一种航天姿轨控用插装式电磁阀

摘要

本发明提供了一种航天姿轨控用插装式电磁阀，包括阀座、衔铁组件、阀体组件、线圈、极靴和线圈罩，阀体组件内圈依次设置有阀座、衔铁组件和极靴，阀座上设置有外凸的阀口，衔铁组件和极靴之间设置有弹簧，线圈套装在阀体组件上，阀体组件外圈套装有线圈罩；还包括依次贯通线圈罩、阀体组件、极靴、衔铁组件、阀座的流道，流道的进口端和出口端在轴向上位于线圈的同一侧。本发明提供了一种航天姿轨控用插装式电磁阀，通过引导推进剂流经与线圈相邻的内外侧零件，利用推进剂的低温对线圈及磁性零件进行冷却，提高了温升控制效果，满足空间飞行器推进系统集成化的发展需求。

说明书

技术领域

本发明属于空间飞行器推进系统技术领域，具体涉及一种航天姿轨控用插装式电磁阀。

背景技术

空间飞行器的发动机常常使用电磁阀控制推进剂的供给量和供给时刻，发动机与电磁阀之间通过管路输送推进剂，管路起到冷却作用，防止发动机点火后产生的热量传递至电磁阀，如公开号为CN101709806A的中国专利提供了一种微型自锁电磁阀，电磁阀还包括设置在阀座和阀芯侧面之间的永磁体，永磁体靠近阀座的端面；电磁线圈为可正反通电的单线圈电磁线圈；永磁体和阀座以及阀芯之间设置有法兰导磁套，电磁线圈和阀芯之间设置有筒状第一隔磁环；通过电磁线圈通电控制阀芯在第一隔磁环中滑动实现阀门的开关，电磁阀中心开设依次贯通阀体、衔铁和阀座的流道，推进剂流经流道时，推进剂自身的低温对电磁阀能够起到一定的冷却作用，防止线圈温升过高，保证控制精度；但随着空间飞行器技术的发展和应用，空间飞行器小型化成为发展趋势，推进系统正在从常规的分散式布局向集成布局转变，虽然集成式布局可以减轻重量、缩小体积、缩短管路长度，但是由于集成各个发动机都安装在同一个集成模块上，每个发动机对其他发动机推进剂控制电磁阀的距离减小了，这样发动机点火后产生的热量可通过热传导和热辐射传递到推进剂控制电磁阀上，使电磁阀温升过快，常规的电磁阀流道设计已经无法满足冷却的需求，线圈温升过高，改变了线圈电阻，影响通电后产生的磁吸力，影响推进剂控制电磁阀的工作可靠性，甚至当温度高于材料的居里温度，软磁材料将从亚铁磁性转变为顺磁性，磁场响应很弱，电磁阀开启功能完全失效，产生严重后果。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航天姿轨控用插装式电磁阀，通过引导推进剂流经与线圈相邻的内外侧零件，增加了路径，进而增加了接触面积，利用推进剂的低温对线圈及磁性零件进行冷却，提高了温升控制效果，满足空间飞行器推进系统集成化的发展需求。

本发明通过以下技术方案得以实现：

一种航天姿轨控用插装式电磁阀，包括阀座、衔铁组件、阀体组件、线圈、极靴和线圈罩，阀体组件为圆筒状，阀体组件内圈依次设置有固定连接的阀座、滑动连接的衔铁组件和固定连接的极靴，阀座面对衔铁组件一端端面上设置有外凸的阀口，衔铁组件和极靴之间设置有弹簧使衔铁组件抵靠住阀口使阀门处于常闭状态，阀体组件外开设有环槽，线圈套装在环槽中，线圈通电控制衔铁组件运动离开阀口来开启阀门，阀体组件外圈套装有线圈罩；还包括依次贯通线圈罩、阀体组件、极靴、衔铁组件、阀座的流道，流道在线圈罩上对外的开口为进口端，流道在阀座上对外的开口为出口端，进口端和出口端在轴向上位于线圈的同一侧，引导推进剂流经与线圈相邻的内外侧零件，增加了路径，进而增加了接触面积，使线圈产生的热及系统发动机的热辐射、热传导所产生的热，经低温推进剂热传导和热对流冷却，从而对线圈及磁性零件的温升进行有效控制，实现自冷却功能，缩短了发动机与电磁阀之间的管路，减小推进系统的布局空间，满足空间飞行器推进系统集成化的发展需求。同时由于管路缩短，减小了从阀座到发动机处对推进剂的容积，提高了电磁阀对发动机的响应速度，降低了发动机熄火时的火焰的拖尾效应。

