變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)加工與試驗(yàn)①

紀(jì)國(guó)圣，吳弘濤，李海旺

(北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京　100191)

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變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)加工與試驗(yàn)①

紀(jì)國(guó)圣，吳弘濤，李海旺

(北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191)

提出了一種基于微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)的全新橫向加工毫米級(jí)可變噴口角度微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、加工和點(diǎn)火試驗(yàn)。微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是理想的高精度、高推重比的動(dòng)力系統(tǒng)。在微型航天器的姿態(tài)調(diào)節(jié)、速度控制、重力補(bǔ)償及軌道變更方面都有很大的作用。該新型發(fā)動(dòng)機(jī)由本征硅和BF33玻璃陽(yáng)極鍵合而成，主體由燃燒室、尾噴管和通氣槽等結(jié)構(gòu)組成。主體結(jié)構(gòu)利用MEMS體加工技術(shù)中干法刻蝕工藝橫向加工于本征硅片表面上，實(shí)現(xiàn)尾部噴管角度的可調(diào)節(jié)，優(yōu)化了推力的作用效果，簡(jiǎn)化了加工工藝流程，增加了加工精度。發(fā)動(dòng)機(jī)燃料采用HTPB復(fù)合燃料。文中詳細(xì)介紹了橫向加工工藝的流程、燃料的制備和填充技術(shù)，詳述了發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火試驗(yàn)。

毫米級(jí)；固體燃料；火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；MEMS技術(shù)

0　引言

微型衛(wèi)星憑借著低廉的價(jià)格，標(biāo)準(zhǔn)化、批量化的生產(chǎn)等優(yōu)點(diǎn)，已經(jīng)逐漸成為未來(lái)航天研究的新方向。而微型動(dòng)力系統(tǒng)作為微型衛(wèi)星的核心技術(shù)系統(tǒng)，其可靠性、快速響應(yīng)性、高精度和高可靠性及成本因素成為微型衛(wèi)星能否成功研制的關(guān)鍵。

傳統(tǒng)的微電推進(jìn)技術(shù)[1-2]、微冷氣推進(jìn)技術(shù)[1,3-4]和微等離子體推進(jìn)技術(shù)[5]，在體積和質(zhì)量上存在較大缺陷，導(dǎo)致微型衛(wèi)星的發(fā)射成本較高，限制了其在微型航天器上的使用前景。為了研制低成本、高可靠性的微型飛行器動(dòng)力系統(tǒng)，各國(guó)正在發(fā)展基于微機(jī)電系統(tǒng)MEMS(Micro Electro-mechanical System)技術(shù)的微化學(xué)推進(jìn)裝置。

與傳統(tǒng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相比，微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)了體型從米數(shù)量級(jí)降為毫米數(shù)量級(jí)的進(jìn)步。該發(fā)動(dòng)機(jī)是一種體積小、集成度高、推重比大、可靠性高、加工成本低的微化學(xué)推進(jìn)裝置，通過(guò)燃燒燃燒室中的固態(tài)燃料，將儲(chǔ)存在燃料中的化學(xué)能轉(zhuǎn)化成動(dòng)能，利用從噴管噴出的燃燒產(chǎn)物的反沖量來(lái)提供向前的動(dòng)力。

與微型液體、氣體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[1-2,6-8]相比，微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)在于沒(méi)有轉(zhuǎn)動(dòng)件，極大地降低了摩擦等不利因素帶來(lái)的設(shè)計(jì)和加工難度。此外，固體推進(jìn)劑不可流動(dòng)的特點(diǎn)給燃料的裝填和發(fā)動(dòng)機(jī)的封裝保存帶來(lái)了便利。

本文提出一種可變噴管角度的毫米級(jí)微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、加工和點(diǎn)火試驗(yàn)。發(fā)動(dòng)機(jī)由硅基燃燒室、收縮-擴(kuò)張噴管、封裝玻璃、固體推進(jìn)劑組成。該發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)中能夠調(diào)節(jié)噴管角度，具備低成本、高可靠性、高集成性、工業(yè)化生產(chǎn)的特點(diǎn)，在皮納衛(wèi)星的姿勢(shì)調(diào)整、智能子彈動(dòng)力系統(tǒng)等方面有極大實(shí)用價(jià)值。

