內置式多孔加熱器的電引出、封裝結構及其方法技術

本發明專利技術公開了一種內置式多孔加熱器電引出及封裝技術，所述電引出技術是采用過渡線過渡引出方式，內置式多孔加熱器采用鎧體封裝；鎧體由不銹鋼圓筒、法蘭盤和變徑管通過激光焊接在一起構成，所述變徑管由薄壁變徑管和薄壁管組成，薄壁變徑管和薄壁管通過連接環焊接在一起；內置式多孔加熱器的一體化發熱芯封裝在不銹鋼圓筒中，過渡線外套絕緣件封裝在變徑管中；薄壁管中充填無機膠，薄壁變徑管中充填氧化鎂微粉，薄壁變徑管末端及過渡線與外引線的接點用高溫環氧膠固封在不銹鋼管中。本發明專利技術應用于空間飛行器電熱推力器所需熱控設施的內置式多孔加熱器上，使其能夠耐高溫、抗熱震，并具有良好的高溫絕緣性能和氣密性。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及航天飛行器用于調整其姿態、軌道的電熱推力器，具體為一種內置式 多孔加熱器的電引出、封裝結構及其方法。
技術介紹
內置式多孔加熱器應用于空間飛行器推進系統中，推進劑直接噴注到加熱器的發 熱體上，迅速被加熱(或發生化學反應)，產生大量的氣體，從尾噴管噴出，產生推力。以 電熱肼推力器為例，肼的熱分解溫度為450°C，分解時放出大量的熱，使推力室的溫度達到 900°C。也就是說，內置式多孔加熱器的發熱芯須承受900°C高溫，而可與衛星插座相連的外 引線(聚酰亞胺包覆多股鍍銀銅導線)只能承受200°C以下的溫度。因此，加熱器發熱體 不能采用直接由外引線引出的方式。三維網狀多孔鎳鉻合金是由中空的金屬桿相互連接而 成，桿壁很薄(微米量級)，所以泡沫合金與金屬絲的焊接非常困難。如果采用熔焊，溫度太 高容易損傷薄壁的泡沫材料；如果采用釬焊，高溫下可能發生不良的冶金反應。內置式多孔加熱器應用于空間飛行器推進系統中，依據推力器工作時加熱器各段 溫度不同，可以把加熱器分成3段工作段(900°C)、過渡引出段(900 200°C)和固封段 (200°C )。一體化發熱芯的鎧體即為推力器的推力室，為保證推進劑全部由尾噴管噴出，對 加熱器的氣密性提出較高要求。因此，在器件封裝過程中必須根據使用溫度選擇封裝材料， 還要考慮加熱器自身的各種材料特性，選擇可以實施的工藝方案，同時必須保證器件的絕 緣性能。這些給封裝工作帶來困難，沒有可以借鑒的方案。
技術實現思路
本專利技術的目的在于提供一種對于內置式多孔加熱器可實現連接可靠、氣密效果 好、絕緣性能佳的。本專利技術的技術方案是一種內置式多孔加熱器的電引出、封裝結構，包括一體化發熱芯、鎧體、過渡線和 外引線；所述一體化發熱芯包括發熱體和發熱體骨架；發熱體骨架由七根氮化硼管經密排 而成，所述密排具體為六根周邊氮化硼管以一根中心氮化硼管為中心對稱排布；中心氮化 硼管管內軸向放置隔片，周邊氮化硼管的兩端開有槽口，發熱體經槽口依次往復穿入周邊 氮化硼管，氮化硼管間用無機膠固定；所述鎧體由不銹鋼圓筒、法蘭盤和變徑管通過激光焊 接在一起構成，一體化發熱芯封裝在不銹鋼圓筒中；所述過渡線其一端與發熱體兩端相連 后從中心多孔氮化硼管中隔片兩側引出，引出后其另一端與外引線相連；所述變徑管由薄 壁變徑管和薄壁管組成，薄壁變徑管和薄壁管通過連接環焊接在一起；過渡線外套絕緣件 封裝在薄壁管和薄壁變徑管中；薄壁管中充填無機膠，薄壁變徑管中充填氧化鎂微粉，薄壁 變徑管末端及過渡線與外引線的接點用高溫環氧膠固封在不銹鋼管中；所述過渡線為多股 鎳鉻絲，所述外引線為多股鍍銀銅導線。