一种航天器电推进系统用高温加热器技术方案

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，涉及航天器电推进系统技术领域，该加热器采用钛合金、氧化铝陶瓷相组合的封闭壳体结构、高温陶瓷电热浆料加热丝和氧化铝陶瓷结构导热基底。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。可靠等特点。可靠等特点。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器电推进系统用高温加热器


[0001]本专利技术涉及航天器电推进系统
，具体涉及一种航天器电推进系统用高温加热器。

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，是一种能够在暴露空间环境下、250℃温度下长期可靠工作的加热器。
[0005]为达到上述目的，本专利技术的技术方案为：一种航天器电推进系统用高温加热器，包括底板和铠装板。
[0006]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，能够耐受250℃高温。焊点绝缘和加固采用能够耐受250℃高温环氧树脂以保证在绝缘密封的同时满足高温耐受性能要求。
[0007]铠装板为钛合金材质，其中具有空腔；铠装板在引线区域预留两个出线孔用于引线出线。底板和铠装板采用M2沉头螺钉连接。
[0008]进一步地，引线区域的尺寸为10mm
×
10mm。
[0009]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。
[0010]进一步地，电阻丝的宽度设计为2mm，间距3mm，印刷烧结后厚度30μm～35 μm。
[0011]进一步地，铠装板为钛合金材质，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。
[0012]有益效果：
[0013]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
[0014]图1是高温加热器结构示意图；其中1为底板(氧化铝基板)，11为印刷在底板上的电阻浆料电阻丝，2为铠装板(钛合金铠装板)。
具体实施方式
[0015]下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。
[0016]本专利技术解决的问题是：研制了一种能够在暴露空间环境下、250℃温度下长期可靠工作的加热器。
[0017]本专利技术的解决方案是：加热器整体结构示意图如图所示。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。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
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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。
[0018]氧化铝底板内表面印刷有陶瓷基导电浆料加热丝，加热丝宽度设计为2mm，间距3mm，印刷烧结后厚度30μm～35μm。加热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，能够耐受250℃高温；焊点绝缘和加固采用能够耐受250℃高温环氧树脂以保证在绝缘密封的同时满足高温耐受性能要求。
[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。
[0020]综上所述，以上仅为本专利技术的较佳实施例而已，并非用于限定本专利技术的保护范围。凡在本专利技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本专利技术的保护范围之内。
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【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，其特征在于，包括底板(1)和铠装板(2)；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，能够耐受250℃高温；焊点绝缘和加固采用能够耐受250℃高温环氧树脂以保证在绝缘密封的同时满足高温耐受性能要求；所述铠装板(2)为钛合金材质，其中具有空腔；铠装板(2)在引线区域预留两个出线孔用于引线出线；所述底板(1)和所述铠装板(2)采用M2沉头螺钉连接。2.如权利要求1所述的一种航天器电推进系统用高温加热器，其特征在于，引线区域的尺寸为...

【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：