内置式多孔加热器的电引出、封装结构及其方法技术

本发明专利技术公开了一种内置式多孔加热器电引出及封装技术，所述电引出技术是采用过渡线过渡引出方式，内置式多孔加热器采用铠体封装；铠体由不锈钢圆筒、法兰盘和变径管通过激光焊接在一起构成，所述变径管由薄壁变径管和薄壁管组成，薄壁变径管和薄壁管通过连接环焊接在一起；内置式多孔加热器的一体化发热芯封装在不锈钢圆筒中，过渡线外套绝缘件封装在变径管中；薄壁管中充填无机胶，薄壁变径管中充填氧化镁微粉，薄壁变径管末端及过渡线与外引线的接点用高温环氧胶固封在不锈钢管中。本发明专利技术应用于空间飞行器电热推力器所需热控设施的内置式多孔加热器上，使其能够耐高温、抗热震，并具有良好的高温绝缘性能和气密性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天飞行器用于调整其姿态、轨道的电热推力器，具体为一种内置式 多孔加热器的电引出、封装结构及其方法。
技术介绍
内置式多孔加热器应用于空间飞行器推进系统中，推进剂直接喷注到加热器的发 热体上，迅速被加热(或发生化学反应)，产生大量的气体，从尾喷管喷出，产生推力。以 电热肼推力器为例，肼的热分解温度为450°C，分解时放出大量的热，使推力室的温度达到 900°C。也就是说，内置式多孔加热器的发热芯须承受900°C高温，而可与卫星插座相连的外 引线(聚酰亚胺包覆多股镀银铜导线)只能承受200°C以下的温度。因此，加热器发热体 不能采用直接由外引线引出的方式。三维网状多孔镍铬合金是由中空的金属杆相互连接而 成，杆壁很薄(微米量级)，所以泡沫合金与金属丝的焊接非常困难。如果采用熔焊，温度太 高容易损伤薄壁的泡沫材料；如果采用钎焊，高温下可能发生不良的冶金反应。内置式多孔加热器应用于空间飞行器推进系统中，依据推力器工作时加热器各段 温度不同，可以把加热器分成3段工作段(900°C)、过渡引出段(900 200°C)和固封段 (200°C )。一体化发热芯的铠体即为推力器的推力室，为保证推进剂全部由尾喷管喷出，对 加热器的气密性提出较高要求。因此，在器件封装过程中必须根据使用温度选择封装材料， 还要考虑加热器自身的各种材料特性，选择可以实施的工艺方案，同时必须保证器件的绝 缘性能。这些给封装工作带来困难，没有可以借鉴的方案。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种对于内置式多孔加热器可实现连接可靠、气密效果 好、绝缘性能佳的。本专利技术的技术方案是一种内置式多孔加热器的电引出、封装结构，包括一体化发热芯、铠体、过渡线和 外引线；所述一体化发热芯包括发热体和发热体骨架；发热体骨架由七根氮化硼管经密排 而成，所述密排具体为六根周边氮化硼管以一根中心氮化硼管为中心对称排布；中心氮化 硼管管内轴向放置隔片，周边氮化硼管的两端开有槽口，发热体经槽口依次往复穿入周边 氮化硼管，氮化硼管间用无机胶固定；所述铠体由不锈钢圆筒、法兰盘和变径管通过激光焊 接在一起构成，一体化发热芯封装在不锈钢圆筒中；所述过渡线其一端与发热体两端相连 后从中心多孔氮化硼管中隔片两侧引出，引出后其另一端与外引线相连；所述变径管由薄 壁变径管和薄壁管组成，薄壁变径管和薄壁管通过连接环焊接在一起；过渡线外套绝缘件 封装在薄壁管和薄壁变径管中；薄壁管中充填无机胶，薄壁变径管中充填氧化镁微粉，薄壁 变径管末端及过渡线与外引线的接点用高温环氧胶固封在不锈钢管中；所述过渡线为多股 镍铬丝，所述外引线为多股镀银铜导线。所述一体化发热芯上端粘接双孔氮化硼圆片，一体化发热芯下端为氮化硼环以保证一体化发热芯与铠体间的绝缘性能；所述隔片其材质为氮化硼；与发热体两端相连的过 渡线从中心多孔氮化硼管引出后再从双孔氮化硼圆片的两个孔中穿出，然后进入薄壁管。所述法兰盘为圆形，边缘处有与不锈钢圆筒上端焊接的台阶，中心处有孔，用于与 薄壁管焊接；薄壁管的外径与法兰盘中心的孔的直径相同，以使焊接时二者紧密贴合。所述无机胶为硅酸盐耐高温无机胶，其固相成分与液相成分质量比为2 I;液相 成分为硅酸钾溶液，其模数比Si02/K20 = 4 ;固相成分为二氧化硅粉末与氧化铝粉末混合而 成，二氧化硅粉末与氧化铝粉末的质量比3 I ;二氧化硅粉末中不同粒径二氧化硅的质量 比为10纳米1000目600目400目200目=1: 2 : 2. 5 : 2. 5 : 2 ;氧化铝粉 末中不同粒径氧化铝的质量比为1200目40目=2 : 8。所述绝缘件为粗单孔石英管和细单孔石英管，过渡线在薄壁管中的部分外套粗单 孔石英管，过渡线在薄壁变径管中的部分外套细单孔石英管。 所述不锈钢圆筒上端开口，下端有介质流出孔，筒壁上开有介质流入孔。