，所述第一密封装置和阀身之间设置有第一挡圈，当阀芯下压和阀座互相接触时，第一挡圈将阀芯和阀身之间空隙密封。
优选的，所述阀芯包括壳体和设置在壳体内部的内腔，所述壳体为圆筒形，滑动设置于阀身，并且所述入口位于壳体侧面，壳体下端面朝向出口，所述通孔设置在壳体的下端面上。
优选的，所述通孔数量有偶数个，均匀分布在壳体下端面上，通孔的面积占壳体下端面总面积的比例为：50％～90％。
优选的，所述第二密封装置设在阀身和壳体内壁之间，其包括夹套和设在夹套内的弹簧，所述夹套和阀身固定连接，所述夹套和阀芯滑动连接。
优选的，所述第二密封装置外还设置有第二挡圈，所述第二挡圈将第二密封装置和内腔完全隔绝。
优选的，所述阀芯和阀杆之间采用双螺母紧固机构连接，双螺母紧固机构包括第一螺母、第二螺母和垫圈，所述第一螺母设在阀杆远离阀芯的一端，所述第二螺母设置在第一螺母和阀芯之间，所述垫圈设置在第二螺母和阀芯之间。
优选的，所述阀座向上形成容纳腔，当阀芯与阀座互相抵触时，所述双螺母紧固机构位于所述容纳腔内。
本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：
1.本申请提供的火箭发动机阀门，由于所述阀芯上开有1个或数个通孔，在阀芯下压关闭阀门时，使介质可进入阀芯内部，一方面减少了产品自重，另一方面减小了关闭时受到的介质总合力，进一步减小了阀门关闭所需作动力，可减小阀门所需作动装置的大小，实现阀门产品减重。
2.由于所述第一密封装置为内压自紧式结构，介质压力作用在第一密封装置基体后使第一密封装置分别向阀芯、阀座端面膨胀，密封比压增大，实现介质压力辅助密封，进一步减少了阀门关闭状态保证可靠密封所需的作动力，实现阀门产品减重，同时进一步增强密封效果。
3.本申请提供的火箭发动机阀门，其利用非金属材料辅助密封的部位受冲击方向均朝向阀身，使得其不存在介质冲击导致的脱落风险，也无需复杂的粘黏配合，产品工艺简单，安全性强。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请中一个实施例的剖视图。
图2为本申请中第二密封装置的结构示意图。
图3为本申请中第一密封圈c型截面的结构示意图。
图4为本申请中第一密封圈u型截面的结构示意图。
图5为本申请中第一密封圈v型截面的结构示意图。
附图标记：
1、阀身；11、入口；12、出口；2、阀杆；21、双螺母紧固机构；211、第一螺母；212、第二螺母；213、垫圈；3、阀座；31、容纳腔；4、阀芯；41、通孔；42、壳体；43、内腔；5、第一密封装置；51、第一挡圈；6、第二密封装置；61、夹套；62、弹簧；63、第二挡圈。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
如图1所示，所述发明包括阀身1、阀杆2、阀座3、阀芯4、第一密封装置5和第二密封装置6。所述阀身1包括入口11和出口12，入口11设置在阀身1侧壁上，出口12设置在阀身1底部，所述阀座3设置于出口12处，阀杆2部分伸缩设置在阀身1上，阀杆2在阀身1内的一端设置有阀芯4，阀芯4下压和阀座3密闭可以阻断介质流通，在阀芯4上开设有若干个通孔41，当阀芯4下压切断介质流的时候，介质流可短暂进入通孔41内而非现有技术中阀芯4需要将介质推出阀门才能封闭，可以降低启闭所需动力，降低阀门作动机构的大小，使得阀门减重，同时阀芯4设置通孔41本身也能少量减重。
在密闭时，第一密封装置5位于阀身1、阀座3和阀芯4之间，介质压力会传递到第一密封装置5上，本实施例中第一密封装置5采用的弹簧62蓄能圈结构，无论是自紧式金属环或者弹簧62蓄能密封圈结构都能在介质压力下膨胀，使得阀芯4和阀座3之间的密封效果更佳，并且介质压力越大，第一密封装置5的效果越佳。
作为本实施例的进一步优化，当第一密封装置5采用自紧式金属环时，其材质采用变形高温合金，可以有效延长第一密封装置5的使用寿命。
进一步的，如图3、4、5所示，第一密封装置5的截面形状为u、c、v中的一种，便于更换和维护。
作为本实施例的进一步优化，所述第一密封装置5和阀身1之间设置有第一挡圈51，当阀芯4下压和阀座3互相接触时，第一挡圈51将阀芯4和阀身1之间的空隙密封。第一挡圈51为圆环状，恰巧盖住第一密封装置5，同时第一挡圈51的底部和底座不接触，使得第一密封装置5有一定的膨胀空间，所述第一挡圈51可以阻隔介质对第一密封装置5的腐蚀，延长第一密封装置5的使用寿命。
作为本实施例的进一步优化，所述阀芯4包括壳体42和设置在壳体42内部的内腔43，所述壳体42为圆筒形，滑动设置于阀身1，并且所述入口11位于壳体42侧面，壳体42的下端面朝向出口12，所述通孔41设置在壳体42的下端面上。设置内腔43可以进一步降低阀芯4重量，同时可以容纳较多的介质，降低介质阻力。
