本发明涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法,在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；首先运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿；箭体调姿结束后,进行机动离轨；机动离轨结束后,利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放；然后贮箱增压气瓶排气降压；主发动机吹除气瓶排气降压；主发动机控制气瓶排气降压,辅助动力系统持续工作,对末级进行姿态控制,消耗辅助动力系统剩余姿控推进剂。最后箭上电池持续工作,对末级电气设备进行供电,消耗剩余电池电量。本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理,确保末级火箭在轨不解体,并与卫星运行轨道有足够的安全距离,箭上不需新增阀门和管路。

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。

本发明公开了一种先导式电磁阀,包括电磁铁组件、衔铁、主阀阀体、端盖、主阀阀芯、导阀阀芯、导阀阀体、顶杆、接管嘴、入口、出口、弹簧、O形圈和螺钉,导阀阀体与顶杆之间设置O形圈密封,导阀阀体上有接管嘴,主阀阀芯背压腔在阀门打开状态下通过接管嘴可与外界环境连通,导阀阀体与主阀阀体之间用O形圈进行密封。本发明的技术方案,具有大通径、高工作压力、环境友好、安装方便的特点。

单组元姿控发动机模块及其组合。本发明包括：发动机模块,发动机模块具有推进剂推进剂入口、电磁阀安装部、电磁阀安装部以及推力室安装部、推力室安装部；单组元推进剂从推进剂入口进入所述发动机模块,经电磁阀控制进入推力室,推进剂在推力室与催化剂充分接触并燃烧,高温燃气从推力室排出产生推力。本发明将两组推力室及电磁阀集成到一个模块,两个推力室成一定角度,可以满足单个推力室启动或两个推力室同时启动,若干个发动机模块及其组合配合使用可以为飞行器提供俯仰、偏航以及滚转等姿态调整的需求。

本发明公开了一种先导式控制阀,该先导式控制阀包括：阀体,电磁阀,弹簧阀以及补气通道；在所述电磁阀通电时,所述电磁阀打开所述过气通道的第一端,所述弹簧阀打开所述过气通道的第二端,所述进气口与所述出气口导通；在所述电磁阀断电时,所述电磁阀关闭所述过气通道的第一端,所述弹簧阀关闭所述过气通道的第二端,所述进气口与所述出气口关断。如此设置,可以通过电磁阀的通断电以及电磁阀和弹簧阀之间气体压力的双重作用,来实现弹簧阀的开启和关闭,从而实现先导式控制阀的开启与关闭。本实施例所要保护的技术方案能够明显降低系统重量和功耗,以及能够实现多次工作,从而能够大幅延长先导式控制阀的使用寿命。

一种削能减振的液体火箭推进剂管路间交叉输送系统,包括第一助推级贮箱、第二助推级贮箱和芯级贮箱；第一助推级贮箱出口与第一助推级发动机连接；第二助推级贮箱出口与第二助推级发动机连接；芯级贮箱出口与第一芯级发动机、第二芯级发动机连接；第一助推级贮箱出口通过交叉路隔离阀、第一缓冲罐和第一芯级发动机连接；第二助推级贮箱出口通过交叉路隔离阀、第二缓冲罐和第二芯级发动机连接；交叉输送过程中,助推级贮箱先向缓冲罐供应推进剂,再由缓冲罐向芯级发动机供应推进剂,等助推级脱落之后再由芯级贮箱向芯级发动机供应推进剂；本发明缓冲罐的消能作用不受隔离阀类型限制,在造成最大水击强度的快开阀应用时也可起到良好的缓冲效果。