[发明专利]一种变喷口微型固体火箭发动机及其制造方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种变喷口微型固体火箭发动机及其制造方法。

背景技术

微型卫星凭借着低廉的价格，标准化、批量化的生产等优点，已经逐渐成为未来航天研究的新方向。而微型动力系统作为微型卫星的核心技术系统，其可靠性、快速响应性、高精度和高可靠性以及成本因素成为微型卫星能否成功研制的关键。

传统的微电推进技术、微冷气推进技术和微等离子体推进技术，在体积和质量上存在着较大的缺陷，导致微型卫星的发射成本较高，限制了其在微型航天器上的使用前景。为了研制低成本、高可靠性的微型飞行器动力系统，各国正在发展基于微机电系统MEMS(Micro Electro-mechanical System)技术的微化学推进装置。

与传统火箭发动机相比，微型固体火箭发动机实现了体型从米数量级降为毫米数量级的进步。该发动机是一种体积小、集成度高、推重比大、可靠性高、加工成本低的微化学推进装置。它是通过燃烧燃烧室中的固态燃料，将储存在燃料中的化学能转化成动能，利用从喷管喷出的燃烧产物的反冲量来提供向前的动力。

与微型液体、气体火箭发动机相比，微型固体火箭发动机的优势在于没有转动件，极大地降低了摩擦等不利因素带来的设计和加工难度。此外，固体推进剂不可流动的特点给燃料的装填和发动机的封装保存带来了便利。

现有技术中的微型固体火箭发动机，以如下三种为典型代表：(1)加州大学伯克利分校Dana Teasdale等制作出适用于智能灰尘的微型火箭发动机；(2)法国LAAS-CNRS实验室C.Rossi等开发出了一个由喷管、点火器和燃烧室组成的一个三明治结构的推力系统。(3)如图1所示，清华大学张高飞等研制的固体推进器包括工质贮腔2、收敛扩散喷管3和密封盖层1。

上述三种微型固体火箭发动机采用的都是纵向加工方式，即将喷管层、点火电路层和燃烧室层分开加工，然后再将三个部分连接，且喷管层都是通过MEMS湿法加工工艺加工制造。

MEMS湿法加工的工艺方式受单晶硅特定晶向的限制，只能加工出特定喷管角度的喷管层，不能满足不同发动机对喷管角度需求不同的加工要求，不能进一步提高微型固体发动机的推力，且这种加工方式工艺繁琐，加工精度高，难度大，加工过程中使用的化学试剂危险性高，所需设备种类繁多；因发动机的各层分开加工再连接，当胶合连接发动机各层结构时，微型固体火箭发动机整体结构的稳定性差、精密性不足；燃料燃烧的冲量过大则会对喷管层结构造成破坏。

因此，针对以上不足，需要提供一种新型变喷口微型固体火箭发动机及制造方法。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是解决现有微型固体火箭发动机的加工工艺繁琐，加工精度高，难度大，加工过程危险性高且所需设备多，易对喷管层结构造成破坏，机构整体的稳定性差，精密形不足，且只能加工出特定喷管角度的喷管层，不能进一步提高微型固体发动机的推力，不能满足不同发动机对喷管角度需求不同的问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明一方面提供了一种变喷口微型固体火箭发动机，其包括密封层和动力层，所述动力层的上表面开设有发动机凹槽，所述密封层盖合在所述动力层的上表面，所述发动机凹槽包括依次连通的通气槽、燃烧室和尾喷管，所述尾喷管的喷口端与所述动力层的一侧边缘连通，所述通气槽的进口端与所述动力层相对的的另一侧边缘连通。

其中，所述通气槽、燃烧室和尾喷管一体成型；所述通气槽、燃烧室与所述尾喷管均沿所述发动机凹槽的中心线设置；所述通气槽的宽度为50um。

其中，所述密封层与所述动力层通过键合连接；所述密封层为玻璃层，所述动力层为硅片层。

其中，所述尾喷管沿燃料的喷射方向依次设有收缩段、喉管段和扩张段，所述喉管段用于过渡连接收缩端和所述扩张段。

另一方面，一种制造上述任一项所述变喷口微型固体火箭发动机的制造方法，其包括以下步骤：

S1.在动力层上涂覆光刻胶；

S2.在掩膜版上刻蚀要制造的发动机凹槽的形状，将S1得到的动力层放置在所述掩膜版下进行曝光，使所述掩膜版上发动机凹槽的形状投射在所述动力层的光刻胶上，导致所述发动机凹槽的形状投射到的光刻胶发生变性；

S3.将S2处理后的动力层进行显影，将所述发生变性的光刻胶去除，使光刻胶下方的动力层的上表面显露出所述发动机凹槽的形状；

S4.对S3得到的动力层进行干法刻蚀，使显露出的动力层表面形成发动机凹槽；