一種變噴口微型固體火箭發動機的制作方法
【專利摘要】本實用新型涉及航天技術領域，尤其涉及一種變噴口微型固體火箭發動機，包括密封層和動力層，所述動力層的上表面開設有發動機凹槽，所述密封層蓋合在所述動力層的上表面，所述發動機凹槽包括依次連通的通氣槽、燃燒室和尾噴管，所述尾噴管的噴口端與所述動力層的一側邊緣連通，所述通氣槽的進口端與所述動力層相對的另一側邊緣連通；將微型固體火箭發動機整體橫向設置在動力層上，其結構簡單，且結構整體的穩定性增強，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密度，實現尾噴管的優化設計，提高了推重比，所產生的推力比傳統的固體火箭發動機更為精準，裝置易于加工制造，極大簡化了加工流程，制造時集成度高，利于工業化生產，極大的降低了制造成本。
【專利說明】
一種變噴口微型固體火箭發動機
技術領域
[0001] 本實用新型涉及航天技術領域，尤其涉及一種變噴口微型固體火箭發動機。
【背景技術】
[0002] 微型衛星憑借著低廉的價格，標準化、批量化的生產等優點，已經逐漸成為未來航 天研究的新方向。而微型動力系統作為微型衛星的核心技術系統，其可靠性、快速響應性、 高精度和高可靠性以及成本因素成為微型衛星能否成功研制的關鍵。
[0003] 傳統的微電推進技術、微冷氣推進技術和微等離子體推進技術，在體積和質量上 存在著較大的缺陷，導致微型衛星的發射成本較高，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力系統，各國正在發展基于微機電系統MEMS (Micro Electro-mechanical System)技術的微化學推進裝置。
[0004] 與傳統火箭發動機相比，微型固體火箭發動機實現了體型從米數量級降為毫米數 量級的進步。該發動機是一種體積小、集成度高、推重比大、可靠性高、加工成本低的微化學 推進裝置。它是通過燃燒燃燒室中的固態燃料，將儲存在燃料中的化學能轉化成動能，利用 從噴管噴出的燃燒產物的反沖量來提供向前的動力。
[0005] 與微型液體、氣體火箭發動機相比，微型固體火箭發動機的優勢在于沒有轉動件， 極大地降低了摩擦等不利因素帶來的設計和加工難度。此外，固體推進劑不可流動的特點 給燃料的裝填和發動機的封裝保存帶來了便利。
[0006] 現有技術中的微型固體火箭發動機，以如下三種為典型代表：（1)加州大學伯克利 分校Dana Teasdale等制作出適用于智能灰塵的微型火箭發動機；（2)法國LAAS-CNRS實驗 室C.Rossi等開發出了一個由噴管、點火器和燃燒室組成的一個三明治結構的推力系統。 (3)如圖1所示，清華大學張高飛等研制的固體推進器包括工質貯腔2、收斂擴散噴管3和密 封蓋層1。
[0007] 上述三種微型固體火箭發動機采用的都是縱向加工方式，即將噴管層、點火電路 層和燃燒室層分開加工，然后再將三個部分連接，且噴管層都是通過MEMS濕法加工工藝加 工制造。
[0008] MEMS濕法加工的工藝方式受單晶硅特定晶向的限制，只能加工出特定噴管角度的 噴管層，不能滿足不同發動機對噴管角度需求不同的加工要求，不能進一步提高微型固體 發動機的推力，且這種加工方式工藝繁瑣，加工精度高，難度大，加工過程中使用的化學試 劑危險性高，所需設備種類繁多；因發動機的各層分開加工再連接，當膠合連接發動機各層 結構時，微型固體火箭發動機整體結構的穩定性差、精密性不足;燃料燃燒的沖量過大則會 對噴管層結構造成破壞。
[0009] 因此，針對以上不足，需要提供一種新型變噴口微型固定火箭發動機。 【實用新型內容】
[0010] ( - )要解決的技術問題
[0011] 本實用新型的目的是解決現有微型固體火箭發動機的加工工藝繁瑣，加工精度 高，難度大，加工過程危險性高且所需設備多，易對噴管層結構造成破壞，機構整體的穩定 性差，精密形不足，且只能加工出特定噴管角度的噴管層，不能進一步提高微型固體發動機 的推力，不能滿足不同發動機對噴管角度需求不同的問題。
[0012] (二)技術方案
