本发明专利技术涉及航天飞行器姿、轨控发动机的热控设施，具体是一种微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置。该装置的铠壳设有铠体，铠体为中空的圆柱体，包括同一轴线的工作段、引出段和焊台，工作段、引出段和焊台的中心孔相连通形成中部空腔，所述中部空腔内设置蓄换热器；工作段的铠壁中沿圆周方向均匀加工安装槽或安装孔，引出段设有环形引出槽，其外壁上沿圆周方向均匀加工引出孔；发热芯固定于铠体工作段的安装槽或安装孔中，发热芯与外引线的连接采用发热芯过渡引出组件过渡引出方式。本发明专利技术应用于航天飞行器推进系统推力室的热控，其蓄换热性能、电热性能、绝缘性能和装配性能均超过使用要求。均超过使用要求。
【技术实现步骤摘要】
一种微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置
[0001]本专利技术涉及航天飞行器姿、轨控发动机的热控设施，应用于微小卫星的推进系统，具体地说是一种微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置。
技术介绍
[0002]航天器推进系统是调整飞行器运行轨道和飞行姿态的控制分系统，主要包括冷气推进、化学推进和电推进。液化气推进属于冷气推进，其工作效率高，可采用多种液化剂做为推进剂，广泛应用在各类空间飞行器上。以往液化气推力室中没有蓄换热器，功耗大，换热效率低，导致推力器比冲低，稳定性差；另一方面，以往推力室热控采用的铠装加热丝盘绕方案，存在电阻低须采用二次电源、不耐潮湿、高温绝缘性能差、占用面积大却热接触不良、换热效率低、安装方式复杂、拆装困难、一体化程度低等缺点。因此，有必要开展新型液化气热控装置的研制，此项工作对于提高我国应用卫星的在轨性能、机动能力、运行寿命和可靠性等，具有十分重要的意义。
技术实现思路
[0003]本专利技术的目的是提供一种应用于航天飞行器推进系统中微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，实现了液化气推力室中的蓄换热器功能、体积小热接触面积大、换热效率高；电阻高可用一次电源、功率调整范围宽，同时实现加热与测温，热控精度高，具有耐潮湿和绝缘性能好，与推力室一体化设计，便于安装等优点。
[0004]本专利技术的技术方案是：
[0005]一种微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，该装置包括铠壳、发热芯及其过渡引出组件、测温传感器、蓄换热器及外引线，具体结构如下：<br/>[0006]铠壳设有铠体，铠体为中空的圆柱体，包括工作段、引出段和焊台，工作段、引出段和焊台的中心孔相连通形成中部空腔，所述中部空腔内设置蓄换热器；工作段的铠壁中加工安装槽或安装孔，引出段设有环形引出槽，其外壁上加工引出孔；
[0007]发热芯固定于铠体工作段的安装槽或安装孔中，发热芯与外引线的连接采用发热芯过渡引出组件过渡引出方式，发热芯过渡引出组件固定在铠体工作段的安装槽或安装孔以及铠体工作段的环形引出槽中。
[0008]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，铠壳还设有端盖，端盖为圆环形，安装在引出段的环形引出槽端面上；端盖通过激光密封焊工艺封装焊接在铠体的引出段上，并与引出段焊接成为一体。
[0009]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，铠体内孔直径为5～10mm，工作段外径为15～20mm，引出段外径为18～23mm，焊台外径为10～15mm，铠体总长15～32mm。
[0010]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，安装槽或安装孔，安装槽深度10～20mm，槽宽0.8～1.5mm，安装槽为弧状，弧径4～7mm；安装孔深度10～20mm，孔径
0.8～1.5mm；引出孔直径为0.5～2mm。
[0011]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，铠体和端盖由同种金属材料加工而成，所用金属材料根据装置需要承受的温度选择铜、不锈钢或高温合金。
[0012]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，蓄换热器为圆柱体结构，安装在铠体的中部空腔内，并与铠体的中部空腔紧密配合。
[0013]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，蓄换热器由三维网状多孔金属材料加工而成，其孔径为50～100ppi，相对密度为20％～50％，根据使用温度选铜基或镍基材料。
[0014]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，发热芯由发热体和石英管构成，发热体设置于石英管内，发热体采用螺线管型电热合金丝，螺线管型电热合金丝穿装在石英管中，并在石英管内部空隙中充填氧化镁微粉。
[0015]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，发热芯过渡引出组件由发热体与过渡线的连接点Ⅰ、过渡线与外引线的连接点Ⅱ、过渡线外包覆绝缘套管及连接点Ⅱ外包覆热缩套管构成；