所述一體化發熱芯上端粘接雙孔氮化硼圓片，一體化發熱芯下端為氮化硼環以保證一體化發熱芯與鎧體間的絕緣性能；所述隔片其材質為氮化硼；與發熱體兩端相連的過 渡線從中心多孔氮化硼管引出后再從雙孔氮化硼圓片的兩個孔中穿出，然后進入薄壁管。所述法蘭盤為圓形，邊緣處有與不銹鋼圓筒上端焊接的臺階，中心處有孔，用于與 薄壁管焊接；薄壁管的外徑與法蘭盤中心的孔的直徑相同，以使焊接時二者緊密貼合。所述無機膠為硅酸鹽耐高溫無機膠，其固相成分與液相成分質量比為2 I;液相 成分為硅酸鉀溶液，其模數比Si02/K20 = 4 ;固相成分為二氧化硅粉末與氧化鋁粉末混合而 成，二氧化硅粉末與氧化鋁粉末的質量比3 I ;二氧化硅粉末中不同粒徑二氧化硅的質量 比為10納米1000目600目400目200目=1: 2 : 2. 5 : 2. 5 : 2 ;氧化鋁粉 末中不同粒徑氧化鋁的質量比為1200目40目=2 : 8。所述絕緣件為粗單孔石英管和細單孔石英管，過渡線在薄壁管中的部分外套粗單 孔石英管，過渡線在薄壁變徑管中的部分外套細單孔石英管。 所述不銹鋼圓筒上端開口，下端有介質流出孔，筒壁上開有介質流入孔。內置式多孔加熱器的電引出、封裝的方法，包括如下步驟(I)過渡線與發熱體的連接將過渡線(Ni的質量百分含量為80%、Cr的質量百 分含量為20%的多股鎳鉻合金絲((H).3mm、100~300mm))對折，一端反復折疊，作為 與發熱體的搭接處，另一端作為與發熱體的纏繞絲；將發熱體末端壓實放到搭接處，用纏繞 絲纏繞；然后用儲能式點焊機將纏繞絲、發熱體和搭接處點焊在一起；再將過渡線從中心 氮化硼管中引出；(2)薄壁管與法蘭盤的焊接將薄壁管的下端插入法蘭盤中心的孔中，使薄壁管 的下端與法蘭盤靠近不銹鋼圓筒的上端面對齊，采用脈沖激光焊設備將二者熔焊在一起；(3)法蘭盤與雙孔氮化硼圓片的粘接用微型鉆在氮化硼圓片的中心部位開出兩 個小孔，即為雙孔氮化硼圓片，在法蘭盤下端面上涂抹無機膠，將雙孔氮化硼圓片壓在無機 膠上，膠層厚度為O. 2 O. 3mm，將其在室溫下放置12小時，然后在爐中80°C保溫2小時， 再150°C保溫2小時，隨爐冷卻后取出；(4) 一體化發熱芯在不銹鋼圓筒中的封裝先將氮化硼環片放入不銹鋼圓筒底 部，再將一體化發熱芯放入不銹鋼圓筒中；從中心氮化硼管中引出的過渡線再從雙孔氮化 硼圓片的兩個孔中引出后，進入薄壁管；不銹鋼圓筒的上端與法蘭盤邊緣的臺階貼合，采用 脈沖激光焊接技術將不銹鋼圓筒與法蘭盤焊接在一起，使一體化發熱芯固定在不銹鋼圓筒 中；(5)薄壁管中無機膠的填充將無機膠填充入薄壁管中，隨后將兩根粗單孔石英 管分別套在兩根過渡線上，并把石英管完全插入薄壁管中，在真空箱中排氣，10分鐘后取 