[0013] 為了解決上述技術問題，本實用新型提供了一種變噴口微型固體火箭發動機，其 包括密封層和動力層，所述動力層的上表面開設有發動機凹槽，所述密封層蓋合在所述動 力層的上表面，所述發動機凹槽包括依次連通的通氣槽、燃燒室和尾噴管，所述尾噴管的噴 口端與所述動力層的一側邊緣連通，所述通氣槽的進口端與所述動力層相對的的另一側邊 緣連通。
[0014] 其中，所述通氣槽、燃燒室和尾噴管一體成型。
[0015] 其中，所述密封層與所述動力層通過鍵合連接。
[0016] 其中，所述尾噴管沿燃料的噴射方向依次設有收縮段、喉管段和擴張段，所述喉管 段用于過渡連接收縮端和所述擴張段。
[0017] 其中，所述通氣槽、燃燒室與所述尾噴管均沿所述發動機凹槽的中心線設置。
[0018] 其中，所述通氣槽的寬度為50um〇
[0019] 其中，所述密封層為玻璃層，所述動力層為硅片層。
[0020]其中，所述尾噴管的擴張段的張角為12度、20度或者30度。
[0021]其中，所述尾噴管的喉管段寬為260微米，長為100微米。
[0022]其中，所述燃燒室呈正方形。
[0023](三)有益效果
[0024] 本實用新型的上述技術方案與現有技術相比具有如下優點:本實用新型提供了一 種變噴口微型固體火箭發動機，通過在動力層上表面開設發動機凹槽，將密封層蓋合在所 述動力層的上表面，發動機凹槽包括依次連通的通氣槽、燃燒室和尾噴管，尾噴管的噴口端 與動力層邊緣一側連通，通氣槽進口端與動力層的邊緣另一側連通，使整個微型固體發動 機的結構都在動力層實現;本申請的變噴口微型固體火箭發動機打破了傳統微型固體火箭 發動機沿縱向進行分層與加工的結構，實現將變噴口微型固體火箭發動機整體橫向設置在 動力層上，其結構簡單，且結構整體的穩定性增強，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密 度，實現尾噴管的優化設計，提高了推重比，所產生的推力比傳統的固體火箭發動機更為精 準，裝置易于加工制造，極大簡化了加工流程，且制造過程安全可靠，制造時集成度高，利于 工業化生產，極大的降低了制造成本。
[0025] 除了上面所描述的本實用新型解決的技術問題、構成的技術方案的技術特征以及 有這些技術方案的技術特征所帶來的優點之外，本實用新型的其他技術特征及這些技術特 征帶來的優點，將結合附圖作出進一步說明。
【附圖說明】
[0026] 圖1是現有技術中微型固體火箭發動機的立體圖；
[0027] 圖2是本實用新型實施例的變噴口微型固體火箭發動機平面圖；
[0028] 圖3是本實用新型實施例的變噴口微型固體火箭發動機集成在一個硅片上的示意 圖。
[0029] 圖中，I:密封蓋層;2:工質貯腔;3:收斂擴散噴管;4:密封層;5:動力層;6:發動機 凹槽;7:通氣槽;8:燃燒室;9:尾噴管；10:尾噴管的噴口端；11:通氣槽進口端；12:尾噴管的 收縮段;13:尾噴管的喉管段;14:尾噴管的擴張段;15:空氣散熱槽。
【具體實施方式】
[0030] 下面結合附圖和實施例對本實用新型的【具體實施方式】作進一步詳細描述。以下實 施例用于說明本實用新型，但不用來限制本實用新型的范圍。
[0031] 在本實用新型的描述中，需要說明的是，術語"上"、"下"、"內"、"外"、"頂"、"底"等 指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本實用新型 和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構 造和操作，因此不能理解為對本實用新型的限制。
[0032] 在本實用新型的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規定和限定，術語"設 有"、"置于"、"相連"、"連接"、"安裝"等應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可 拆卸連接，或一體地連接;可以是機械連接，也可以是電連接;可以是直接相連，也可以通過 中間媒介間接相連，可以是兩個元件內部的連通。對于本領域的普通技術人員而言，可以具 體情況理解上述術語在本實用新型中的具體含義。
