阅读说明：本技术 一种阀芯、调节阀及推力调节系统 (Valve core, regulating valve and thrust regulating system ) 是由 张祥麟 于 2019-11-26 设计创作，主要内容包括：本发明涉及火箭发动机领域,尤其涉及一种阀芯、调节阀及推力调节系统,其中一种阀芯包括阀芯本体和阀杆,所述阀芯本体为圆球形；所述阀杆垂直设置在所述阀芯本体上；所述阀芯本体上开设有通孔,所述通孔在平行于所述阀杆轴向的投影上,包括两条直角边和一条曲线,且其中一条直角边和所述阀杆的轴向垂直,另一条直角边和所述阀杆的轴向平行；从与所述阀杆垂直的直角边的端点到两条直角边交点的方向上,所述通孔的投影面积渐增。以此方法设置的阀芯,应用在推力调节系统中,可以使通过操纵调节阀阀门流通面积来控制推力的方式具备操作便捷的优点,并且具有较佳的可靠性。(The invention relates to the field of rocket engines, in particular to a valve core, a regulating valve and a thrust regulating system, wherein one valve core comprises a valve core body and a valve rod, and the valve core body is spherical; the valve rod is vertically arranged on the valve core body; the valve core body is provided with a through hole, the through hole comprises two right-angle sides and a curve on the projection parallel to the axial direction of the valve rod, one right-angle side is vertical to the axial direction of the valve rod, and the other right-angle side is parallel to the axial direction of the valve rod; from the extreme point with the perpendicular right-angle side of valve rod to the direction of two right-angle side intersections, the projected area of through-hole is crescent. The valve core arranged by the method is applied to a thrust adjusting system, so that the thrust can be controlled by operating the flow area of the valve of the adjusting valve, the method has the advantage of convenience in operation, and the reliability is better.)

一种阀芯、调节阀及推力调节系统

技术领域

本发明涉及火箭发动机领域，尤其涉及一种阀芯、调节阀及推力调节系统。

背景技术

飞行背包是一种小型的单人飞行装备，能够利用自身的动力系统进行自主飞行。火箭背包是飞行背包的一种，飞行背包的动力系统可以分为火箭发动机、风扇、螺旋桨以及蜗轮喷气发动机，其中以火箭发动机为动力的火箭背包最为轻巧，便于携带和穿戴，具有较好的应用前景。

火箭发动机的动力来源主要为单组分推进剂和双组份推进剂，前者大多采用过氧化氢催化分解产生的高温高压气体产物作为工质，后者则利用氧化剂和燃料燃烧得到工质。并且，通常情况下为了降低结构质量和系统复杂性，火箭背包一律采用挤压式供给系统，利用自身携带的高压气体将液态推进剂压入发动机推力室。

其中，以过氧化氢为单组元推进剂的推力调节系统中，高压气瓶中的高压气体流经调压阀时，压强被调节到某一定值P₀，随后进入推进剂储箱中，使得储箱中的液体推进剂压强维持在P₀，当推进剂储箱下游的流量调节阀打开时，液态推进剂在压差的作用下流出，经过调节阀后进入催化床，在催化床的催化作用下，液体推进剂H₂O₂迅速分解为水蒸气和O₂，同时释放出大量的热，气态产物堆积在推力室中形成高温、高压环境，此时推进室的压强为Pc，高压气体经过喷管膨胀加速，并最终高速喷出，形成反作用力，使火箭背包获得推力。在这一过程中，液体推进剂的压强会随着液体的流动逐渐降低，导致压力损失的两个主要结构是流量调节阀和催化床，对应的压强损失分别定义为ΔP₁和ΔP₂。即满足如下关系：