1　發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)

1.1國(guó)內(nèi)外研究情況

國(guó)內(nèi)外諸多機(jī)構(gòu)開(kāi)發(fā)出各種類型的微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。國(guó)內(nèi)外的典型代表為以下3家機(jī)構(gòu)：加州大學(xué)伯克利分校Dana Teasdale等制作出適用于智能灰塵的微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[9]；法國(guó)LAAS-CNRS實(shí)驗(yàn)室Rossi C等[10]也開(kāi)發(fā)出了一個(gè)由噴管、點(diǎn)火器和燃燒室組成的一個(gè)三明治結(jié)構(gòu)的推力系統(tǒng)；國(guó)內(nèi)清華大學(xué)張高飛等研制了固體推進(jìn)器包括工質(zhì)貯腔、收斂擴(kuò)散噴管和點(diǎn)火器[11-12]，該設(shè)計(jì)見(jiàn)圖1。

圖1　清華大學(xué)設(shè)計(jì)的微推力系統(tǒng)

以上開(kāi)發(fā)的微化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)都采用縱向加工方式，即將噴管層、點(diǎn)火電路層和燃燒室層分開(kāi)加工，然后再通過(guò)膠合或鍵合將3個(gè)部分連接。噴管層通過(guò)MEMS濕法加工工藝制成，受限于單晶硅的特定晶向，只能加工出特定噴管角度的噴管層。法國(guó)LAAS-CNRS實(shí)驗(yàn)室采用膠合連接各層結(jié)構(gòu)，給整體結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性、精密性帶來(lái)了系列問(wèn)題。燃料燃燒后，沖量過(guò)大可能會(huì)對(duì)噴管層結(jié)構(gòu)造成破壞。

1.2發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)綜述

發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)見(jiàn)圖2。發(fā)動(dòng)機(jī)橫向設(shè)計(jì)加工中，整體結(jié)構(gòu)可分為2層：本征硅片層和BF33玻璃層。本征硅片層由橫向設(shè)計(jì)的3部分組成，燃燒室、通氣槽和尾噴管。發(fā)動(dòng)機(jī)的主體結(jié)構(gòu)被刻蝕在硅片層上。

圖2　可變噴口的微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)

BF33玻璃層作為發(fā)動(dòng)機(jī)主體結(jié)構(gòu)的密封層使用，與燃燒室、尾噴管等結(jié)構(gòu)直接相連，所受溫度高、沖量大，并在裝填過(guò)程中需要透明可視，故采用抗熱性能極佳、強(qiáng)度較大、硅玻璃鍵合較為容易的BF33玻璃片。其主要作用是將硅片層的發(fā)動(dòng)機(jī)主體結(jié)構(gòu)與外界隔離，使固體火藥的燃燒順利進(jìn)行，防止推進(jìn)劑泄露。此外，在加工過(guò)程中，硅玻璃鍵合具備鍵合難度低、鍵合質(zhì)量好、環(huán)境要求低、加工成本低等優(yōu)勢(shì)。

燃燒室主要用來(lái)儲(chǔ)存固體推進(jìn)劑，同時(shí)參與推進(jìn)劑的燃燒。燃燒室中的推進(jìn)劑作為能量來(lái)源，要求設(shè)計(jì)有一定的容積來(lái)儲(chǔ)存足夠的推進(jìn)劑。燃燒室通過(guò)干法刻蝕特定形狀的硅片層加工而成，在高深度干法刻蝕中，通過(guò)大量實(shí)驗(yàn)，優(yōu)化了刻蝕過(guò)程中相關(guān)工藝參數(shù)，保證了高深度的情況下良好的形貌表面，保證了燃燒時(shí)氣體流通的穩(wěn)定性，提高了燃燒效率。發(fā)動(dòng)機(jī)的主體結(jié)構(gòu)平面尺寸見(jiàn)圖3。

