[实用新型]一种低流阻锥阀

说明书

技术领域

本实用新型属于航天、航空领域，涉及一种锥阀，具体涉及一种低流阻锥阀。

背景技术

现阶段比较先进的液体火箭发动机，均要求发动机具有一定的变推力能力，实现推进剂(氧化剂、燃料及冷却剂)剂量大小的调节是一个主要的环节。现有的发动机中，采用锥阀分别对氧化剂、燃料及冷却剂进行调节。图1为现有锥阀中调节圆锥和节流圆管的结构示意图；通过调节圆锥的往复运动，控制进过节流圆管中推进剂流量的大小。

在进行“嫦娥三号”7500N变推力发动机试验中发现，7500N工况系统要求推进剂流阻(即压降)较低(氧化剂≦0.1MPa,燃料≦0.1MPa,冷却剂≦0.1MPa)；但是采用现有的锥阀，当试验进行到接近7500N工况过程中，阀体内部的推进剂会产生较大的流阻(通过多次试验得出，在7500N工况时，现有锥阀产生的推进剂流阻分别为：氧化剂大约1.3MPa,燃料大约1.1MPa,冷却剂大约0.67MPa)，从而系统会产生较高的压降，导致现有的锥阀在试验时无法满足系统试验的要求。

发明内容

为了解决现有航天、航空发动机锥阀在7500N工况过程中无法满足使用要求，本发明提出可产生低流阻、低压降、具备调节发动机7500N工况流量能力的一种低流阻锥阀。

本实用新型的具体技术方案是：

一种低流阻锥阀，其特征在于：该流量调节阀的节流圆管包括按照推进剂注入的方向依次设置的收敛段管道、喉部管道以及扩散段管道。

上述的收敛段管道的收敛角为60°；所述收敛段管道的入口直径为喉部管道的直径1.5～2倍；所述喉部管道的长度为喉部管道直径的1.5～2倍；所述扩散段管道的扩散角为6°～10°；所述扩散段的出口直径为喉部管道直径的1.5～2倍。

上述喉部管道的入口处设置有圆角；所述圆角半径为1～2mm。

本实用新型的优点在于：

本实用新型采用的锥阀中的节流圆管结构和节流圆管各段管道的参数设计，避免了发动机在7500N工况时出现的压降高、流阻大的问题，使得锥阀满足7500N工况时发动机系统要求。

附图说明

图1为现有流量调节阀的结构简图；

图2为本发明流量调节阀的结构简图。

1-调节圆锥、2-节流圆管、21-收敛段管道、22-喉部管道、23-扩散段管道。

具体实施方式

在航天、航空发动机注入推进剂时，当试验进行到接近7500N工况过程中，在阀体内部注入推进剂时会产生较大的流体阻力(通过多次试验得出，在7500N工况时，现有流量调节阀产生的流阻系数为2～2.7)，从而系统会产生较高的压降，导致试验时现有的锥阀无法具备调节发动机7500N工况流量能力，无法满足系统试验的要求。

为此，本案发明人进过反复试验和理论结算，从而设计出一种低流阻锥阀，该阀的改进之处是：在现有锥阀的基础上，对调节圆锥和节流圆管进行了改进。

以下结合附图2，对本发明的具体技术方案进行描述：

该阀中的节流圆管2包括按照推进剂注入的方向依次设置的收敛段管道21、喉部管道22以及扩散段管道23。

根据发明人的反复试验和理论计算得出，、当节流圆管2的收敛段管道21的收敛角为θ₁＝60°；收敛段管道的入口直径(D1)为喉部管道的直径(D2)的1.5～2倍；喉部管道22的长度(L)为喉部管道22直径(D2)的1.5～2倍；扩散段管道23的扩散角为θ₂＝6°～10°；扩散段管道的出口直径(D3)为喉部管道直径(D2)的1.5～2倍时，该锥阀的流阻系数最小；

为了进一步避免推进剂注入过程中会产生较大的流阻，发明人设计时，要求在加工喉部管道时，喉部管道22的入口处设置有圆角r；圆角半径为r＝1～2mm为优。

进一步说，为了和节流圆管2匹配使用，进一步的提升该阀的使用效果，发明人还提出该锥阀中的调节圆锥1的锥尖半径r1≤0.5mm。

发明人使用该锥阀在航天、航空发动机7500N工况下，进行多次试验，发现锥阀的流阻达到了系统要求，通过得到的流阻反算得到(氧化剂流阻系数为0.15，燃料流阻系数为0.17，冷却剂流阻系数为0.3)。

需要说明的是：流阻系数越高流阻越大，具体的计算公式是：

F＝kpv²

其中：F代表流阻；

k代表流阻系数；

p代表推进剂密度；

v代表推进剂流速。