P₀＝P_c+ΔP₁+ΔP₂

式中P₀为推进剂储箱压强，P_c为发动机的推力室压强，ΔP₁和ΔP₂为液体H₂O₂流经流量调节阀和催化床时产生的压强损失。

在飞行过程中，通过调节流量调节阀的开闭程度来调整流量，从而改变对发动机的推力。当调节阀的截面积A_v改变时，不仅会改变H₂O₂的质量流量，还会使ΔP₁和ΔP₂也发生变化，进而导致燃烧室压强P_c也随之变化。其中，推力T和调节阀的截面积A_v满足如下的关系式，公式中ρ_L为H₂O₂的密度，U_e为喷管出口的气体速度，A_v为阀门处的流通截面积，γ为气体比热比，λ_e为速度因数，T_c为推力室温度，K为由工质物性常数参数决定的常数，A_t为喷管的喉部面积，P_a为周围大气压，A_e为发动机喷管出口面积。

图1为推力调节曲线，图中横坐标为调节阀阀门流通面积与管道截面积之比(A_v/A₃)，纵坐标为火箭发动机推力T。理论分析表明，推力并非随调节阀阀门流通面积的减小而线性减小，而是，当A_V/A₃∈(0.01,0.1)时，推力显著变化，当A_V/A₃＞0.1时，推力的变化幅度很小。进而导致通过操纵调节阀阀门流通面积来控制推力的方式，存在调节可靠性差、操作复杂的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种阀芯、调节阀及系统，解决通过操纵调节阀阀门流通面积来控制推力的方式存在调节可靠性差、操作复杂的技术问题。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种阀芯，包括阀芯本体和阀杆，所述阀芯本体为圆球形；所述阀杆垂直设置在所述阀芯本体上；所述阀芯本体上开设有通孔，所述通孔在平行于所述阀杆轴向的投影上，包括两条直角边和一条曲线，且其中一条直角边和所述阀杆的轴向垂直，另一条直角边和所述阀杆的轴向平行；从与所述阀杆垂直的直角边的端点到两条直角边交点的方向上，所述通孔的投影面积渐增。

这样，圆球形的阀芯本体上设置有不规则的通孔，通孔在平行于所述阀杆轴向所在的平面上的投影呈不规则三角形，且不规则三角形由两条直角边和一条曲线组成，其中一条直角边与阀杆轴向垂直，另一条直角边和阀杆的轴向平行，即阀杆垂直设置在阀芯本体上，垂直于阀杆轴线的过径面为第一参考面，平行于阀杆轴线的过径面为第二参考面，第一参考面与第二参考面的交线所在方向为第一参考方向，沿第一方向正视通孔，通孔的正视图由两条直角边和一条曲线构成，并且从阀杆垂直的直角边的端点到两条直角边交点的方向上，通孔的投影面积逐渐增大。以此方法设置的阀芯，应用在推力调节系统中，可以使通过操纵调节阀阀门流通面积来控制推力的方式，具有操作便捷、具备可靠性的优点。

进一步，两条所述的直角边不等长，且两条所述直角边的垂直平分线相交于所述阀芯本体的球心；从与所述阀杆垂直的直角边的端点到另一条直角边的端点的方向上，所述曲线的曲率渐增。

这样，两条直角边不等长，且两条直角边的垂直平分线与阀芯本体的球心相交，并且，从与阀杆垂直的直角边的端点到另一条直角边的端点的方向上，曲线的曲率逐渐增大。

这里需要说明的一点是，曲线是通过多个点依次连接而得到的，而每个点的获得是通过如下公式反推得到的，公式中ρ_L为H₂O₂的密度，U_e为喷管出口的气体速度，A_v为阀门处的流通截面积，γ为气体的比热比，λ_e为速度因数，T_c为推力室温度，K为由工质物性常数参数决定的常数，A_t为喷管的喉部面积，P_a为周围大气压，A_e为发动机喷管出口面积。

由上述公式绘制的推力调节曲线，可知推力并非随调节阀阀门流通面积的减小而线性减小，而是，当A_V/A₃∈(0.01,0.1)时，推力显著变化，当A_V/A₃＞0.1时，推力的变化幅度很小。依据推力与阀门的流通面积非线性的关系，使阀芯旋转角度与流通面积呈相反的非线性关系，依据这个特定的非线性关系，设置特定的通孔形状，以使阀芯旋转角度与最终产生的火箭发动机的推力恰好满足线性关系。