通氣槽用于制造壓差裝填燃料，由于燃料為粘稠狀固體，粘性極大，需要較大的負(fù)壓和超聲波輔助才能成功完成填裝，負(fù)壓是通過(guò)通氣槽和真空泵組成的特殊注射裝置實(shí)現(xiàn)。通氣槽寬度的設(shè)計(jì)需要同時(shí)保證負(fù)壓的效果，并防止裝填燃料時(shí)燃料溢出及點(diǎn)火時(shí)氣體從通氣槽噴出，通氣槽的寬度設(shè)計(jì)為50 μm。

圖3　發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸(μm)

尾噴管使高速高溫燃?xì)獾臒崮苻D(zhuǎn)換為動(dòng)能，向外噴出從而產(chǎn)生推力。同時(shí)，通過(guò)對(duì)燃?xì)饬髁康目刂?，使燃燒室?nèi)建立工作壓差。由于噴管內(nèi)有高溫高速燃?xì)獾膭×易兓?，?dǎo)致其工作條件較惡劣。噴管采用先收縮后擴(kuò)張的拉瓦爾噴管，使燃?xì)饬鲃?dòng)從亞聲速加速到超聲速，以增大流速與推力。在設(shè)計(jì)加工中，通過(guò)改變拉瓦爾噴管的設(shè)計(jì)參數(shù)，最終實(shí)現(xiàn)了可變噴口的形貌優(yōu)化。

空氣散熱槽用于增加隔熱效果，加強(qiáng)點(diǎn)火效率。

1.3發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)指標(biāo)

發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中，采用了不同參數(shù)的對(duì)比試驗(yàn)。標(biāo)準(zhǔn)組的平面圖如圖4所示。圖4中，5個(gè)一組的長(zhǎng)度為12 800 μm，寬度為3 400 μm，噴管角度為12°，喉管寬度為260 μm。從左到右5個(gè)通氣槽的寬度分別為30、40、50、60、70 μm，每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)單元之間都有一個(gè)空氣槽隔開(kāi)。

圖5為實(shí)驗(yàn)對(duì)照組中的其中一組，實(shí)驗(yàn)對(duì)照組的噴管角度為20°和30°，對(duì)照組主要研究噴管角度對(duì)點(diǎn)火性能和氣動(dòng)布局的影響。

圖4　發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)CAD圖(噴管張角12°)

圖5　發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)CAD圖(噴管張角20°)

2　發(fā)動(dòng)機(jī)加工技術(shù)

2.1本征硅片層加工

發(fā)動(dòng)機(jī)主體利用MEMS干法刻蝕技術(shù)加工，加工環(huán)境要求為百級(jí)及千級(jí)區(qū)，分兩步刻蝕工藝來(lái)實(shí)現(xiàn)不同深度的刻蝕，第一步選取刻蝕面積較小的空氣槽及點(diǎn)火電路主體結(jié)構(gòu)進(jìn)行刻蝕，以保證第二步刻蝕時(shí)刻蝕表面形貌的良好。加工工藝流程見(jiàn)圖6。

圖6　MEMS干法刻蝕技術(shù)加工工藝流程圖

清洗：取一片直徑4寸、厚度1 mm的本征硅片進(jìn)行清洗。先用無(wú)塵布蘸取酒精擦拭，然后用去離子水沖洗，最后利用氮?dú)獯蹈?，并保證表面無(wú)水漬及污漬。

涂光刻膠：向放置在涂膠機(jī)中的硅片中心滴3～5滴的R2N-6200增粘劑，以2 500 r/min的轉(zhuǎn)速涂勻增粘劑50 s，以保證后期光刻膠的粘著性。接著，向硅片中心滴入硅片面積1/4的GHI-1400光刻膠，以500 r/min的轉(zhuǎn)速涂勻光刻膠2.5 min。

前烘：使用前烘鑷子夾取涂膠后的硅片，放置在前烘熱板(110 ℃)上進(jìn)行前烘工藝，計(jì)時(shí)100 s后，使用前烘鑷子取出硅片。

曝光：將涂膠后的硅片轉(zhuǎn)移至放置好掩模版的曝光機(jī)上，在UV光下曝光。選用頂部套刻、硬接觸、30 μm對(duì)準(zhǔn)間隙，87 s曝光時(shí)長(zhǎng)。硅片上的光刻膠，一部分在掩模版結(jié)構(gòu)的保護(hù)下沒(méi)有暴露變性，另一部分由于沒(méi)有受到掩模版的保護(hù)被UV光照射而變性。

