[实用新型]星用高能推进系统的螺旋型高温铠装加热器

说明书

本实用新型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。本实用新型采用过渡引出工艺，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‑Al₂O₃陶瓷作为支撑和保护骨架，使器件绝缘性能更好，工作寿命更高。

技术领域

本实用新型涉及铠装加热器件技术领域，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。

背景技术

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。

实用新型内容

为了克服现有技术中存在的上述不足之处，本实用新型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，本实用新型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。