一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器技术方案

本发明专利技术公开了一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，属于铠装加热器件技术领域。所述铠装加热器包括工作部分、过渡部分和引出部分；所述工作部分紧贴推进系统催化床外侧壁面并沿其周向绕制呈螺旋状，所述工作部分包括铠装保护壳体、发热丝、致密陶瓷骨架和陶瓷粉末；所述的过渡部分由工作部分延伸并与工作部分引出方向呈90°角，包括铠装保护壳、致密陶瓷骨架、陶瓷粉末和过渡线；所述引出部分由外套管、多股外引线和耐高温绝缘胶组成。本发明专利技术采用过渡引出工艺，使功率集中，加热效率更高；使用铂铑合金作为发热丝和铠装壳体，加热器工作和耐受温度高；利用α‑Al

【技术实现步骤摘要】
一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器
本专利技术涉及铠装加热器件
，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。
技术介绍
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(N2H4)单组元推进剂是现有姿轨控推进系统中使用的主要推进剂，由于肼推进剂存在毒性高、冰点高、易燃易爆等安全问题，在推进系统安装过程中需要采取特殊的保护防护措施，大幅提高了卫星的发射成本和使用维护等相关费用。随着航天推进技术的发展，“高能化、绿色化”已逐渐成为航天器姿轨控推进系统用液体推进剂的主要发展方向。目前，研究较为广泛的两种绿色推进剂包括HAN(硝酸羟胺)和ADN(二硝酰胺铵)基推进剂，二者均具有安全、无毒、高能、冰点低等特点。然而高能绿色推力器在点火过程中，所需的预热和点火温度较高，例如，高能ADN基无毒推力器，其催化剂所需的预热温度一般需要达到300℃以上，同时，推进剂燃温高达1600℃以上，通过催化床传递至加热器的温度也在1500℃以上，这对铠装加热器的承温能力提出了更高的要求。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。
技术实现思路
为了克服现有技术中存在的上述不足之处，本专利技术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，本专利技术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-Al2O3，氧化铝含量高于99％，致密度高于90％；所述发热丝由铂铑合金制成，过渡线由金属铂制成；过渡线的丝径约为发热丝直径的1.5倍，以此保证加热功率集中于催化床外壁面。所述陶瓷粉末是由SiO2和Al2O3细粉按1：1重量比例均匀混合而成。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。本专利技术设计机理如下：与现有高温加热器相比，本专利技术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-Al2O3，而且氧化铝含量和致密度均高于90％，因此陶瓷骨架在强度、韧性、耐温性以及耐温度冲击等性能上都要优于陶瓷粉末，在高温下能够为发热丝提供更好的保护和支撑，降低器件短路的风险。本专利技术使用SiO2和Al2O3混合细粉对器件内部缝隙进行填充，前者具有更好的结合性能，后者具有更高的介电常数，二者按照1:1重量比例混合后能够提高器件的高温和振动性能。为了使加热器的功率集中于工作部分，本专利技术加热器使用了过渡引出设计，使用电导率更低的纯金属作为过渡线，提高加热器的有效功率，提高器件的加热功率。本专利技术与现有技术相比，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SiO2与Al2O3粉末充入器件内部，加热器高温抗震性能更好；(4)利用α-Al2O3陶瓷作为支撑和保护骨架，使器件绝缘性能更好，工作寿命和可靠性更高。附图说明图1为本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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专利技术作进一步说明。本专利技术提供一种星用高能推进系统本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，其特征在于：该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。/n

【技术特征摘要】
1.一种星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，其特征在于：该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。


2.根据权利要求1所述的星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，其特征在于：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。


3.根据权利要求2所述的星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，其特征在在于：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。


4.根据权利要求3所述的星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，其特征在在于：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。


5.根据权利要求4所述的星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器，其特征在在于：发热丝回路引出部分与过渡线相连，连接工艺为点焊工艺，焊点位于器件的过渡段部分。

...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨晓光，段德莉，李曙，侯思焓，张荣禄，王鹏，李明阳，
申请(专利权)人：中国科学院金属研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21