顯影：將AZ400K顯影液與去離子水(單個(gè)硅片按照50 ml和150 ml的配比)配制顯影液，將曝光后的硅片放置在顯影液中進(jìn)行顯影工藝，待設(shè)計(jì)圖案清晰浮現(xiàn)，一般時(shí)間為5 min，光刻膠被完全去除后取出硅片，在去離子水中清洗硅片，防止過(guò)顯影。

后烘：將清洗后的硅片用氮?dú)鈿鈽尨蹈桑瑢⒐杵胖迷诤蠛鏌岚?100 ℃)上進(jìn)行后烘工藝，計(jì)時(shí)60 s結(jié)束后，用后烘鑷子取出硅片，準(zhǔn)備進(jìn)行刻蝕。

刻蝕：本實(shí)驗(yàn)采用的是STS Plasma ICP干法刻蝕設(shè)備，在轉(zhuǎn)移至ICP刻蝕前，應(yīng)利用酒精擦拭硅片背面保證潔凈度。ICP刻蝕是利用感應(yīng)耦合等離子體刻蝕機(jī)將暴露出來(lái)(未被光刻膠覆蓋)的硅片表面通過(guò)保護(hù)氣體C4F8和刻蝕氣體SF6的交替反應(yīng)進(jìn)行刻蝕，從而形成具有特定形貌的立體結(jié)構(gòu)。

選取改良后刻蝕參數(shù)：線圈功率為600 W；加速平板功率為15 W；工藝腔體內(nèi)壓強(qiáng)為30 mTorr；刻蝕和保護(hù)氣體流量分別為C4F8∶85 sccm，SF6∶130 sccm；單次循環(huán)過(guò)程中刻蝕時(shí)長(zhǎng)比鈍化工藝時(shí)長(zhǎng)為8 s∶5 s～12 s∶5 s；循環(huán)周期數(shù)為500；工藝溫度為25 ℃；刻蝕過(guò)程中O2流量為13 sccm,刻蝕深度為486 μm。

為了能夠順利地裝填火藥，刻蝕深度選擇了500 μm工藝。圖7為距離傳感器3D掃描的燃燒室橫截面圖，工藝改良前后對(duì)比見(jiàn)圖8。

圖7　發(fā)動(dòng)機(jī)截面掃描圖

圖8　工藝改良前后對(duì)比圖

根據(jù)3D實(shí)體掃描結(jié)果，改良過(guò)的工藝Ra達(dá)到了2.74 μm，硅片地面平滑光整。發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火不會(huì)受到因?yàn)榈撞俊伴L(zhǎng)草”的影響，減少流動(dòng)損失；裝填火藥的效率也大大提高,掃面結(jié)果見(jiàn)圖9。

刻蝕后，利用SP-01正膠剝離劑將表層殘留的光刻膠全部剝離，進(jìn)行第二次刻蝕工藝，完成刻蝕工藝的硅片如圖10所示。

圖9　工藝改良前后表面掃描對(duì)比

圖10　完成刻蝕工藝的硅片

2.2發(fā)動(dòng)機(jī)整體鍵合與切片

發(fā)動(dòng)機(jī)的三維微機(jī)械結(jié)構(gòu)需要通過(guò)一定的鍵合技術(shù)實(shí)現(xiàn),將4寸500 μm厚的BF33玻璃片和1 mm厚的本征硅片鍵合成一個(gè)完整的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。

不同于不穩(wěn)定的膠合方式，該微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用陽(yáng)極鍵合方案完成整機(jī)的制作，陽(yáng)極鍵合通過(guò)原子間的相互作用力，在微觀尺度上將硅玻璃層連接在一起，具有不需要粘合劑等輔助材料、較高的機(jī)械強(qiáng)度等優(yōu)勢(shì)。

使用AML ALIGNER WAFER BONDER鍵合設(shè)備，陽(yáng)極鍵合是通過(guò)外電場(chǎng)的作用將硅片與玻璃連接。在實(shí)際操作時(shí)，將玻璃與硅片緊靠在一起，同時(shí)硅片接陽(yáng)極，玻璃接陰極。在真空環(huán)境中，通過(guò)800 V電壓與370 ℃高溫形成BF33玻璃與本征硅片原子鍵，從而實(shí)現(xiàn)鍵合，保證了結(jié)合面良好的氣密性和穩(wěn)定性，防止了后期切片時(shí)的翹曲、分離等缺陷。