内置式多孔加热器的电引出、封装的方法，包括如下步骤(I)过渡线与发热体的连接将过渡线(Ni的质量百分含量为80%、Cr的质量百 分含量为20%的多股镍铬合金丝((H).3mm、100~300mm))对折，一端反复折叠，作为 与发热体的搭接处，另一端作为与发热体的缠绕丝；将发热体末端压实放到搭接处，用缠绕 丝缠绕；然后用储能式点焊机将缠绕丝、发热体和搭接处点焊在一起；再将过渡线从中心 氮化硼管中引出；(2)薄壁管与法兰盘的焊接将薄壁管的下端插入法兰盘中心的孔中，使薄壁管 的下端与法兰盘靠近不锈钢圆筒的上端面对齐，采用脉冲激光焊设备将二者熔焊在一起；(3)法兰盘与双孔氮化硼圆片的粘接用微型钻在氮化硼圆片的中心部位开出两 个小孔，即为双孔氮化硼圆片，在法兰盘下端面上涂抹无机胶，将双孔氮化硼圆片压在无机 胶上，胶层厚度为O. 2 O. 3mm，将其在室温下放置12小时，然后在炉中80°C保温2小时， 再150°C保温2小时，随炉冷却后取出；(4) 一体化发热芯在不锈钢圆筒中的封装先将氮化硼环片放入不锈钢圆筒底 部，再将一体化发热芯放入不锈钢圆筒中；从中心氮化硼管中引出的过渡线再从双孔氮化 硼圆片的两个孔中引出后，进入薄壁管；不锈钢圆筒的上端与法兰盘边缘的台阶贴合，采用 脉冲激光焊接技术将不锈钢圆筒与法兰盘焊接在一起，使一体化发热芯固定在不锈钢圆筒 中；(5)薄壁管中无机胶的填充将无机胶填充入薄壁管中，随后将两根粗单孔石英 管分别套在两根过渡线上，并把石英管完全插入薄壁管中，在真空箱中排气，10分钟后取 出；再向薄壁管中添加无机胶，灌封压实，室温放置24小时后，将器件放入炉中固化，80°C 保温2小时后，120°C保温2小时，再150°C保温2小时，随炉冷却后取出；(6)过渡线在薄壁变径管中的封装过渡线固定在薄壁管中后，将过渡线在对折 点处切断，每根过渡线拆分为两股过渡线；把连接环套在薄壁管与薄壁变径管的对接处，对 连接环与薄壁管搭接处及连接环与薄壁变径管搭接处采用脉冲激光进行焊接；在四股过渡 线上分别套上细单孔石英管，向薄壁变径管中充填氧化镁微粉，固定细单孔石英管和过渡 线；当过渡线从薄壁变径管中引出后，利用储能式点焊机将每根过渡线的两股镍铬丝在断 开处重新焊接起来。(7)外引线的连接将多股镀银铜导线平分为两股，呈人字形分别缠绕在两根过 渡线上，搪锡加固形成外引线接头，在外引线接头外套以热缩套管保护。所述高温环氧胶是由环氧树脂、固化剂和氧化镁微粉混合后室温放置24小时固 化而成，环氧树脂、固化剂和氧化镁微粉的重量比例为10 10 1，所述固化剂为二乙烯三 胺；所述粗单孔石英管与薄壁管等长，所述热缩套管其材质为聚四氟乙烯。所述薄壁管和薄壁变径管壁厚相同，薄壁变径管与连接环连接处的直径与薄壁管 直径相同，连接环的内径与薄壁管的外径相同。上述内置式多孔加热器的电引出、封装结构应用于航天飞行器姿、轨控推力器所 用的热控装置中。所述的一体化发热芯中发热体为条形螺旋状，其材质为网状多孔镍铬合金或网状 多孔镍铬铝合金，是由相互连通的中空薄壁金属棱构成三维网状多孔结构，其孔隙相互连 通、分布均匀；孔隙率为90 98%，孔径尺寸为90 110PPI ;所述网状多孔镍铬合金中铬 的质量百分含量为18 35 %;所述网状多孔镍铬铝合金中铬的质量百分含量为18 35 %， 招的质量百分含量本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种内置式多孔加热器的电引出、封装结构，其特征在于：包括一体化发热芯、铠体、过渡线和外引线；所述一体化发热芯包括发热体和发热体骨架；发热体骨架由七根氮化硼管经密排而成，所述密排具体为六，根周边氮化硼管以一根中心氮化硼管为中心对称排布；中心氮化硼管管内轴向放置隔片，周边氮化硼管的两端开有槽口，发热体经槽口依次往复穿入周边氮化硼管，氮化硼管间用无机胶固定；所述铠体由不锈钢圆筒、法兰盘和变径管通过激光焊接在一起构成，一体化发热芯封装在不锈钢圆筒中；所述过渡线其一端与发热体两端相连后从中心多孔氮化硼管中隔片两侧引出，引出后其另一端与外引线相连；所述变径管由薄壁变径管和薄壁管组成，薄壁变径管和薄壁管通过连接环焊接在一起；过渡线外套绝缘件封装在薄壁管和薄壁变径管中；薄壁管中充填无机胶，薄壁变径管中充填氧化镁微粉，薄壁变径管末端及过渡线与外引线的接点用高温环氧胶固封在不锈钢管中；所述过渡线为多股镍铬丝，所述外引线为多股镀银铜导线。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：张荣禄，段德莉，刘阳，赵宇航，张月来，李曙，
申请(专利权)人：中国科学院金属研究所，
类型：发明
国别省市：