所述阀体组件包括依次熔焊固定连接的上阀体、隔磁环和下阀体，形成一个整体，保证阀体组件内圈对推进剂的密封性，隔磁环中部套装在极靴与衔铁组件的配合处，构建依次经过线圈、上阀体、极靴、衔铁组件、下阀体后，回到线圈的磁回路。

所述线圈罩与阀体组件、阀体组件与极靴之间流道连接处设置有密封圈，确保推进剂的密封。

所述流道在线圈罩内圈开设有环形通道，流道设置有若干径向贯通极靴和阀体组件的第一支流与环形通道连通，第一支流与环形通道的连接处套装有环形的过滤网，加大了过滤面积，能够提高过滤精度，降低了过滤网堵塞风险，延长过滤网的使用寿命，保护阀口和发动机。

所述流道在衔铁组件上对称开设有第二支流引导至阀体组件内圈，增加推进剂与衔铁组件和阀体组件的接触面积，进一步提高对线圈及磁性零件的冷却效果。

所述极靴面对衔铁组件一端端面上设置有与流道连通的沉孔，沉孔孔底为锥面，在线圈通电吸合衔铁组件开启阀口时，即使衔铁组件与极靴贴合，沉孔也能够容纳推进剂对衔铁组件和极靴进行冷却，进而更进一步提高对线圈及磁性零件的冷却效果，当线圈断电时，由于衔铁组件与极靴之间有间隙的存在，能够提高阀的关闭速度。

所述流道在极靴和衔铁组件上沿轴向对称设置，保证冷却效果均匀，确保线圈工作的可靠性。

所述极靴的一端插入阀体组件，极靴的另一端通过螺纹与阀体组件旋合连接，阀体组件旋合固定有锁紧螺母，锁紧螺母抵靠住极靴的另一端端面，能够在产品试验时在线调整阀口的开度，提高了阀的流量一致性。

与上述方案不同，所述线圈罩包括套装在一起的内筒和外筒，流道开设在内筒上的部分为内筒外圈中部开设的螺旋状凹槽，流道的进口端开设在外筒上，外筒中开设第一通道连接螺旋状凹槽的一端和流道的进口端，外筒中开设第二通道连接螺旋状凹槽的另一端和阀体组件中的流道，螺旋状凹槽极大地提升了推进剂与线圈罩的接触面积，同时单线输送又能有效防止推进剂残留引起冷却不均的问题，再进一步提高对线圈及磁性零件的冷却效果。

所述内筒外圈两端和外筒之间设置有密封圈，保证密封性。

本发明的有益效果在于：

与现有技术相比，通过引导推进剂流经与线圈相邻的内外侧零件，增加了路径，进而增加了接触面积，提高了对线圈及磁性零件的冷却效果；通过设置第二支流，增加推进剂与衔铁组件和阀体组件的接触面积，进一步提高冷却效果；通过设置沉孔，即使衔铁组件与极靴贴合，沉孔也能够容纳推进剂对衔铁组件和极靴进行冷却，进而更进一步提高冷却效果，同时提高阀的关闭速度；通过设置螺旋状凹槽，极大地提升了推进剂与线圈罩的接触面积，同时单线输送又能有效防止推进剂残留引起冷却不均的问题，再进一步提高冷却效果，使线圈产生的热及系统发动机的热辐射、热传导所产生的热，经低温推进剂热传导和热对流冷却，从而对线圈及磁性零件的温升进行有效控制，实现自冷却功能，缩短了发动机与电磁阀之间的管路，减小推进系统的布局空间，满足空间飞行器推进系统集成化的发展需求。同时由于管路缩短，减小了从阀座到发动机处对推进剂的容积，提高了电磁阀对发动机的响应速度，降低了发动机熄火时的火焰的拖尾效应。