最后，將鍵合好的硅玻璃片利用切割設(shè)備進(jìn)行切片，切割刀口厚度為30 μm，生成獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)單元，微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)成品見(jiàn)圖11。

圖11　可變噴管的微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

3　燃料的配置與裝填技術(shù)

3.1燃料配置

發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料選擇HTPB復(fù)合燃料，HTPB推進(jìn)劑具有工藝與力學(xué)性能優(yōu)異，可容納較多固體含量以及燃速調(diào)節(jié)范圍寬等優(yōu)點(diǎn)，對(duì)于毫米級(jí)的微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)而言，其常溫下的穩(wěn)定性讓其成為理想的燃料。

燃料成分質(zhì)量比例見(jiàn)表1。其中，HTPB是一種丁二烯聚合物，半透明液體，有極強(qiáng)的粘性；AP是白色的晶體，是強(qiáng)氧化劑，分解可產(chǎn)生大量氣體;Fe2O3作催化劑。

表1　HTPB復(fù)合燃料(1)成分配比

具體配置過(guò)程如下：將HTPB利用玻璃棒引流倒入相應(yīng)的燒杯中，利用電子分析天平稱出HTPB的質(zhì)量，并利用公式計(jì)算AP和Fe2O3的質(zhì)量，稱量出所需要的AP和Fe2O3，混合，用玻璃棒攪拌均勻。此處先稱量HTPB是因?yàn)镠TPB粘性過(guò)強(qiáng)，難以取用。

將混合完成的燃料轉(zhuǎn)移至研缽中，研磨2 h，然后轉(zhuǎn)移至專用的試劑瓶中，在陰涼處貯存。

從試劑瓶中取出部分試樣放入表面皿中，在熱板中恒溫75 ℃加熱7 d進(jìn)行固化，固化結(jié)束后，研磨即得到推進(jìn)劑試樣。

此外，還配置了另一種燃料試樣，即在原燃料各成分相對(duì)質(zhì)量比不變的基礎(chǔ)上，再加上20%的超細(xì)鋁粉(具體配方見(jiàn)表2)，鋁粉可增加燃料的燃燒率和火焰溫度，從而增加發(fā)動(dòng)機(jī)的比推力。

表2　HTPB與AP復(fù)合燃料(2)成分配比

3.2燃燒試驗(yàn)對(duì)比

取相同質(zhì)量的HTPB與AP復(fù)合燃料(1)、(2)通過(guò)鎳鉻合金絲進(jìn)行電阻點(diǎn)火試驗(yàn)，鎳鉻合金絲長(zhǎng)度為4.5 cm。對(duì)比燃燒結(jié)果(見(jiàn)表3)，確定相應(yīng)的點(diǎn)火電流、點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)及火焰形貌。點(diǎn)火試驗(yàn)見(jiàn)圖12。

表3　2種燃料點(diǎn)火實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

(a)HTPB復(fù)合燃料(1)　　(b)HTPB復(fù)合燃料(2)

3.3燃料裝填

燃料填裝技術(shù)一向是微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的難點(diǎn)，可利用70 kPa的壓差將燃料填入燃燒室，在設(shè)計(jì)時(shí)，在燃燒室一側(cè)設(shè)計(jì)有通氣口，裝填燃料時(shí)利用真空泵抽空燃燒室內(nèi)的空氣，創(chuàng)造燃燒室和噴管之間的負(fù)壓環(huán)境，進(jìn)而將燃料裝填入燃燒室。

燃料裝填裝置如圖13、圖14所示。該裝置的裝置從上至下分為3個(gè)部分：頂蓋、發(fā)動(dòng)機(jī)基座、抽氣層。裝置有2個(gè)重要的腔室：發(fā)動(dòng)機(jī)放置槽、濾膜固定腔。

圖13　燃料填充裝置設(shè)計(jì)

