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本发明公开一种推进剂控制装置，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中推进剂主阀不具备分级调节功能容易造成发动机启动波荡的问题。该推进剂控制装置包括壳体、阀杆、第一阀杆限位件、第二阀杆限位件和第三阀杆限位件，第一阀杆限位件的下方具有第一气动空腔，第二阀杆限位件与阀杆的顶端之间具有第二气动空腔，第一气动空腔的体积与第二气动空腔的体积不同，当推进剂控制装置处在非工作状态时，阀杆的底部与推进剂出口接触，当推进剂控制装置处在工作状态时，阀杆的底部与推进剂出口分离。该控制方法应用该控制系统。本发明提供
(19)国家知识产权局
(12)发明专利申请
(10)申请公布号CN117869122A
(43)申请公布日2024.04.12
(21)申请号202410268807.7
(22)申请日2024.03.11
(71)申请人江苏深蓝航天有限公司
地址22
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