[0001] 本实用新型涉及到一种液氧煤油火箭发动机用液氧蝶阀，属于航空航天、液体火箭发动机技术领域，用于液体火箭发动机氧化剂供应系统。

[0002] 半个多世纪以来，随着航天事业的不断发展，人类在征服太空和开发利用空间资源方面取得了巨大的成就，这在很大程度上取决于火箭推进技术的不断发展。世界各航天大国研制了一批先进的液体火箭发动机，用这些发动机组成了各种用途的运载火箭，实现了人造卫星的发射、载人航天、登月、火星探测，以及全球卫星通信和电视传播，甚至建立了全球因特网。极大的推动了人类文明的发展，取得了无以估量的经济效益及社会效益；

[0003] 未来商业航天发射市场需求不断增加，10年内每年平均将有上千颗卫星要发射，而且商用卫星的质量仍然呈现不断增大的趋势。而当前国际上投入使用的主要航天运载器发射费用过于昂贵，大多数运载器低轨道（LEO）单位质量有效载荷的发射费用高达11000～22000美元/Kg，且安全性与可靠性较低，不易操作。面对巨大的商业发射市场，世界各航天大国都在积极的采取对策，在保持现有运载能力的同时，不断制定改进计划，规划新的方案，进一步提高运载能力，充分的降低发射费用和提高可靠性，努力争取国际商业发射市场；

[0004] 液体火箭一般由整流罩、仪器舱、级间段、氧化剂贮箱和燃料贮箱、增压输送系统、发动机、尾段等部分组成。液体火箭发动机主要由推力室、涡轮泵、燃气发生器和各种阀门、管路等组成。之前所有的液体火箭发动机，使用的阀门多为菌阀，而菌阀的结构多为直角式，即进、出口呈直角分布，在相同的流量和通径下，菌阀的流阻约为蝶阀流阻的4～6倍，这就要求火箭的贮箱要有更高的压力来克服流阻，才能给发动机提供预定压力的氧化剂和燃料，大大地导致了贮箱的增大和增重。

[0018] 本实用新型所述的一种液氧煤油火箭发动机用液氧蝶阀，具体实施例结构参见附图1所示，由阀体1、阀座密封圈2、压板3、蝶板4、阀杆5、加长颈6和驱动器7组成。其中驱动器7通过螺钉连接固定在加长颈6的顶部，用以驱动整个液氧蝶阀的开启与关闭，加长颈整体截面呈工字型，两端为上法兰和下法兰，中间为圆柱形，圆柱轴心有孔可穿过阀杆5，结构参见附图2所示，其中加长颈6的高度根据以下公式进行计算：

[0019] L=

[0020] 式中 K——材料的导热系数，W/mK，本实施例设定材料为不锈钢，则K为2 W/mK[0021] D——加长颈直径，m

[0022] 本实施例设定D为0.03m

[0023] h——空气对流传热系数，W/m2K

[0024] 本实施例设定为5 W/m2K

[0025] T——均匀圆柱体周围的介质温度，K

[0026] 本实施例设定为环境温度，293K

[0027] T0——阀体上平面温度，等于低温介质的温度，K

[0028] 本实施例设定为90K

[0029] TL——加长颈上平面温度，K

[0030] 本实施例设定为273K

[0031] 根据上述公式计算的加长颈长度L为0.127m；

[0032] 加长颈6的底部与阀体1通过圆周均匀分布的螺钉连接固定，连接部位设置隔热结构，该隔热结构为圆环形凹槽结构，加长颈上设置排气孔，详见附图3，图3中显示出了隔热结构和排气孔的结构图。经实践验证，加长颈设置隔热结构后，高度L减为0.07m，可使驱动器7在常温下工作；

[0033] 阀座密封圈2的截面形状为V型，V型角度为40°，V型边壁厚为5毫米，V型截面的外边缘近似矩形，用以压板与阀体固定阀座密封圈使用。V型截面的内边缘，具备一定的刚度和弹性，带有低温补偿功能，保证了低温下蝶阀的密封性能。阀座密封圈2通过压板3用沿圆周均匀分布的螺钉固定在阀体1内壁圆周部位，参见附图1和附图4；蝶板4通过销钉连接固定在阀杆5上，并与阀座密封圈2紧密配合，参见附图1和附图5；阀杆5通过上、下轴套设置于阀体中部，并可在轴套内绕整个液氧蝶阀的轴线旋转，参见附图1和附图3；

[0034] 通过采用本实用新型所述技术方案，如图5所示，当蝶板4关闭时，低温介质从左侧入口流向右侧出口，向关闭的蝶板4施加压力，使蝶板4自动与阀座密封圈2紧密配合，如图4所示，保证了蝶阀的密封，阀座密封圈2低温下会略有收缩，但其V型结构带有低温补偿功能，能够弥补低温收缩对密封造成的不良影响，使蝶阀仍具有良好的密封效果。当驱动器7驱动阀杆5带动蝶板4旋转90°，即蝶板开启，如图6所示，使介质直接经过直通式流道从右侧出口流出，大大减小了阀门的流阻；

[0035] 以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护并不局限于此，本领域技术人员在不改变原理的情况下，做出的任何无实质变化的改进也应视为本实用新型的保护范围；

[0036] 本实用新型说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。