一种调节阀，包括阀座和上述的阀芯，所述阀座内部设置有贯通的阀腔，所述阀芯设置在所述阀座上，且所述阀芯本体处于所述阀腔内，并与所述阀腔的内壁相抵，所述阀杆远离所述阀芯本体的一端穿过所述阀座，并延伸至所述阀座的外侧，且所述阀杆垂直于所述阀腔的延伸方向。

这样，调节阀包括阀座和阀芯，阀座内部设置有贯通的阀腔，阀芯本体设置在阀腔内部，并与阀腔的内壁相抵，保证阀芯切断通路时体系的密闭，阀杆远离阀芯本体的一端穿过阀座，并延伸至阀座的外侧，以便于在阀座外侧通过操纵阀杆带动阀芯转动。因阀芯特定的设置结构使得调节阀可以通过操纵调节阀阀门流通面积来调节液体推进剂H₂O₂的流量，进而控制推力的大小，该调节阀调节推力操作简单、准确度高。

进一步，所述阀腔包括第一柱形腔室、第二柱形腔室和第三柱形腔室，所述第一柱形腔室和所述第三柱形腔室的内径相等，所述第二柱形腔室的内径大于所述第一柱形腔室的内径；所述阀芯本体设置在所述第二柱形腔室的内部。

这样，阀腔包括第一柱形腔室、第二柱形腔室和第三柱形腔室，阀芯本***于第二柱形腔室中，并且与第二柱形腔室的内壁相抵，保证阀芯切断通路时，第一柱形腔室和第三柱形腔室的通路能够完全被切断，为了提高调节阀阀门流通面积，进而通过提高液体推进剂H₂O₂的流量来提高推力的大小，第二柱形腔室的内径大于第一柱形腔室的内径。

进一步，还包括密封圈，所述密封圈设置在所述阀芯本体与所述第二柱形腔室之间的间隙，并与所述第二柱形腔室的内侧壁固定，与所述阀芯本体活动连接。

这样，密封圈设置在阀芯本体与第二柱形腔室之间的间隙中，并且与第二柱形腔室的内侧壁压紧密封连接，与阀芯本体活动连接，密封圈的设置可以保证阀芯本体在第二柱形腔室转动时，保证阀芯本体与第二柱形腔室之间的密闭性，同时也减少了阀芯本体在转动过程中造成的磨损。

进一步，还包括驱动部件，所述驱动部件与所述阀杆的端部转动连接。

这样，驱动部件设置在阀杆的端部，并与阀杆的端部转动连接，驱动部件通过带动阀杆的转动，进而带动阀芯本体的转动。

进一步，所述驱动部件包括限位器、扭簧、固定套和钢丝，所述固定套套设在所述阀杆的外侧，并与所述阀杆固定连接；所述扭簧设置在所述固定套的内部，且其一端与所述阀座固定连接，另一端与所述固定套固定连接；所述钢丝与所述固定套固定连接；所述限位器贯穿设置在所述阀杆的端部，并位于所述固定套的外侧。

这样，驱动部件包括限位器、扭簧、固定套和钢丝，为了固定扭簧的位置，将扭簧设置在固定套的内部，扭簧的一端与阀座固定连接，另一端与固定套固定连接，而固定套套设在阀杆的外侧，并与阀杆固定连接，钢丝与固定套固定连接。当对钢丝施加外力时，因固定套与阀杆固定连接，钢丝通过固定套带动阀杆转动，进而带动阀芯转动，此时，因扭簧的一端与阀座固定连接，另一端与固定套连接，扭簧因固定套的转动而发生形变；当外力消失后，扭簧因受力而产生的形变开始回缩，使阀杆恢复原来的位置，进而使阀芯复位。限位器贯穿设置在阀杆的端部，并位于所述固定套的外侧，可以防止固定套脱落。

