一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器

技术领域

本发明涉及铠装加热器件技术领域，具体涉及一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器。

背景技术

航天器在脱离运载火箭进入轨道后，为完成各种飞行任务(例如，航天器变轨、轨道转移和保持、自身姿态调整和保持、航天器对接、交会和分离、着陆器的起飞和再入等)，其机动性将完全依靠自身搭配的空间推进系统来实现。星用推进系统铠装加热器是航天推进系统中重要的主动热控设施之一，对于维持催化床及喷注室热启动、降低推进剂消耗、延长催化剂寿命、防止推进剂结冰阻塞喷管、保证推进系统按指令灵敏点火、安全运行等均具有关键的作用。

航天器中一般使用液体单组元推力器作为其主要的推进单元。肼类(N

目前，国内研制的星用推进系统铠装加热器主要服务于单组元肼推力器，由于该类加热器件主要采用NiGr或NiGrAl作为发热体或铠装保护壳，因此其使用温度最高仅为1100℃，无法满足高能推进剂的在使用过程中的1500℃以上的使用需求，同时传统铠装加热器阻值大、功率较低，无法满足高温的加热需求。一些专利也提出了大功率高温加热器的研制方法，但也存在一些问题，例如：专利号201510153525.3所涉及的一种霍尔推进器的中和器加热装置是一种高功率加热装置，其所述的铠装加热组件仅由加热芯丝、陶瓷粉、铠装壳三个部分组成，由于陶瓷粉强度和致密度不高，在加热器弯折或工作过程中，加热芯丝容易出现偏心的问题，使得加热器在工作过程中容易出现短路烧丝的情况。另一方面，上述专利所述加热装置没有过渡引出方面的设计，使得加热器在工作时功率无法完全集中在工作段部分，一定程度上降低了器件的加热效率。专利201420798031.1所涉及的用于高温熔岩用热导式液位传感器的铠装加热器也同样存在上述弊端。

发明内容

为了克服现有技术中存在的上述不足之处，本发明的目的在于提供一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，该铠装加热器功率集中，加热效率更高，加热器工作和耐受温度高。

为实现上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，包括工作部分、过渡部分和引出部分，其中：所述工作部分包括铠装保护壳体Ⅰ、发热丝、致密陶瓷骨架和陶瓷粉末；所述过渡部分包括铠装保护壳体Ⅱ、致密陶瓷骨架、陶瓷粉末和过渡线；所述引出部分包括外套管、多股外引线和耐高温绝缘胶。

所述铠装加热器的工作部分紧贴推进系统催化床壁面并沿其周向绕制呈螺旋状，所述工作部分能够与推力器催化床紧密贴合，保证铠装加热器的加热效率。

所述工作部分中，所述铠装保护壳体Ⅰ呈螺旋管状结构，所述致密陶瓷骨架为陶瓷管，发热丝穿装于陶瓷管内，陶瓷管置于铠装保护壳体内，在陶瓷管与铠装保护壳体之间的空隙充填所述陶瓷粉末。

所述过渡部分由工作部分延伸并与工作部分的引出方向呈90°角；所述过渡部分中：所述致密陶瓷骨架为陶瓷管，过渡线穿装于陶瓷管内，陶瓷管置于铠装保护壳体Ⅱ内，在陶瓷管与铠装保护壳体Ⅱ之间的空隙充填所述陶瓷粉末。

所述发热丝回路引出部分(两个引出端)与过渡线相连，连接工艺为点焊工艺，焊点位于器件的过渡段部分。

所述铠装保护壳体Ⅰ和铠装保护壳体Ⅱ是由铂铑合金制成的薄壁管结构，外径为2mm，壁厚0.15mm；所述致密陶瓷骨架为氧化铝陶瓷，主要成分为α-Al

所述陶瓷粉末是由SiO

所述引出部分中，多股外引线通过耐高温绝缘胶隔开，外套管包覆于多股外引线和耐高温绝缘胶之外。

所述多股外引线与所述过渡部分中的过渡线相连接；所述耐高温胶具有足够强度，同时能够耐受250℃以上高温。

卫星在低温环境(-250℃～-100℃)中时，在无包覆情况下，该铠装加热器额定电压工作能将推力器催化床预热至400℃以上。在热真空飞行模拟试验中，器件历经多个点火过程，能够耐受1500℃点火高温，目前仍然运行良好。

