CN205618260U - 一种变喷口微型固体火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及航天技术领域，尤其涉及一种变喷口微型固体火箭发动机，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另一侧边缘连通；将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，制造时集成度高，利于工业化生产，极大的降低了制造成本。

Description

一种变喷口微型固体火箭发动机

技术领域

本实用新型涉及航天技术领域，尤其涉及一种变喷口微型固体火箭发动机。

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(MicroElectro-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定火箭发动机。

实用新型内容

(一)要解决的技术问题

本实用新型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，本实用新型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。

其中，所述密封层与所述动力层通过键合连接。

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。

其中，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。

其中，所述通气槽的宽度为50um。

其中，所述密封层为玻璃层，所述动力层为硅片层。

其中，所述尾喷管的扩张段的张角为12度、20度或者30度。

其中，所述尾喷管的喉管段宽为260微米，长为100微米。

其中，所述燃烧室呈正方形。

(三)有益效果

本实用新型的上述技术方案与现有技术相比具有如下优点：本实用新型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。

除了上面所描述的本实用新型解决的技术问题、构成的技术方案的技术特征以及有这些技术方案的技术特征所带来的优点之外，本实用新型的其他技术特征及这些技术特征带来的优点，将结合附图作出进一步说明。

附图说明

图1是现有技术中微型固体火箭发动机的立体图；

图2是本实用新型实施例的变喷口微型固体火箭发动机平面图；

图3是本实用新型实施例的变喷口微型固体火箭发动机集成在一个硅片上的示意图。

图中，1：密封盖层；2：工质贮腔；3：收敛扩散喷管；4：密封层；5：动力层；6：发动机凹槽；7：通气槽；8：燃烧室；9：尾喷管；10：尾喷管的喷口端；11：通气槽进口端；12：尾喷管的收缩段；13：尾喷管的喉管段；14：尾喷管的扩张段；15：空气散热槽。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本实用新型，但不用来限制本实用新型的范围。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“顶”、“底”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设有”、“置于”、“相连”、“连接”、“安装”等应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。

如图2所示，为本实用新型提供的一种变喷口微型固体火箭发动机，其包括密封层4和动力层5，所述动力层5的上表面开设有发动机凹槽6，所述密封层4盖合在所述动力层5的上表面，所述发动机凹槽6包括依次连通的通气槽7、燃烧室8和尾喷管9，所述尾喷管的喷口端10与所述动力层5的一侧边缘连通，所述通气槽的进口端11与所述动力层5相对的的另一侧边缘连通。

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。

在本实用新型中，密封层4的主要作用是将硅片层的发动机主体结构与外界隔离，使固体火药的燃烧顺利进行，防止推进剂泄露。发动机凹槽6的燃烧室8主要用来储存固体推进剂，同时参与推进剂的燃烧。通过干法刻蚀动力层5进行加工形成的燃烧室8，在保证高深度情况下的良好形貌表面，还保证了燃烧时气体流通的稳定性，提高了燃烧效率。通气槽7是用于制造压差装填燃料的。尾喷管9是使高速高温燃气的热能转换为动能，并向外喷出，在产生推力的同时，还通过对燃气流量的控制使燃烧室内建立工作压差。

具体地，所述通气槽7、燃烧室8和尾喷管9一体成型，使变喷口微型固体火箭发动机整体的机构稳定性增强，尤其是在燃料燃烧后冲量较大时，不易对尾喷管的结构造成破坏。

具体地，所述述密封层4与所述动力层5通过胶合或者键合连接，键合连接为优选方式。通过原子间键合实现的连接，保证了结合面良好的气密性和稳定性，从而保证了整个发动机结构的稳定性。

具体地，所述密封层4为玻璃层，所述动力层5为硅片层。在加工过程中，硅片与玻璃间的键合具备键合难度低、键合质量好、加工成本低等优势。

优选地，所述动力层5可为本征硅片层，所述密封层可为BF33玻璃层。BF33玻璃层为德国肖特制造的33，克服了传统国产玻璃盘存在的缺陷，其独一无二的特性在光学影像筛选机上面显现得淋漓尽致。产品优势特点：a)极高的耐热性能和优异的耐酸碱性在极具恶劣的环境不会发生变形；b)玻璃含杂质非常少，从而降低光学噪声的干挠；c)优异的光学透过性，更好的保证光学成像的真实性；d)极佳耐刮擦性和耐磨性，使得玻璃盘的使用寿命大大增强；e)极低的玻璃密度，在相同体积情况下，比传统玻璃降低20％重量，从而降低玻璃自重造成玻璃翘曲的风险。BF33玻璃层抗热性能极佳、强度较大、与硅片层键合较为容易，能满足变喷口微型固体火箭发动机在使用中所承受的高温度、大冲量。

具体地，所述通气槽7、燃烧室8与所述尾喷管9均沿所述发动机凹槽6的中心线设置；所述通气槽的7宽度为50微米。通气槽7是用于制造压差装填燃料的，因燃料为粘稠状固体、且粘性极大，故需要较大的负压才能成功完成填装。当通气槽的宽度优选为50微米时，能保证所需负压效果的同时，防止装填燃料时燃料的溢出，以及点火时气体从通气槽喷出。

具体地，所述尾喷管9沿燃料的喷射方向依次设有收缩段12、喉管段13和扩张段14，所述喉管段13用于过渡连接收缩端12和所述扩张段14。由于尾喷管9内具有高温高速燃气的剧烈变化，所以其工作条件较为恶劣。尾喷管优选为先收缩后扩张的拉瓦尔喷管，使燃气流动从亚声速加速到超声速，以增大流速与推力。在设计加工中，通过改变拉瓦尔喷管的设计参数，最终实现可变喷口的形貌优化。

当集成生产本实用新型的微型固体发动机时，可在同一批次生产多个不同参数的微型固体发动机。如图3所示，如5个为一组的微型固体发动机，可根据需要设定其参数，比如总长为12800微米，宽度为3400微米，喷管角度为12度、20度、30度，喉管宽度为260微米，从左到右5个通气槽的宽度分别为30微米、40微米、50微米、60微米、70微米。每个发动机单元之间都有一个空气散热槽隔开，该空气散热槽用于增加隔热效果，加强点火效率，同时方便对集成的微型固体发动机进行切割。不同的喷管角度对点火性能和气动布局都有影响，同一批次生产的变喷口微型固体火箭发动机的尾喷管角度不同，可极大提高生产的灵活性，促进生产效率的提高。

综上所述，本实用新型的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。

以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本实用新型的保护范围。

Claims (10)

1.一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。

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。

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.根据权利要求1-4任一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、燃烧室与所述尾喷管均沿所述发动机凹槽的中心线设置。

6.根据权利要求1-4任一所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于；所述通气槽的宽度为50um。

7.根据权利要求1-4任一所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：所述密封层为玻璃层，所述动力层为硅片层。

8.根据权利要求4所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：所述尾喷管的扩张段的张角为12度、20度或者30度。

9.根据权利要求4所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：所述尾喷管的喉管段宽为260微米，长为100微米。

10.根据权利要求1-4任一所述的变喷口微型固体火箭发动机，其特征在于：所述燃烧室呈正方形。