进一步的，所述通孔41的数量有偶数个，均匀分布在壳体42的下端面上，通孔41的总面积占壳体42下端面的总面积比例为50％～90％，本实施例中所述通孔41有4个，占据壳体42下端面的总面积为50％。所述工作时介质会冲击下端面，如果下端面被通孔41占据过多，则会造成强度降低，如果下端面被通孔41占据过少，则会导致降低介质阻力的效果不佳。
进一步的，如图2所示，在壳体42内壁和阀身1之间设置有第二密封装置6，包括夹套61和套设在夹套61内的弹簧62，夹套61固定在阀身1上并和壳体42内壁滑动连接。当介质压力挤压夹套61时，夹套61会带动弹簧62膨胀，抵住壳体42和阀身1，增强密封效果。
更进一步的，如图1所示，在第二密封装置6外还设置有第二挡圈63，所述第二挡圈63将第二密封装置6和内腔43完全隔绝，第二挡圈63是一个圆环形，套设夹套61外，并且一部分抵触在阀身1上以提供支撑。
作为本实施例的进一步优化，所述阀芯4和阀杆2之间采用双螺母紧固机构21连接，所述双螺母紧固机构21包括第一螺母211、第二螺母212和垫圈213，在阀杆2上设置有螺纹，垫圈213、第二螺母212、第一螺母211自上而下依次套设在阀杆2上，垫圈213用以缓冲阀芯4和阀杆2之间的作动力，而双螺母结构是为了保证在介质高压低温冲刷下，即使有一个螺母失效，另一个螺母还能完成工作。
进一步的，所述阀座3形成台阶面，其低阶面抵触在阀身1上，其高阶部分伸入出口12内，形成容纳腔31，前述双螺母紧固机构21在阀芯4和阀座3互相抵触封闭时位于所述容纳腔31内，保护双螺母紧固机构21不受损坏。
采用上述实施例制成的阀门，在通径dn50、介质入口压力15mpa以及阀体为铝合金的条件下，阀杆2控制气压力为5mpa，结合通孔41给阀芯4减重，整体重量在3kg左右，而采用背景技术中所述现有技术1所制得阀门重量在7kg以上，减重明显。采用上述实施例的阀门组装过程简单，零件规整易加工，整体合格率接近100％，低温试验内漏率低于10ml/s，机加成本降低50％以上。
本申请不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。
1.一种火箭发动机阀门，其特征在于，其包括：
阀身(1)，其包括侧壁的入口(11)和底部的出口(12)；
阀杆(2)，其相对于阀身(1)伸缩设置；
阀座(3)，其设置于出口(12)处；
阀芯(4)，其固定设置在阀杆(2)位于阀身(1)内的一端，所述阀芯(4)靠近出口(12)的一面上设置有若干通孔(41)，当阀芯(4)下压时，阀芯(4)和阀座(3)之间配合使得介质流通被阻断；
第一密封装置(5)，其为自紧式金属环或者弹簧蓄能圈，设在阀身(1)和阀座(3)之间，当阀芯(4)下压和阀座(3)互相接触时，第一密封装置(5)位于阀芯(4)、阀身(1)和阀座(3)之间；
第二密封装置(6)，其设在阀身(1)和阀芯(4)之间。
2.如权利要求1所述的火箭发动机阀门，其特征在于：当第一密封装置(5)采用自紧式金属环时，其材质采用变形高温合金。
3.如权利要求2所述的火箭发动机阀门，其特征在于：第一密封装置(5)的截面形状为u、c、v型中的一种。
4.如权利要求1所述的火箭发动机阀门，其特征在于：所述第一密封装置(5)和阀身(1)之间设置有第一挡圈(51)，当阀芯(4)下压和阀座(3)互相接触时，第一挡圈(51)将阀芯(4)和阀身(1)之间空隙密封。
5.如权利要求1所述的火箭发动机阀门，其特征在于：所述阀芯(4)包括壳体(42)和设置在壳体(42)内部的内腔(43)，所述壳体(42)为圆筒形，滑动设置于阀身(1)，并且所述入口(11)位于壳体(42)侧面，壳体(42)下端面朝向出口(12)，所述通孔(41)设置在壳体(42)的下端面上。
6.如权利要求5所述的火箭发动机阀门，其特征在于：所述通孔(41)数量有偶数个，均匀分布在壳体(42)下端面上，通孔(41)的面积占壳体(42)下端面总面积的比例为：50％～90％。
7.如权利要求5所述的火箭发动机阀门，其特征在于：所述第二密封装置(6)设在阀身(1)和壳体(42)内壁之间，其包括夹套(61)和设在夹套(61)内的弹簧(62)，所述夹套(61)和阀身(1)固定连接，所述夹套(61)和阀芯(4)滑动连接。
8.如权利要求7所述的火箭发动机阀门，其特征在于：所述第二密封装置(6)外还设置有第二挡圈(63)，所述第二挡圈(63)将第二密封装置(6)和内腔(43)完全隔绝。
9.如权利要求1所述的火箭发动机阀门，其特征在于：所述阀芯(4)和阀杆(2)之间采用双螺母紧固机构(21)连接，双螺母紧固机构(21)包括第一螺母(211)、第二螺母(212)和垫圈(213)，所述第一螺母(211)设在阀杆(2)远离阀芯(4)的一端，所述第二螺母(212)设置在第一螺母(211)和阀芯(4)之间，所述垫圈(213)设置在第二螺母(212)和阀芯(4)之间。
10.如权利要求9所述的火箭发动机阀门，其特征在于：所述阀座(3)向上形成容纳腔(31)，当阀芯(4)与阀座(3)互相抵触时，所述双螺母紧固机构(21)位于所述容纳腔(31)内。
技术总结