本发明设计机理如下：

与现有高温加热器相比，本发明研制的螺旋型高温铠装加热器使用陶瓷骨架对发热丝进行了定位和保护，由于陶瓷骨架内主要成分为α-Al

本发明使用SiO

本发明与现有技术相比，具有以下有益效果：

(1)采用过渡引出工艺，使功率集中，加热效率更高；

(2)使用铂铑合金作为发热丝和铠装壳体，加热器工作温度高；

(3)通过真空灌注工艺将SiO

(4)利用α-Al

附图说明

图1为本发明星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器结构示意图；

图2为本发明螺旋型高温铠装加热器各部分优选尺寸(图中尺寸单位为cm)。

图3为图2中位置“Ⅰ”处横截面示意图。

图4为图2中A-A截面示意图。

图5为本发明螺旋型高温铠装加热器与催化床组装示意图。

图6为安装在推力器上的螺旋型高温铠装加热器。

图7为推力器工作过程照片。

图中：100-工作部分；101-铠装壳体Ⅰ；102-陶瓷骨架；103-陶瓷粉末；104-发热丝；200-过渡部分；201-铠装壳体Ⅱ；202-焊点；300-引出部分；301-外套管；302-多股引线；303-耐高温绝缘胶；4-催化床。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

本发明提供一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，包括工作部分、过渡部分和引出部分，如图1-4所示；所述工作部分包括铠装壳体Ⅰ101、陶瓷骨架102、陶瓷粉末103和发热丝104；发热丝回路独立存在并位于铠装壳体Ⅰ101内部，发热丝外穿装于陶瓷骨架102内，器件缝隙中充填陶瓷粉末103，所述发热丝回路与铠装壳体绝缘。所述陶瓷骨架为两个并行的单孔氧化铝陶瓷管，主要成分为α-Al

所述过渡部分包括铠装壳体Ⅱ201、陶瓷骨架、陶瓷粉末与过渡线，铠装壳体Ⅱ201、陶瓷骨架和陶瓷粉末的材质或组成均与工作部分相同；所述过渡线为纯铂金属材质，线径为0.25mm，过渡线丝径较发热丝粗，以此保证加热功率主要集中于工作部分。发热丝回路引出部分(两个引出端)与过渡线相连，连接工艺为点焊工艺，焊点位于器件的过渡段部分；两个发热丝引出端各与一根过渡线相连，形成的两个焊点202使用陶瓷骨架套装进行有效保护。(过渡段部分所用陶瓷骨架为一个双孔氧化铝陶瓷管，陶瓷管的每个孔内各保护一个焊点)

所述铠装壳体Ⅰ和铠装壳体Ⅱ为薄壁管状结构，外径为2mm，壁厚小于0.15mm，从而降低热量向后端的传导。

本发明铠装加热器工作部分呈螺旋状周向分布于推进系统催化床4外壁，工作部分能够与推力器催化床紧密贴合，保证铠装加热器的加热效率(图5)。铠装壳体Ⅰ在工作部分引出后弯折90°角，从而保护后端的过渡部分结构。

所述引出部分包括外套管301、多股引线302和耐高温绝缘胶303，所述多股引线与过渡线通过氩气保护微弧焊工艺焊接在一起，多股引线与星用电源相连。图5为两根多股引出线引出，两根引线分别连接电源正负两极。所用耐高温胶需要具有足够强度，同时能够耐受250℃高温，如硅氮烷耐高温胶。

本发明螺旋型高温铠装加热器已安装在高能绿色推力器上，目前已随推力器完成了热真空飞行模拟试验，器件在无包覆情况下能够在短时间内将催化床预热至400℃以上，此时器件表面温度超过600℃以上。铠装加热器在试验中完成多个预热任务，同时还经历多个点火过程，试验结束后，器件电性能良好。实验证明，器件不仅能够耐受1500℃的高温点火过程，还具有较高的加热效率和使用寿命，能够保证绿色高能推力器的正常工作。图6所示为安装在推力器上的螺旋型高温铠装加热器；图7所示为推力器工作过程照片。

上述实施例仅为本发明的优选实施例，并非对本发明保护范围的限制，但凡采用本发明的设计原理，以及在此基础上进行非创造性劳动而做出的变化，均应属于本发明的保护范围之内。