一种变喷口微型固体火箭发动机及其制造方法技术

本发明专利技术涉及航天技术领域，尤其涉及一种变喷口微型固体火箭发动机及其制造方法，通过干法刻蚀工艺在动力层表面进行刻蚀，能实现变喷口微型固体火箭发动机整体横向设置在动力层，加工工艺流程得到极大简单，加工精度高，制造过程安全可靠，且集成度高；在掩膜版上刻蚀要制造的发动机凹槽的形状时，可根据需求改变尾喷管的加工斜度，使得同一批次生产的变喷口微型固体火箭发动机能满足不同发动机尾喷管结构的加工要求，实现尾喷管的优化设计，提高了推力，加工制造的灵活性得到提高，极大的促进了工业化生产，降低了制造成本。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天
，尤其涉及一种变喷口微型固体火箭发动机及其制造方法。
技术介绍
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(MicroElectro-mechanicalSystem)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DanaTeasdale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定火箭发动机及制造方法。
技术实现思路
(一)要解决的技术问题本专利技术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，本专利技术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定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；S5.剥离S4得到的动力层上残余的光刻胶；S6.将S5得到的动力层与密封层连接。其中，在所述S1中，先在所述动力层上涂增粘剂，再涂覆光刻胶。其中，在所述S3中，将S2得到的动力层放在显影液中显影。其中，在所述S4中，对所述显露出的动力层通过保护气体和刻蚀气体的交替反应进行干法刻蚀。其中，在所述S5中，使用剥离剂将所述动力层上残余的光刻胶全部剥离。其中，在所述S6中，将S5得到的动力层与密封层键合连接，将所述动力层与密封层紧靠在一起，所述动力层接阳极，所述密封层接阴极，进行阳极键合。(三)有益效果本专利技术的上述技术方案与现有技术相比具有如下优点：一方面，本专利技术提供了一种变喷口微型固体火箭发动机，通过在动力层上表面开设发动机凹槽，将密封层盖合在所述动力层的上表面，发动机凹槽包括依次连通的通气槽、燃烧室和尾喷管，尾喷管的喷口端与动力层边缘一侧连通，通气槽进口端与动力层的边缘另一侧连通，使整个微型固体发动机的结构都在动力层实现；本申请的变喷口微型固体火箭发动机打破了传统微型固体火箭发动机沿纵向进行分层与加工的结构，实现将变喷口微型固体火箭发动机整体横向设置在动力层上，其结构简单，且结构整体的稳定性增强，精密度高，尤其是提高了尾喷管的精密度，实现尾喷管的优化设计，提高了推重比，所产生的推力比传统的固体火箭发动机更为精准，装置易于加工制造，极大简化了加工流程，且制造过程安全可靠，制造时集成度高，利于工业化生产，极大的降低了制造成本。另一方面，本专利技术提供了一种变喷口微型固体火箭发动机的制造方法，通过在动力层上涂覆光刻胶，在掩膜版上刻蚀要制造的发动机凹槽的形状，将涂覆光刻胶的动力层放置在所述掩膜版下进行曝光，对曝光后的动力层进行显影，使曝光时发生变性的光刻胶被去除，将显影后的动力层进行干法刻蚀，使动力层表面形成发动机凹槽，再剥离动力层上残余的光刻胶，最后再将动力层与密封层连接，即可得到变喷口微型固本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：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。

【技术特征摘要】
2015.12.17 CN 20151095485331.一种变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：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。
2.根据权利要求1所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：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。
3.根据权利要求1所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：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。
4.根据权利要求1所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：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。
5.一种制造权利要求1-4任一项所述变喷口微型固定火箭发动机的制造方法，其特征在于，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...

【专利技术属性】
技术研发人员：陶智，李秋实，李海旺，纪国圣，吴弘涛，田腾跃，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11