[0033] 如圖2所示，為本實用新型提供的一種變噴口微型固體火箭發動機，其包括密封層 4和動力層5,所述動力層5的上表面開設有發動機凹槽6,所述密封層4蓋合在所述動力層5 的上表面，所述發動機凹槽6包括依次連通的通氣槽7、燃燒室8和尾噴管9,所述尾噴管的噴 口端10與所述動力層5的一側邊緣連通，所述通氣槽的進口端11與所述動力層5相對的的另 一側邊緣連通。
[0034] 本申請的變噴口微型固體火箭發動機打破了傳統微型固體火箭發動機沿縱向進 行分層與加工的結構，實現將變噴口微型固體火箭發動機整體橫向設置在動力層上，其結 構簡單，且結構整體的穩定性增強，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密度，實現尾噴管 的優化設計，提高了推重比，所產生的推力比傳統的固體火箭發動機更為精準，裝置易于加 工制造，極大簡化了加工流程，且制造過程安全可靠，制造時集成度高，利于工業化生產，極 大的降低了制造成本。
[0035] 在本實用新型中，密封層4的主要作用是將硅片層的發動機主體結構與外界隔離， 使固體火藥的燃燒順利進行，防止推進劑泄露。發動機凹槽6的燃燒室8主要用來儲存固體 推進劑，同時參與推進劑的燃燒。通過干法刻蝕動力層5進行加工形成的燃燒室8,在保證高 深度情況下的良好形貌表面，還保證了燃燒時氣體流通的穩定性，提高了燃燒效率。通氣槽 7是用于制造壓差裝填燃料的。尾噴管9是使高速高溫燃氣的熱能轉換為動能，并向外噴出， 在產生推力的同時，還通過對燃氣流量的控制使燃燒室內建立工作壓差。
[0036] 具體地，所述通氣槽7、燃燒室8和尾噴管9 一體成型，使變噴口微型固體火箭發動 機整體的機構穩定性增強，尤其是在燃料燃燒后沖量較大時，不易對尾噴管的結構造成破 壞。
[0037] 具體地，所述述密封層4與所述動力層5通過膠合或者鍵合連接，鍵合連接為優選 方式。通過原子間鍵合實現的連接，保證了結合面良好的氣密性和穩定性，從而保證了整個 發動機結構的穩定性。
[0038]具體地，所述密封層4為玻璃層，所述動力層5為硅片層。在加工過程中，硅片與玻 璃間的鍵合具備鍵合難度低、鍵合質量好、加工成本低等優勢。
[0039]優選地，所述動力層5可為本征硅片層，所述密封層可為BF33玻璃層。BF33玻璃層 為德國肖特制造的BORDFLOAT? 33，克服了傳統國產玻璃盤存在的缺陷，其獨一無二 的特性在光學影像篩選機上面顯現得淋漓盡致。產品優勢特點：a)極高的耐熱性能和優異 的耐酸堿性在極具惡劣的環境不會發生變形;b)玻璃含雜質非常少，從而降低光學噪聲的 干撓;C)優異的光學透過性，更好的保證光學成像的真實性;d)極佳耐刮擦性和耐磨性，使 得玻璃盤的使用壽命大大增強；e)極低的玻璃密度，在相同體積情況下，比傳統玻璃降低 20%重量，從而降低玻璃自重造成玻璃翹曲的風險。BF33玻璃層抗熱性能極佳、強度較大、 與硅片層鍵合較為容易，能滿足變噴口微型固體火箭發動機在使用中所承受的高溫度、大 沖量。
[0040] 具體地，所述通氣槽7、燃燒室8與所述尾噴管9均沿所述發動機凹槽6的中心線設 置;所述通氣槽的7寬度為50微米。通氣槽7是用于制造壓差裝填燃料的，因燃料為粘稠狀固 體、且粘性極大，故需要較大的負壓才能成功完成填裝。當通氣槽的寬度優選為50微米時， 能保證所需負壓效果的同時，防止裝填燃料時燃料的溢出，以及點火時氣體從通氣槽噴出。
[0041] 具體地，所述尾噴管9沿燃料的噴射方向依次設有收縮段12、喉管段13和擴張段 14,所述喉管段13用于過渡連接收縮端12和所述擴張段14。由于尾噴管9內具有高溫高速燃 氣的劇烈變化，所以其工作條件較為惡劣。尾噴管優選為先收縮后擴張的拉瓦爾噴管，使燃 氣流動從亞聲速加速到超聲速，以增大流速與推力。在設計加工中，通過改變拉瓦爾噴管的 設計參數，最終實現可變噴口的形貌優化。