一种推力调节系统，包括调节阀和推力室，所述调节阀的入口可拆卸连接有推进剂储箱，所述调节阀的出口通过一管道与所述推力室相连通。

这样，推力调节系统主要包括调节阀和推力室，调节阀的入口可拆卸连接有推进剂储箱，调节阀的出口通过一管道与推力室相连通，推进剂储箱为调节阀提供液体推进剂，推进剂储箱上还设置有高压气瓶和调压阀，高压气瓶中存储着用来为液体推进剂增压的惰性气体(通常为N₂)，高压气体流经调压阀时，随后进入推进剂储箱，高压气体使得储箱中的液体推进剂压强维持在一定范围，当打开调节阀时，液态推进剂在压差的作用下流出，经过调节阀后进入推力室，液体推进剂在推进室中迅速分解，同时释放出大量的热，气态产物堆积在推力室中形成高温、高压环境，高压气体经过推进室的出口膨胀加速，并最终高速喷出，形成反作用力，使火箭背包获得推力。

进一步，所述推力室包括催化室和喷管，所述调节阀的出口通过所述管道与所述催化室的入口相连通，所述催化室的出口与所述喷管的入口相连通。

这样，调节阀的出口通过管道与催化室的入口相连通，催化室的出口与喷管的入口相连通，液体推进剂在催化室的催化作用下，液体推进剂迅速分解，同时释放出大量的热，因喷管的内径较催化室的内径较小，高压气体经过喷管的出口膨胀加速，并最终高速喷出，形成反作用力，使火箭背包获得推力。

这里需要说明的一点，调节阀的出口以及催化室的入口均可通过法兰与管道连接。

进一步，还包括支撑杆和操纵杆，所述支撑杆的一端固定安装在所述管道与所述推力室相连通的部位，所述操纵杆固定设置在所述支撑杆的另一端；所述支撑杆远离所述操纵杆的一端设置有一孔洞，所述钢丝的一端与所述操作杆固定连接，另一端穿过所述孔洞并与所述固定套固定连接。

这样，支撑杆的一端固定安装在管道与推力室相连通的部位，即法兰上，操纵杆固定设置在支撑杆的另一端，支撑杆与法兰固定的一端设置有孔洞，钢丝的一端与操纵杆固定连接，另一端穿过孔洞与固定套固定连接，这里设置孔洞主要是限制钢丝的位置，并保证钢丝的受力方向是垂直向下的，这种设置方式可以节省用力，为了方便操作，支撑杆可以设置为其他形状，比如直性、弯曲的，当设置为弯曲时，需要在弯曲处设置限定钢丝位置的孔洞。这种操纵杆和支撑杆的设置方式便于使用者手动操作。

本发明提供一种阀芯，按照流体力学的理论推导而得，其依据推力与阀门的流通面积非线性的关系，以使阀芯旋转角度与流通面积呈相反的非线性关系，依据这种特定的相反的非线性关系，在圆球形阀芯上设置特定的通孔形状，以使阀芯旋转角度与最终产生的火箭发动机的推力恰好满足线性关系。而将此阀芯应用在推力调节系统中，可以使通过操纵调节阀阀门流通面积来控制推力的方式具备操作便捷的优点，并且可以保证操作的可靠性，解决了现有调节阀阀芯通过直接操纵阀门流通面积来控制推力的方式不仅复杂，可靠性差，而且重量也较大的问题。本发明通过分析阀门流通面积与推力的关系，得到了二者的关系表达式，并基于该式设计了阀芯的通孔形状，使阀芯的旋转角度与最终产生的火箭发动机推力之间恰好满足线性关系，利用这种特殊的阀芯，即可以机械式的操纵调节阀进而实现操纵杆旋转角度与推力的线性关系。