[0016]在发热芯过渡引出组件中，过渡线的一端与发热体相连、且在相连处形成连接点Ⅰ，过渡线一端伸至石英管内的部分和连接点Ⅰ位于单孔石英管中；过渡线的另一端与外引线的一端相连、且在相连处形成连接点Ⅱ，过渡线另一端伸至石英管外的部分包覆绝缘套管，绝缘套管依据使用温度选择陶瓷管、石英管或聚酰亚胺管；连接点Ⅱ通过外设热缩套管进行绝缘保护，过渡线另一端伸至石英管外的部分、连接点Ⅱ和外引线固定在铠体引出段的环形引出槽中，并在环形引出槽内部空隙中充填氧化镁微粉，外引线的另一端穿过引出孔伸至引出段外，并在引出孔内部空隙中充填环氧胶固定外引线。
[0017]所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，测温传感器采用高精度铂电阻作为感温元件，测温传感器固定在铠体工作段的安装槽或安装孔中。
[0018]本专利技术的设计思想是：
[0019]本专利技术集推力室一体化的热控装置应用于航天飞行器微小卫星的推进系统，发动机点火前对热控装置进行预热，点火时液体推进剂经过热控装置的蓄换热器被迅速加热气化，产生推力。微小液化气推力器装置采用丁烷、液氨等液化气作为推进剂，实现小推力(100mn以下)、快响应(开关响应时间小于5ms)的功能特点，为飞行器提供小冲量的脉冲动力。装置实现了模块化一体设计，系统简单可靠，安装简便。
[0020]本专利技术具有如下优点及有益效果：
[0021]1.本专利技术微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置具有圆柱体网状结构蓄换热器，与被加热推进剂接触面积大，换热效率高；蓄换热器孔隙率适中，不影响气体流动；铠体为金属材料，向蓄换热器导热快，加热效率高。因此，该装置特别适用于采用丁烷、液氨等液化气作为推进剂的推力器。
[0022]2.本专利技术微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置能够在较小的工作段内形成较大的电阻，实现高电压、低功率下对被加热部分进行加热；同时，器件具有较低的功率密度，使用更安全，运行寿命长。
[0023]3.本专利技术采用加热、测温和换热一体化的设计和工艺，十分便于在空间推力器上安装应用。
[0024]4.本专利技术采用在铠壳安装槽底部安装氮化硼薄片的设计和工艺，防止骨架各段间发热体与铠壳接触，发热芯与安装槽的空隙均充填氧化镁微粉，使发热体与壳之间既具有良好的传热能力也有很高的绝缘强度。
[0025]总之，本专利技术所述微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置通过采用一体化设计方案，集加热、测温与换热于一体，热控精度高，安装使用方便；采用三维网状多孔材料加工蓄换热室，比表面积大，换热效率高，孔隙贯通，流阻适中，不影响气体流动；采用多段式发热芯、过渡引出、整体铠装设计和工艺，实现了装置直接使用卫星一次电源、功率调整范围宽、加热效率高；应用于航天液化气推力器的热控，其换热性能、电热性能、绝缘性能和装配性能均满足航天部门的要求。
附图说明
[0026]图1为本专利技术的结构示意图。
[0027]图2
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图3为铠体结构示意图。其中，图2为主视图，图3为左视图。本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，其特征在于，该装置包括铠壳、发热芯及其过渡引出组件、测温传感器、蓄换热器及外引线，具体结构如下：铠壳设有铠体，铠体为中空的圆柱体，包括工作段、引出段和焊台，工作段、引出段和焊台的中心孔相连通形成中部空腔，所述中部空腔内设置蓄换热器；工作段的铠壁中加工安装槽或安装孔，引出段设有环形引出槽，其外壁上加工引出孔；发热芯固定于铠体工作段的安装槽或安装孔中，发热芯与外引线的连接采用发热芯过渡引出组件过渡引出方式，发热芯过渡引出组件固定在铠体工作段的安装槽或安装孔以及铠体工作段的环形引出槽中。2.按照权利要求1所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，其特征在于，铠壳还设有端盖，端盖为圆环形，安装在引出段的环形引出槽端面上；端盖通过激光密封焊工艺封装焊接在铠体的引出段上，并与引出段焊接成为一体。3.按照权利要求1所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，其特征在于，铠体内孔直径为5～10mm，工作段外径为15～20mm，引出段外径为18～23mm，焊台外径为10～15mm，铠体总长15～32mm。4.按照权利要求1所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，其特征在于，安装槽或安装孔，安装槽深度10～20mm，槽宽0.8～1.5mm，安装槽为弧状，弧径4～7mm；安装孔深度10～20mm，孔径0.8～1.5mm；引出孔直径为0.5～2mm。5.按照权利要求1所述的微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置，其特征在于，铠体和端盖由同种金属材料加工而成，所用金属材料根据装置需要承受的温度选择铜、不锈钢或高温合金。6.按照权利要求1所述的微型空间液化气推力器用推力室一体...
【专利技术属性】
技术研发人员：王鹏，侯思焓，杨晓光，张荣禄，李明阳，段德莉，张弘一，
申请(专利权)人：中国科学院金属研究所，
类型：发明
国别省市：
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