本发明涉及一种气控先导磁自锁双稳态发动机控制阀门结构，可在具有大推力、长程稳态工作要求的液体火箭发动机中应用，气控先导结构能够有效降低产品的重量和流阻，双稳态设计能有效降低系统功耗。

发明背景

3000N发动机作为某探测器轨道器和上升器主发动机，为探测器完成飞行等任务提供推力。根据3000N发动机任务特点，其控制阀需要满足压降小、功耗低、质量轻、单次工作时间不小于3000s，并能够适应空间环境等要求。

现有发动机控制电磁阀结构重量重，流阻高，在稳态工作时需持续供电，电源负荷较大，不符合低功耗设计要求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：为克服现有发动机控制电磁阀结构重量重，流阻高，在稳态工作时需持续供电，电源负荷较大，不符合低功耗设计要求的不足。本发明提供一种气控先导磁自锁双稳态发动机控制阀门结构，可以满足大推力(推力大于3000N)液体轨控火箭发动机的工作，采用气控先导结构，打开状态和关闭状态通过永磁铁保持关闭的双稳态阀门结构，实现阀门的轻质化和低功耗。

图为气控先导磁自锁双稳态发动机控制阀门结构原理图

为解决以上技术问题，本发明给出以下技术方案：一种气控先导磁自锁双稳态发动机控制阀门结构，其特殊之处在于：包括副阀、气筒和主阀，所述副阀是两位三通永磁自锁阀，包括副阀体、导磁壳体、副阀座、副阀芯、线圈和永磁铁;副阀芯和副阀座自上至下依次设置在副阀体内;导磁壳体设置与副阀体外侧，永磁铁与线圈位于副阀体与导磁壳体之间;副阀芯的外壁上设有气体通道，副阀体上端开设有气体排放口，副阀座上设有气体通孔，靠近副阀座和副阀芯的副阀体内壁设有与所述气体通道连通的环形槽;若副阀芯离开副阀座，气体通孔与环形槽连通;若副阀芯与副阀座闭合，环形槽通过气体通道与气体排放口连通。

副阀芯在打开、关闭位置时靠永磁铁产生的电磁力保持自锁，当线圈通入不同方向的脉冲电流时，可使副阀芯上下运动。所述气筒的侧壁或底部设有一通孔，通孔为进气口，气筒的筒口为出气口，出气口与所述气体通孔连通;所述主阀包括主阀体和设置在主阀体内的主阀杆;主阀杆上自右向左依次套接有活塞和主阀芯，主阀体的左端为推进剂入口，活塞与主阀芯之间的主阀体上设有推进剂出口，推进剂出口右侧的主阀体内设有挡板;挡板右侧为腔室，活塞位于腔室内，活塞与腔室内壁之间设置有密封圈，活塞与挡板之间的主阀杆上套接有弹簧，活塞能够在腔室内做往复运动。

所述环形槽与活塞右侧的腔室连通。上述气筒呈L状，包括横向段和竖向段，副阀体的下端嵌入所述竖向段，竖向段设有第二环形槽，第二环形槽与环形槽连通，竖向段左侧的气筒上设有通道，所述第二环形槽通过通道与活塞右侧的腔室连通。

上述第二环形槽的位置低于环形槽的位置。上述气体排放口上安装有防尘盖，防尘盖为迷宫防尘盖，具有迷宫式防尘结构，避免阀门在月球任务中被月尘污染而导致卡涩等故障。活塞与腔室内壁之间还设置有挡圈，增加了活塞与腔室内壁之间的对中性，其中，挡圈与密封圈相邻。

上述气筒竖向段的左侧固定有横向设置的筒体，挡板右侧的主阀体为第二筒体，筒体与第二筒体固定连接，筒体与第二筒体构成所述腔室。上述筒体与第二筒体螺纹连接。上述筒体的左端外壁设有外螺纹，第二筒体右端内壁设有与所述外螺纹匹配的内螺纹。

上述筒体和第二筒体外壁还套接有螺母，螺母内壁两端分别设置有两种旋向相反的内螺纹，螺母均与筒体和第二筒体螺纹连接。本发明具有以下技术效果：本发明包括主阀和副阀，主阀部分用来控制推进剂的供应和切断，副阀部分为主阀提供控制气体的充填与排放。副阀是一种两位三通永磁自锁式电磁阀，打开、关闭动作时仅需给线圈短时通电，阀芯处于打开或关闭位置时利用永磁铁实现自锁，从而实现阀门的低功耗设计。

本发明采用了永磁自锁两位三通电磁阀作为气动先导阀副阀的发动机控制阀结构，通过采用双稳态设计，在电磁副阀短时通电产生相应动作后，即可断电保持在动作后稳定状态，无需持续通电保持打开，能有效降低功耗，在长程稳态工作的大推力液体轨控火箭发动机中应用节能优势明显，较好地实现了低功耗设计目标。

本发明除可应用于液体火箭发动机外，在卫星在轨执行系统、地面试验系统、自动化流体管路系统的相关阀门中均可推广应用，可有效减轻发动机重量和降低系统电源功耗。