[发明专利]内置式多孔加热器

说明书

技术领域

本发明涉及航天飞行器推进系统中电热推力器内部的加热元件，具体地说是一种安置在推力器内部的内置式多孔加热器，当推进剂介质通过加热器中的网状多孔电热材料时能被迅速加热。

背景技术

推力器是保持或改变航天飞行器运行轨道和运动姿态的推进系统执行机构。电热推力器的加热元件一方面可以提升推进剂的温度以提高推力器的比冲，从而提高推力器的效率；另一方面，有些推进剂可以在推力器中直接被电热后分解，免用催化剂，从而提高推力器的可靠性。因此，在国际上，无论是军用卫星还是商用卫星，电热推力器在微型推进系统中都得到了广泛的应用；在我国，电热推力器还处在研制阶段。

电热推力器中的加热元件是其关键部件。英国SSTL公司研制的一种电热推力器用于轨道提升，其所采用加热器的发热体为镍铬丝，可以把推进剂介质加热到1000K，但功率达到100W，体积也较大，不能满足小型电热推力器的需要。SSTL公司还对碳材料的整体加热器的加热性能进行了试验，当功率为30W时，可以将0.09克/秒的推进剂Xe从常温加热到210℃，但其耐热温度仅为600℃。本发明中的内置式多孔加热器，当功率为20W时，加热器的中心温度能达到700℃，并具有体积小，加热面积大，加热效率高等优点，能满足小型低功率电热推力器的要求。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种应用于航天飞行器推进系统中电热推力器上的内置式多孔加热器，该加热器热交换面积大，功率密度低，体积小、绝缘和密封性能好；加热元件内置并实现了与推力室集成化。

本发明的技术方案是：

一种内置式多孔加热器，包括一体化发热芯、铠装壳体、过渡引出组件、引出段和外引线；

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，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装入周边氮化硼管；氮化硼管间以无机胶固定；

所述铠装壳体包括不锈钢圆筒、法兰盘和变径管，不锈钢圆筒和变径管通过法兰盘焊接在一起，一体化发热芯封装在不锈钢圆筒中，法兰盘中心留有过渡线的引出孔；

所述过渡引出组件包括过渡线和复合组成的绝缘材料部件，过渡线为多股镍铬合金丝，其截面积为发热体真实截面积的4～5倍；复合组成的绝缘材料部件包括双孔氮化硼圆片、石英管、无机胶和氧化镁微粉；双孔氮化硼圆片利用无机胶粘接在一体化发热芯与法兰盘之间，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(以保证两根过渡线之间绝缘)，然后经双孔氮化硼圆片上的两个孔进入变径管中，过渡线引出变径管后与外引线相连，变径管中的过渡线外套石英管，变径管中充填无机胶和氧化镁微粉；两根过渡线经双孔氮化硼圆片上的两个孔引出，以保证发热体与铠体的绝缘。

过渡线与外引线连接点用热缩套管包覆后，采用耐高温环氧胶将其与变径管末端一起固封在不锈钢管中，构成引出段；所述过渡线为多股镍铬丝(镍的质量百分含量80％，铬的质量百分含量20％)，所述外引线为多股镀银铜导线(聚酰亚胺膜绕包)。

所述发热体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％，铝的质量百分含量为2～10％。

所述发热体是将泡沫镍板加工为条形螺旋状的泡沫镍后，对条形螺旋状的泡沫镍采用固相渗铬法渗铬后进行真空热处理，获得网状多孔镍铬合金；或者将条形螺旋状的泡沫镍采用固相渗铬、再渗铝后进行真空热处理，获得网状多孔镍铬铝合金。

所述氮化硼管是利用激光打孔技术在每根氮化硼管壁上制成均匀密集的孔洞，管两端开槽制成；氮化硼管的两端开槽口，用以安装和固定发热体。

所述氮化硼管其孔洞在管的圆周上均匀分布，相邻二排孔洞间隔排列，即某一个孔洞的圆心在邻排两孔洞圆心连线的垂直平分线上；孔洞总面积大于管壁面积的50％；

所述周边氮化硼管的内径为3～5mm，壁厚为0.2～0.5mm，长度为10～15mm；所述中心氮化硼管其长度为周边氮化硼管的五分之四到二分之一之间，其厚度为周边氮化硼管的一倍到二倍之间，其内径与周边氮化硼管相同；

所述隔片为条形氮化硼，其长度和厚度分别与中心氮化硼管的长度和壁厚相同，其宽度与中心氮化硼管的内径相同；