[0042] 當集成生產本實用新型的微型固體發動機時，可在同一批次生產多個不同參數的 微型固體發動機。如圖3所示，如5個為一組的微型固體發動機，可根據需要設定其參數，比 如總長為12800微米，寬度為3400微米，噴管角度為12度、20度、30度，喉管寬度為260微米， 從左到右5個通氣槽的寬度分別為30微米、40微米、50微米、60微米、70微米。每個發動機單 元之間都有一個空氣散熱槽隔開，該空氣散熱槽用于增加隔熱效果，加強點火效率，同時方 便對集成的微型固體發動機進行切割。不同的噴管角度對點火性能和氣動布局都有影響， 同一批次生產的變噴口微型固體火箭發動機的尾噴管角度不同，可極大提高生產的靈活 性，促進生廣效率的提尚。
[0043]綜上所述，本實用新型的微型固體火箭發動機打破了傳統微型固體火箭發動機沿 縱向進行分層與加工的結構，實現將變噴口微型固體火箭發動機整體橫向設置在動力層 上，其結構簡單，且結構整體的穩定性增強，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密度，實現 尾噴管的優化設計，提高了推重比，所產生的推力比傳統的固體火箭發動機更為精準，裝置 易于加工制造，極大簡化了加工流程，且制造過程安全可靠，制造時集成度高，利于工業化 生產，極大的降低了制造成本。
[0044]以上所述僅是本實用新型的優選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技 術人員來說，在不脫離本實用新型技術原理的前提下，還可以做出若干改進和變型，這些改 進和變型也應視為本實用新型的保護范圍。
【主權項】
1. 一種變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:包括密封層和動力層，所述動力層的 上表面開設有發動機凹槽，所述密封層蓋合在所述動力層的上表面，所述發動機凹槽包括 依次連通的通氣槽、燃燒室和尾噴管，所述尾噴管的噴口端與所述動力層的一側邊緣連通， 所述通氣槽的進口端與所述動力層相對的的另一側邊緣連通。2. 根據權利要求1所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:所述通氣槽、燃燒 室和尾噴管一體成型。3. 根據權利要求1所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:所述密封層與所述 動力層通過鍵合連接。4. 根據權利要求1所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:所述尾噴管沿燃料 的噴射方向依次設有收縮段、喉管段和擴張段，所述喉管段用于過渡連接收縮端和所述擴 張段。5. 根據權利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于：所述通氣 槽、燃燒室與所述尾噴管均沿所述發動機凹槽的中心線設置。6. 根據權利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于;所述通氣槽 的寬度為50um〇7. 根據權利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:所述密封層 為玻璃層，所述動力層為硅片層。8. 根據權利要求4所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:所述尾噴管的擴張 段的張角為12度、20度或者30度。9. 根據權利要求4所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:所述尾噴管的喉管 段寬為260微米，長為100微米。10. 根據權利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發動機，其特征在于:所述燃燒 室呈正方形。
【文檔編號】F02K9/97GK205618260SQ201620118709
【公開日】2016年10月5日
【申請日】2016年2月6日
【發明人】陶智, 李秋實, 李海旺, 紀國圣, 吳弘濤, 田騰躍
【申請人】北京航空航天大學