一种航天器电推进系统用高温加热器的制作方法技术方案

本发明专利技术公开了一种航天器电推进系统用高温加热器的制作方法，其特点在于：加热器采用钛合金、氧化铝陶瓷相组合的铠装壳体结构、高温陶瓷电热浆料加热丝和氧化铝陶瓷结构导热基底。采用模具和机加方法加工出钛合金和氧化铝铠装壳体结构，然后采用丝网印刷、高温固化形成电阻丝，最后采用高温钎焊焊接加热器引线。该加热器相比传统加热器具有能够耐受250℃高温、结构强度高、轻小、长寿命、高可靠等特点。点。点。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器电推进系统用高温加热器的制作方法


[0001]本专利技术涉及航天器高温加热器
，具体涉及一种航天器电推进系统用高温加热器的制作方法，特别是用于卫星电推进系统阴极温度控制的耐高温加热器的制作。

技术介绍

[0002]随着空间技术的发展，轻量化和长寿命航天器是未来的主要发展方向。电推进系统是实现航天器长寿命的先进技术。
[0003]电推进系统的中和器等功能组件需要一定的温度环境才能正常工作。由于航天器在轨运行期间，推进系统是间歇性工作，不工作时段，当航天器处于地球阴影区时，中和器等暴露在宇宙空间中的部组件温度将低至
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150℃，需采用加热器将其温度维持在
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50℃以上。而在工作时间段，又会高达250℃。这就要求加热器能够加热的同时，还要耐受250℃的高温并长期工作。现有的卫星用铠装加热丝加热器耐温不大于180℃、同时加热丝无法安装在中和器等零部件表面，亟需研制高温型加热器。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，本专利技术提供了一种航天器电推进系统用高温加热器的制作方法，能够在暴露空间环境下、250℃温度下长期可靠工作的加热器的制作方法。
[0005]为达到上述目的，本专利技术中，加热器包括底板和铠装板，加热器制作步骤如下：
[0006]步骤1.采用机加方式完成铠装板的结构加工；铠装板为钛合金材质，其中具有空腔；铠装板在引线焊点对应区域预留两个出线孔用于引线出线。
[0007]采用模具加烧结工艺，完成底板加工；底板为带厚膜电热电阻的氧化铝陶瓷板，其上加工沉孔用于螺钉装配；底板内表面印刷有陶瓷基导电浆料电阻丝；电阻丝均采用银基钌酸铋厚膜浆料，外部引线采用星用耐高温引线。
[0008]步骤2.在步骤1加工的氧化铝陶瓷底板上，全部印刷一层绝缘陶瓷浆料作为过渡层，然后在室温下固化设定时间，然后800℃
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850℃下高温烧结设定时间以完成过渡层制备。
[0009]步骤3.在步骤2制作的过渡层上设计的电极区域采用丝网印刷电极银浆，在室温下固化设定时间，然后800℃
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850℃下高温烧结设定时间以完成电极制备，电极反复多次印刷烧结，使厚度达到300μm以上。
[0010]步骤4.在步骤3制作的过渡层表面采用电阻印刷丝网完成银基钌酸铋厚膜浆料电阻图形印刷，然后在室温下固化设定时间，然后800℃
‑
850℃下高温烧结设定时间以完成电阻丝制备。
[0011]步骤5.在步骤4完成的基础上，除电极区域外整体印刷绝缘陶瓷浆料保护层，然后在室温下固化设定时间，然后800℃
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850℃下高温烧结设定时间以完成保护层制备。
[0012]步骤6.采用银钎焊工艺完成引线焊接，并在焊接够的接头表面涂覆耐高温硅橡胶，50℃固化24h，形成焊点绝缘保护层。
[0013]步骤7.采用螺钉将钛合金铠装壳体和氧化铝基板固定。
[0014]进一步地，引线区域尺寸为10mm
×
10mm。
[0015]进一步地，底板采用较厚的1.2mm的氧化铝陶瓷，以保证设计要求中平面度优于0.05mm的技术指标，同时用于在上面加工沉孔以用于螺钉装配。
[0016]进一步地，室温下固化设定时间，具体为室温下固化时间为20分钟至40分钟之间。
[0017]进一步地，高温烧结设定时间，具体为高温烧结时间为10分钟至20分钟之间。
[0018]有益效果：
[0019]本专利技术可以使卫星电推进系统组件在不工作期间且处于地球阴影区低温段时保证其处于适宜的温度范围。同时，还可使加热器在推进系统工作时耐受高达250℃的温度环境而不损伤。同时，采用钛合金和氧化铝复合铠装结构在满足空间环境适应性的同时提高了热导率，节省了电功率。
附图说明
[0020]图1是高温加热器结构示意图；其中1为氧化铝基板，11为印刷在氧化铝基板上的电阻浆料电阻丝，2为钛合金铠装板；