附图说明

图1为本发明推力随阀门流通面积的变化趋势示意图；

图2为本发明阀芯的示意图图；

图3为本发明调节阀的剖面示意图图；

图4为本发明推力调节系统的示意图图；

图5为H₂O₂火箭背包动力系统原理的示意图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、阀芯本体，2、阀杆，3、通孔，4、阀座，5、第一柱形腔室，6、第二柱形腔室，7、第三柱形腔室，8、密封圈，9、驱动部件，10、限位器，11、扭簧，12、固定套，13、钢丝，14、推力室，15、催化室，16、喷管，17、管道，18、支撑杆，19、操纵杆，20、孔洞，21、高压气瓶，22、调压阀，23、推进剂储箱。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“中心”、“内”、“外”、“顶”、“底”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1所示，本发明提供一种阀芯，包括阀芯本体1和阀杆2，所述阀芯本体1为圆球形；所述阀杆2垂直设置在所述阀芯本体1上；所述阀芯本体1上开设有通孔3，所述通孔3在平行于所述阀杆2轴向的投影上，包括两条直角边和一条曲线，且其中一条直角边和所述阀杆2的轴向垂直，另一条直角边和所述阀杆2的轴向平行；从与所述阀杆2垂直的直角边的端点到两条直角边交点的方向上，所述通孔3的投影面积渐增。并且，两条所述的直角边不等长，且两条所述直角边的垂直平分线相交于所述阀芯本体1的球心；从与所述阀杆2垂直的直角边的端点到另一条直角边的端点的方向上，所述曲线的曲率渐增。

在以过氧化氢为单组元推进剂的推力调节系统中，高压气瓶21中的高压气体流经调压阀22时，压强被调节到某一定值，随后进入推进剂储箱23中，使得储箱中的液体推进剂压强维持在一定范围，当推进剂储箱23下游的流量调节阀打开时，液态推进剂在压差的作用下流出，经过调节阀后进入催化床，在催化床的催化作用下，液体推进剂H₂O₂迅速分解为水蒸气和O₂，同时释放出大量的热，气态产物堆积在推力室14中形成高温、高压环境，此时推进室的压强为Pc，高压气体经过喷管16膨胀加速，并最终高速喷出，形成反作用力，使火箭背包获得推力。在这一过程中，液体推进剂的压强会随着液体的流动逐渐降低，导致压力损失的两个主要结构是流量调节阀和催化床，对应的压强损失分别定义为ΔP₁和ΔP₂。即满足如下关系：

P₀＝P_c+ΔP₁+ΔP₂

式中P₀为推进剂储箱23压强，P_C为发动机的推力室14压强，ΔP₁和ΔP₂为液体H₂O₂流经流量调节阀和催化床时产生的压强损失。

在飞行过程中，通过调节流量调节阀的开闭程度来调整流量，从而改变对发动机的推力。当调节阀的截面积A_v改变时，不仅会改变H₂O₂的质量流量，还会使ΔP₁和ΔP₂也发生变化，进而导致燃烧室压强P_c也随之变化。其中，推力T和调节阀的截面积A_v满足如下的关系式，公式中ρ_L为H₂O₂的密度，U_e为喷管16出口的气体速度，A_v为阀门处的流通截面积，γ为气体比热比，λ_e为速度因数，T_c为推力室14温度，K为由工质物性常数参数决定的常数，A_t为喷管16的喉部面积，P_a为周围大气压，A_e为发动机喷管16出口面积。

理论分析表明，推力并非随调节阀阀门流通面积的减小而线性减小，而是如图1所示，当A_V/A₃∈(0.01,0.1)时，推力显著变化，当A_V/A₃＞0.1时，推力的变化幅度很小。由此可见，推力与阀门的流通面积呈非线性关系，利用这种非线性关系，使阀芯的旋转角度与流通面积呈相反的非线性关系，并通过这种相反的非线性关系计算每个旋转角度下阀芯流通面积，将每个计算而得的点依次连线，即得特定的通孔3形状。研究表明，具有该特定形状通孔3的阀芯，可以使阀芯旋转角度与最终产生的火箭发动机的推力恰好满足线性关系，进而简化操作，使通过调节阀杆旋转角度调节推力的方法具备较佳的可靠性。

一种调节阀，包括阀座4和上述的阀芯，所述阀座4内部设置有贯通的阀腔，所述阀芯设置在所述阀座4上，且所述阀芯本体1处于所述阀腔内，并与所述阀腔的内壁相抵，所述阀杆2远离所述阀芯本体1的一端穿过所述阀座4，并延伸至所述阀座4的外侧，且所述阀杆2垂直于所述阀腔的延伸方向。