出；再向薄壁管中添加無機膠，灌封壓實，室溫放置24小時后，將器件放入爐中固化，80°C 保溫2小時后，120°C保溫2小時，再150°C保溫2小時，隨爐冷卻后取出；(6)過渡線在薄壁變徑管中的封裝過渡線固定在薄壁管中后，將過渡線在對折 點處切斷，每根過渡線拆分為兩股過渡線；把連接環套在薄壁管與薄壁變徑管的對接處，對 連接環與薄壁管搭接處及連接環與薄壁變徑管搭接處采用脈沖激光進行焊接；在四股過渡 線上分別套上細單孔石英管，向薄壁變徑管中充填氧化鎂微粉，固定細單孔石英管和過渡 線；當過渡線從薄壁變徑管中引出后，利用儲能式點焊機將每根過渡線的兩股鎳鉻絲在斷 開處重新焊接起來。(7)外引線的連接將多股鍍銀銅導線平分為兩股，呈人字形分別纏繞在兩根過 渡線上，搪錫加固形成外引線接頭，在外引線接頭外套以熱縮套管保護。所述高溫環氧膠是由環氧樹脂、固化劑和氧化鎂微粉混合后室溫放置24小時固 化而成，環氧樹脂、固化劑和氧化鎂微粉的重量比例為10 10 1，所述固化劑為二乙烯三 胺；所述粗單孔石英管與薄壁管等長，所述熱縮套管其材質為聚四氟乙烯。所述薄壁管和薄壁變徑管壁厚相同，薄壁變徑管與連接環連接處的直徑與薄壁管 直徑相同，連接環的內徑與薄壁管的外徑相同。上述內置式多孔加熱器的電引出、封裝結構應用于航天飛行器姿、軌控推力器所 用的熱控裝置中。所述的一體化發熱芯中發熱體為條形螺旋狀，其材質為網狀多孔鎳鉻合金或網狀 多孔鎳鉻鋁合金，是由相互連通的中空薄壁金屬棱構成三維網狀多孔結構，其孔隙相互連 通、分布均勻；孔隙率為90 98%，孔徑尺寸為90 110PPI ;所述網狀多孔鎳鉻合金中鉻 的質量百分含量為18 35 %;所述網狀多孔鎳鉻鋁合金中鉻的質量百分含量為18 35 %， 招的質量百分含量本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種內置式多孔加熱器的電引出、封裝結構，其特征在于：包括一體化發熱芯、鎧體、過渡線和外引線；所述一體化發熱芯包括發熱體和發熱體骨架；發熱體骨架由七根氮化硼管經密排而成，所述密排具體為六，根周邊氮化硼管以一根中心氮化硼管為中心對稱排布；中心氮化硼管管內軸向放置隔片，周邊氮化硼管的兩端開有槽口，發熱體經槽口依次往復穿入周邊氮化硼管，氮化硼管間用無機膠固定；所述鎧體由不銹鋼圓筒、法蘭盤和變徑管通過激光焊接在一起構成，一體化發熱芯封裝在不銹鋼圓筒中；所述過渡線其一端與發熱體兩端相連后從中心多孔氮化硼管中隔片兩側引出，引出后其另一端與外引線相連；所述變徑管由薄壁變徑管和薄壁管組成，薄壁變徑管和薄壁管通過連接環焊接在一起；過渡線外套絕緣件封裝在薄壁管和薄壁變徑管中；薄壁管中充填無機膠，薄壁變徑管中充填氧化鎂微粉，薄壁變徑管末端及過渡線與外引線的接點用高溫環氧膠固封在不銹鋼管中；所述過渡線為多股鎳鉻絲，所述外引線為多股鍍銀銅導線。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：張榮祿，段德莉，劉陽，趙宇航，張月來，李曙，
申請(專利權)人：中國科學院金屬研究所，
類型：發明
國別省市：