[发明专利]一种微型空间液化气推力器用推力室一体化热控装置

说明书

本发明涉及航天飞行器姿、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。

技术领域

本发明涉及航天飞行器姿、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。

背景技术

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。

发明内容

本发明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。

本发明的技术方案是：

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。