在上述方案的基础之上，进一步优选的技术方案为，所述阀腔包括第一柱形腔室5、第二柱形腔室6和第三柱形腔室7，所述第一柱形腔室5和所述第三柱形腔室7的内径相等，所述第二柱形腔室6的内径大于所述第一柱形腔室5的内径；所述阀芯本体1设置在所述第二柱形腔室6的内部。

为进一步保证阀芯本体1与第二柱形腔室6之间的密闭性，同时也减少了阀芯本体1在转动过程中的造成的磨损，在上述优选的方案基础上，还包括密封圈8，所述密封圈8设置在所述阀芯本体1与所述第二柱形腔室6之间的间隙，并与所述第二柱形腔室6的内侧壁固定，与所述阀芯本体1活动连接。

本发明的一种调节阀，如图1所示，在前面描述的技术方案的基础上还包括驱动部件9，所述驱动部件9与所述阀杆2的端部转动连接。这样，驱动部件9设置在阀杆2的端部，并与阀杆2的端部转动连接，驱动部件9通过带动阀杆2的转动，进而带动阀芯本体1的转动。

为保证驱动部件9更好的驱动阀杆2转动并复位，所述驱动部件9包括限位器10、扭簧11、固定套12和钢丝13，所述固定套12套设在所述阀杆2的外侧，并与所述阀杆2固定连接；所述扭簧11设置在所述固定套12的内部，且其一端与所述阀座4固定连接，另一端与所述固定套12固定连接；所述钢丝13与所述固定套12固定连接；所述限位器10贯穿设置在所述阀杆2的端部，并位于所述固定套12的外侧。这样，当对钢丝13施加外力时，因固定套12与阀杆2固定连接，钢丝13通过固定套12带动阀杆2转动，进而带动阀芯转动，此时，因扭簧11的一端与阀座4固定连接，另一端与固定套12连接，扭簧11因固定套12的转动而发生形变；当外力消失后，扭簧11因受力而产生的形变开始回缩，使阀杆2恢复原来的位置，进而使阀芯复位。限位器10贯穿设置在阀杆2的端部，并位于所述固定套12的外侧，可以防止固定套12脱落。

一种推力调节系统，包括调节阀和推力室14，所述调节阀的入口可拆卸连接有推进剂储箱23，所述调节阀的出口通过一管道17与所述推力室14相连通。

调节阀的入口可拆卸连接有推进剂储箱23，调节阀的出口通过一管道17与推力室14相连通，推进剂储箱23为调节阀提供液体推进剂，推进剂储箱23上还设置有高压气瓶21和调压阀22，高压气瓶21中存储着用来为液体推进剂增压的惰性气体，高压气体流经调压阀22时，随后进入推进剂储箱23，高压气体使得储箱中的液体推进剂压强维持在一定范围，当打开调节阀时，液态推进剂在压差的作用下流出，经过调节阀后进入推力室14，液体推进剂在推进室中迅速分解，同时释放出大量的热，气态产物堆积在推力室14中形成高温、高压环境，高压气体经过推进室的出口膨胀加速，并最终高速喷出，形成反作用力，使火箭背包获得推力。

在上述技术方案的基础上，进一步优选的技术方案为，推力室14包括催化室15和喷管16，所述调节阀的出口通过所述管道17与所述催化室15的入口相连通，所述催化室15的出口与所述喷管16的入口相连通。这里喷管16的内径较催化室15的内径较小，高压气体经过喷管16的出口膨胀加速，并最终高速喷出，形成反作用力，使火箭背包获得推力。

在上述优选的技术方案的基础上，更为优选技术方案为，还包括支撑杆18和操纵杆19，所述支撑杆18的一端固定安装在所述管道17与所述推力室14相连通的部位，所述操纵杆19固定设置在所述支撑杆18的另一端；所述支撑杆18远离所述操纵杆19的一端设置有一孔洞20，所述钢丝13的一端与所述操作杆19固定连接，另一端穿过所述孔洞20并与所述固定套12固定连接。因推力调节系统一般均设置在火箭背包上，设置特定结构的操作杆19和支撑杆18便于使用者手动操作。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。