[0021]图2是本专利技术实施例提供的一种航天器电推进系统用高温加热器的制作方法流程图。
具体实施方式
[0022]下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。
[0023]本专利技术的解决方案是：
[0024]加热器整体结构主要包括上层钛合金铠装壳体和带厚膜电热电阻的氧化铝底板两层结构，如图1所示。其中上层层铠装外壳整体厚度为2.3mm，其中空腔高度1.3mm，盖板顶部厚度1mm。在引线区域(10mm
×
10mm)为保证焊点空间，盖板厚度仅为0.5mm，从而给引线焊点区域预留空间为1.8mm。底板采用较厚的1.2mm的氧化铝陶瓷，以保证设计要求中平面度优于0.05mm的技术指标，同时可用于在上面加工沉孔以用于螺钉装配。两层铠装结构采用M2沉头螺钉连接，铠装外壳在引线焊点对应区域预留两个直径1.2mm出线孔用于引线出线。
[0025]加热器制作步骤如图2所示如下：
[0026]步骤1.按照结构设计，采用机加方式完成钛合金铠装壳体结构加工；
[0027]按照结构设计，采用模具加烧结工艺，完成氧化铝陶瓷底板加工；
[0028]步骤2.在步骤1加工的氧化铝陶瓷底板上，全部印刷一层绝缘陶瓷浆料作为过渡层，然后在室温下固化设定时间，室温下固化时间为20分钟至40分钟之间，本专利技术实施例中设定为25min，然后800℃
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850℃下高温烧结设定时间，高温烧结时间为10分钟至20分钟之间，本专利技术实施例中设定为15min以完成过渡层制备。
[0029]步骤3.在步骤2制作的过渡层上设计的电极区域采用丝网印刷电极银浆，在室温下固化20
‑
40min，本专利技术实施例设定为25min，然后800℃
‑
850℃下高温烧结10
‑
20min，本专利技术实施例设定为15min以完成电极制备，电极需要反复多次印刷烧结以使厚度达到300μm以上，从而满足银焊焊接要求；
[0030]步骤4.在步骤3制作的过渡层表面采用电阻印刷丝网完成银基钌酸铋厚膜浆料电
阻图形印刷，然后在室温下固化20
‑
40min，本专利技术实施例设定为25min，然后800℃
‑
850℃下高温烧结10
‑
20min，本专利技术实施例设定为15min以完成电阻丝制备；
[0031]步骤5.在步骤4完成的基础上，除电极区域外整体印刷绝缘陶瓷浆料保护层，然后在室温下固化20
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40min，本专利技术实施例设定为25min，然后800℃
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850℃下高温烧结10
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20min，本专利技术实施例设定为15min以完成保护层制备；
[0032]步骤6.采用银钎焊工艺完成引线焊接，并在焊接够的接头表面涂覆耐高温硅橡胶，50℃固化24h，形成焊点绝缘保护层。
[0033]步骤7.采用螺钉将钛合金本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器电推进系统用高温加热器的制作方法，其特征在于，所述加热器包括底板(1)和铠装板(2)；所述加热器制作步骤如下：步骤1.采用机加方式完成铠装板(2)的结构加工；所述铠装板(2)为钛合金材质，其中具有空腔；铠装板(2)在引线焊点对应区域预留两个出线孔用于引线出线；采用模具加烧结工艺，完成底板(1)加工；所述底板(1)为带厚膜电热电阻的氧化铝陶瓷板，其上加工沉孔用于螺钉装配；底板(1)内表面印刷有陶瓷基导电浆料电阻丝(11)；电阻丝(11)均采用银基钌酸铋厚膜浆料，外部引线采用星用耐高温引线；步骤2.在步骤1加工的氧化铝陶瓷底板(1)上，全部印刷一层绝缘陶瓷浆料作为过渡层，然后在室温下固化设定时间，然后800℃
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850℃下高温烧结设定时间以完成过渡层制备；步骤3.在步骤2制作的过渡层上设计的电极区域采用丝网印刷电极银浆，在室温下固化设定时间，然后800℃
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850℃下高温烧结设定时间以完成电极制备，电极反复多次印刷烧结，使厚度达到300μm以上；步骤4.在步骤3制作的过渡层表面采用电阻印刷丝网完成银基钌酸铋厚膜浆料电阻图形印刷，然后在室温下固化设定时间，然后800℃
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【专利技术属性】
技术研发人员：曹生珠，何延春，李林，杨淼，熊玉卿，李中华，李毅，左华平，徐嶺茂，高恒蛟，成功，
申请(专利权)人：兰州空间技术物理研究所，
类型：发明
国别省市：