通过设置若干第一支流、环形通道以及环形过滤网，加大了过滤面积，能够提高过滤精度，降低了过滤网堵塞风险，延长过滤网的使用寿命，保护阀口和发动机。

通过将极靴与阀体组件设置为螺纹连接，能够在产品试验时在线调整阀口的开度，提高了阀的流量一致性。

附图说明

图1是本发明实施例一的电磁阀在常闭状态的结构示意图；

图2是本发明实施例一的电磁阀在开启状态的结构示意图；

图3是本发明实施例一中衔铁组件的结构示意图；

图4是本发明实施例一中阀体组件的结构示意图；

图5是本发明实施例一中极靴的结构示意图；

图6是本发明实施例二的电磁阀在开启状态的结构示意图；

图7是本发明实施例二中内筒的结构示意图。

图中：1-阀座，2-衔铁组件，3-阀体组件，4-线圈，5-极靴，6-线圈罩，7-弹簧，8-流道，9-过滤网，10-锁紧螺母，11-灌注料，12-绝缘垫，101-阀口，201-衔铁，202-密封体，203-凸环，204-凸台，301-环槽，302-上阀体，303-隔磁环，304-下阀体，501-沉孔，601-内筒，602-外筒，801-进口端，802-出口端，803-环形通道，804-第一支流，805-第二支流，806-螺旋状凹槽，807-第一通道，808-第二通道。

具体实施方式

下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。

如图1至图5所示，一种航天姿轨控用插装式电磁阀，包括阀座1、衔铁组件2、阀体组件3、线圈4、极靴5和线圈罩6，阀体组件3为圆筒状，阀体组件3内圈依次设置有固定连接的阀座1、滑动连接的衔铁组件2和固定连接的极靴5，阀座1面对衔铁组件2一端端面上设置有外凸的阀口101，衔铁组件2和极靴5之间设置有弹簧7使衔铁组件2抵靠住阀口101使阀门处于常闭状态，阀体组件3外开设有环槽301，线圈4套装在环槽301中，线圈4通电控制衔铁组件2运动离开阀口101来开启阀门，阀体组件3外圈套装有线圈罩6；还包括依次贯通线圈罩6、阀体组件3、极靴5、衔铁组件2、阀座1的流道8，流道8在线圈罩6上对外的开口为进口端801，流道在阀座1上对外的开口为出口端802，进口端801和出口端802在轴向上位于线圈的同一侧，引导推进剂流经与线圈4相邻的内外侧零件，增加了路径，进而增加了接触面积，使线圈4产生的热及系统发动机的热辐射、热传导所产生的热，经低温推进剂热传导和热对流冷却，从而对线圈4及磁性零件的温升进行有效控制，实现自冷却功能，缩短了发动机与电磁阀之间的管路，减小推进系统的布局空间，满足空间飞行器推进系统集成化的发展需求。同时由于管路缩短，减小了从阀座到发动机处对推进剂的容积，提高了电磁阀对发动机的响应速度，降低了发动机熄火时的火焰的拖尾效应。本实施例中，衔铁组件2包括衔铁201和设置在衔铁201端部的密封体202，线圈4与环槽301之间设置有绝缘垫12，线圈4与线圈罩6之间填充有灌注料11，灌注料11为环氧树脂或硅凝胶，对线圈4起密封、绝缘、导热作用，为了确保控制精度，线圈4为优先冷却对象，但为了保证线圈4的绝缘，推进剂不能与线圈4直接接触，因而采用在线圈4相邻的零件上开设流道8进行冷却，在实现线圈4温升控制的同时，也实现了磁性零件的温升控制。

如图4所示，所述阀体组件3包括依次熔焊固定连接的上阀体302、隔磁环303和下阀体304，形成一个整体，保证阀体组件3内圈对推进剂的密封性，隔磁环303中部套装在极靴5与衔铁组件2的配合处，构建依次经过线圈4、上阀体302、极靴5、衔铁组件2、下阀体304后，回到线圈4的磁回路。

如图1、图2所示，所述线圈罩6与阀体组件3、阀体组件3与极靴5之间流道连接处设置有密封圈，确保推进剂的密封。

如图1、图2所示，所述流道8在线圈罩6内圈开设有环形通道803，流道8设置有若干径向贯通极靴5和阀体组件3的第一支流804与环形通道803连通，第一支流804与环形通道803的连接处套装有环形的过滤网9，加大了过滤面积，能够提高过滤精度，降低了过滤网9堵塞风险，延长过滤网的使用寿命，保护阀口101和发动机。