圖14　燃料填充裝置

頂蓋為燃料注入的部分，粘稠狀燃料通過(guò)裝置內(nèi)部通道進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)放置槽，當(dāng)燃燒室內(nèi)壓強(qiáng)較低時(shí)，粘稠狀燃料可填充入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)。

發(fā)動(dòng)機(jī)基座上層用于支撐發(fā)動(dòng)機(jī)，基座中間有一氣流通道，使發(fā)動(dòng)機(jī)放置槽內(nèi)形成低壓環(huán)境，基座下層空間與抽氣層構(gòu)成的腔室用于儲(chǔ)存多余的燃料。

抽氣層主要有2個(gè)作用：一是與真空泵相連，通過(guò)真空泵抽氣使裝置內(nèi)形成低壓；二是放置濾膜，防止燃料進(jìn)入真空泵，所放置的為2層0.22 μm孔徑的濾膜。

裝置各層之間通過(guò)銷孔進(jìn)行定位與連接。整個(gè)裝填系統(tǒng)如圖15所示。

圖15　燃料填充系統(tǒng)

4　發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)

采用從尾噴口伸入電阻絲點(diǎn)燃火藥，這種點(diǎn)火方式雖然自動(dòng)化不強(qiáng)，但具備簡(jiǎn)單、低成本、易實(shí)現(xiàn)的特點(diǎn)，點(diǎn)火成功率極高。

裝填燃料后，選取直徑30 μm的鎳鉻合金絲作為點(diǎn)火電阻，將部分鎳鉻合金絲置于微型火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴口處，接通電源，將電流調(diào)至0.21 A左右，等待片刻后該發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)燃，試驗(yàn)中尾部推進(jìn)氣體噴射形狀呈現(xiàn)扇形，圖16為發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火成功的照片。

5　結(jié)論

(1)打破傳統(tǒng)微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)將發(fā)動(dòng)機(jī)沿縱向進(jìn)行分層與加工的加工方式，將發(fā)動(dòng)機(jī)沿平行于橫向進(jìn)行分層與加工。

(2)降低傳統(tǒng)加工方式中，由于噴管部分的加工精度要求極高所帶來(lái)的加工難度，提高系統(tǒng)特別是噴管部分的加工精度。

(3)滿足不同發(fā)動(dòng)機(jī)噴管結(jié)構(gòu)的加工要求，使得噴管的優(yōu)化設(shè)計(jì)成為可能，提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的做功能力。

(4)在設(shè)計(jì)中，方便改變噴管的噴口角度，解決了傳統(tǒng)加工工藝的弊端。

在國(guó)內(nèi)這種毫米級(jí)微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)與加工尚屬首次，對(duì)國(guó)內(nèi)微型推進(jìn)器技術(shù)的發(fā)展有較大的促進(jìn)作用。

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(編輯：劉紅利)

Design, fabrication and experiment of the micro solid propellant rocket engine with a changeable nozzle

JI Guo-sheng，WU Hong-tao，LI Hai-wang

(School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing10019，China)

The design,fabrication and experiment of a novel micro solid propellant rocket engine with a changeable nozzle is presented.Micro rocket engine is an ideal high-accuracy and high thrust-weight ratio power system.It plays an important role in the attitude control,speed adjustment,gravity compensation and orbit change of microspacecraft.The presented engine is made by bonding the fabricated silicon plate with BF33 glass.The engine consists of a combustion chamber,three venting channels and a nozzle.The main structure of the engine is manufactured on the plane of a silicon plate using the MEMS DRIE technology.The fabrication direction is cross direction,allowing the nozzle to be changeable.This helps improve the efficiency of the propelling engine,simplify the fabrication process and increase the precision of the fabrication.The propellant chosen for the engine is the HTPB compound propellant.The cross-direction fabrication process,the preparation and installation of the propellant and the ignition experiment of the engine is presented in detail.

millimeter-scaled;solid propellant;rocket engine;MEMS technology

2015-10-14；

2015-10-26。

紀(jì)國(guó)圣(1992—)，男，博士生，主要研究微型推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與MEMS加工工藝。E-mail：guosheng_ji@buaa.edu.cn

李海旺。E-mail：09620@buaa.edu.cn

V435

A

1006-2793(2016)03-0327-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.03.006