如图1至图3所示，所述流道8在衔铁组件2上对称开设有第二支流805引导至阀体组件3内圈，增加推进剂与衔铁组件2和阀体组件3的接触面积，进一步提高对线圈4及磁性零件的冷却效果。本实施例中，衔铁组件2装有密封体202的一端设置有凸台204，密封体202安装在凸台204的端面，衔铁组件2的另一端设置有凸环203，衔铁组件2通过两端的凸环203和凸台204进行定位，并且在电磁阀常闭状态下，凸台204与衔铁组件2本体连接处的轴肩与阀体组件3不贴合，形成通道连接流道8和衔铁组件2中部与阀体组件3内圈形成的空腔，用于容纳推进剂。

如图1、图2、图5所示，所述极靴5面对衔铁组件2一端端面上设置有与流道8连通的沉孔501，沉孔501孔底为锥面，在线圈4通电吸合衔铁组件2开启阀口101时，即使衔铁组件2与极靴5贴合，沉孔501也能够容纳推进剂对衔铁组件2和极靴5进行冷却，进而更进一步提高对线圈4及磁性零件的冷却效果，当线圈4断电时，由于衔铁组件2与极靴5之间有间隙的存在，能够提高阀的关闭速度。

如图1、图2、图3、图5所示，所述流道8在极靴5和衔铁组件2上沿轴向对称设置，保证冷却效果均匀，确保线圈工作的可靠性。

如图1、图2所示，所述极靴5的一端插入阀体组件3，极靴5的另一端通过螺纹与阀体组件3旋合连接，阀体组件3旋合固定有锁紧螺母10，锁紧螺母10抵靠住极靴5的另一端端面，能够在产品试验时在线调整阀口101的开度L，提高了阀的流量一致性。

如图6、图7所示，在实施例一的结构基础上，所述线圈罩6结构有如下变更：

如图6、图7所示，所述线圈罩6包括套装在一起的内筒601和外筒602，流道8开设在内筒601上的部分为内筒601外圈中部开设的螺旋状凹槽806，流道8的进口端801开设在外筒602上，外筒602中开设第一通道807连接螺旋状凹槽806的一端和进口端801，外筒602中开设第二通道808连接螺旋状凹槽806的另一端和阀体组件3中的流道8，螺旋状凹槽806极大地提升了推进剂与线圈罩6的接触面积，同时单线输送又能有效防止推进剂残留引起冷却不均的问题，再进一步提高对线圈4及磁性零件的冷却效果。

如图6所示，所述内筒601外圈两端和外筒602之间设置有密封圈，保证密封性。

本发明提供的一种航天姿轨控用插装式电磁阀，通过引导推进剂流经与线圈相邻的内外侧零件，增加了路径，进而增加了接触面积，提高了对线圈及磁性零件的冷却效果；通过设置第二支流，增加推进剂与衔铁组件和阀体组件的接触面积，进一步提高冷却效果；通过设置沉孔，即使衔铁组件与极靴贴合，沉孔也能够容纳推进剂对衔铁组件和极靴进行冷却，进而更进一步提高冷却效果，同时提高阀的关闭速度；通过设置螺旋状凹槽，极大地提升了推进剂与线圈罩的接触面积，同时单线输送又能有效防止推进剂残留引起冷却不均的问题，再进一步提高冷却效果，使线圈产生的热及系统发动机的热辐射、热传导所产生的热，经低温推进剂热传导和热对流冷却，从而对线圈及磁性零件的温升进行有效控制，实现自冷却功能，缩短了发动机与电磁阀之间的管路，减小推进系统的布局空间，满足空间飞行器推进系统集成化的发展需求。同时由于管路缩短，减小了从阀座到发动机处对推进剂的容积，提高了电磁阀对发动机的响应速度，降低了发动机熄火时的火焰的拖尾效应。

通过设置若干第一支流、环形通道以及环形过滤网，加大了过滤面积，能够提高过滤精度，降低了过滤网堵塞风险，延长过滤网的使用寿命，保护阀口和发动机。

通过将极靴与阀体组件设置为螺纹连接，能够在产品试验时在线调整阀口的开度，提高了阀的流量一致性。