一種變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的制作方法
【專利摘要】本實(shí)用新型涉及航天技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，包括密封層和動(dòng)力層，所述動(dòng)力層的上表面開設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽，所述密封層蓋合在所述動(dòng)力層的上表面，所述發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力層的一側(cè)邊緣連通，所述通氣槽的進(jìn)口端與所述動(dòng)力層相對(duì)的另一側(cè)邊緣連通；將微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)整體橫向設(shè)置在動(dòng)力層上，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，且結(jié)構(gòu)整體的穩(wěn)定性增強(qiáng)，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密度，實(shí)現(xiàn)尾噴管的優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高了推重比，所產(chǎn)生的推力比傳統(tǒng)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)更為精準(zhǔn)，裝置易于加工制造，極大簡(jiǎn)化了加工流程，制造時(shí)集成度高，利于工業(yè)化生產(chǎn)，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(fā)動(dòng)機(jī)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本實(shí)用新型涉及航天技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002] 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、 高精度和高可靠性以及成本因素成為微型衛(wèi)星能否成功研制的關(guān)鍵。
[0003] 傳統(tǒng)的微電推進(jìn)技術(shù)、微冷氣推進(jìn)技術(shù)和微等離子體推進(jìn)技術(shù)，在體積和質(zhì)量上 存在著較大的缺陷，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。
[0004] 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。它是通過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)物的反沖量來提供向前的動(dòng)力。
[0005] 與微型液體、氣體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相比，微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢(shì)在于沒有轉(zhuǎn)動(dòng)件， 極大地降低了摩擦等不利因素帶來的設(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)的封裝保存帶來了便利。
[0006] 現(xiàn)有技術(shù)中的微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，以如下三種為典型代表：（1)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)；（2)法國(guó)LAAS-CNRS實(shí)驗(yàn) 室C.Rossi等開發(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)。 (3)如圖1所示，清華大學(xué)張高飛等研制的固體推進(jìn)器包括工質(zhì)貯腔2、收斂擴(kuò)散噴管3和密 封蓋層1。
[0007] 上述三種微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)采用的都是縱向加工方式，即將噴管層、點(diǎn)火電路 層和燃燒室層分開加工，然后再將三個(gè)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(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)噴管角度需求不同的加工要求，不能進(jìn)一步提高微型固體 發(fā)動(dòng)機(jī)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(xué)試 劑危險(xiǎn)性高，所需設(shè)備種類繁多；因發(fā)動(dòng)機(jī)的各層分開加工再連接，當(dāng)膠合連接發(fā)動(dòng)機(jī)各層 結(jié)構(gòu)時(shí)，微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)整體結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性差、精密性不足;燃料燃燒的沖量過大則會(huì) 對(duì)噴管層結(jié)構(gòu)造成破壞。
[0009] 因此，針對(duì)以上不足，需要提供一種新型變噴口微型固定火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。 【實(shí)用新型內(nèi)容】
[0010] ( - )要解決的技術(shù)問題
[0011] 本實(shí)用新型的目的是解決現(xiàn)有微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的加工工藝繁瑣，加工精度 高，難度大，加工過程危險(xiǎn)性高且所需設(shè)備多，易對(duì)噴管層結(jié)構(gòu)造成破壞，機(jī)構(gòu)整體的穩(wěn)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(jìn)一步提高微型固體發(fā)動(dòng)機(jī) 的推力，不能滿足不同發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)噴管角度需求不同的問題。
[0012] (二)技術(shù)方案
[0013] 為了解決上述技術(shù)問題，本實(shí)用新型提供了一種變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其 包括密封層和動(dòng)力層，所述動(dòng)力層的上表面開設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽，所述密封層蓋合在所述動(dòng) 力層的上表面，所述發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力層的一側(cè)邊緣連通，所述通氣槽的進(jìn)口端與所述動(dòng)力層相對(duì)的的另一側(cè)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(dòng)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(shè)有收縮段、喉管段和擴(kuò)張段，所述喉管 段用于過渡連接收縮端和所述擴(kuò)張段。
[0017] 其中，所述通氣槽、燃燒室與所述尾噴管均沿所述發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽的中心線設(shè)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(dòng)力層為硅片層。
[0020]其中，所述尾噴管的擴(kuò)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(zhǎng)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(shí)用新型的上述技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn):本實(shí)用新型提供了一 種變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，通過在動(dòng)力層上表面開設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽，將密封層蓋合在所 述動(dòng)力層的上表面，發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力層邊緣一側(cè)連通，通氣槽進(jìn)口端與動(dòng)力層的邊緣另一側(cè)連通，使整個(gè)微型固體發(fā)動(dòng) 機(jī)的結(jié)構(gòu)都在動(dòng)力層實(shí)現(xiàn);本申請(qǐng)的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)打破了傳統(tǒng)微型固體火箭 發(fā)動(dòng)機(jī)沿縱向進(jìn)行分層與加工的結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)將變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)整體橫向設(shè)置在 動(dòng)力層上，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，且結(jié)構(gòu)整體的穩(wěn)定性增強(qiáng)，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密 度，實(shí)現(xiàn)尾噴管的優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高了推重比，所產(chǎn)生的推力比傳統(tǒng)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)更為精 準(zhǔn)，裝置易于加工制造，極大簡(jiǎn)化了加工流程，且制造過程安全可靠，制造時(shí)集成度高，利于 工業(yè)化生產(chǎn)，極大的降低了制造成本。
[0025] 除了上面所描述的本實(shí)用新型解決的技術(shù)問題、構(gòu)成的技術(shù)方案的技術(shù)特征以及 有這些技術(shù)方案的技術(shù)特征所帶來的優(yōu)點(diǎn)之外，本實(shí)用新型的其他技術(shù)特征及這些技術(shù)特 征帶來的優(yōu)點(diǎn)，將結(jié)合附圖作出進(jìn)一步說明。
【附圖說明】
[0026] 圖1是現(xiàn)有技術(shù)中微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的立體圖；
[0027] 圖2是本實(shí)用新型實(shí)施例的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)平面圖；
[0028] 圖3是本實(shí)用新型實(shí)施例的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)集成在一個(gè)硅片上的示意 圖。
[0029] 圖中，I:密封蓋層;2:工質(zhì)貯腔;3:收斂擴(kuò)散噴管;4:密封層;5:動(dòng)力層;6:發(fā)動(dòng)機(jī) 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(jìn)口端；12:尾噴管的 收縮段;13:尾噴管的喉管段;14:尾噴管的擴(kuò)張段;15:空氣散熱槽。
【具體實(shí)施方式】
[0030] 下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型的【具體實(shí)施方式】作進(jìn)一步詳細(xì)描述。以下實(shí) 施例用于說明本實(shí)用新型，但不用來限制本實(shí)用新型的范圍。
[0031] 在本實(shí)用新型的描述中，需要說明的是，術(shù)語"上"、"下"、"內(nèi)"、"外"、"頂"、"底"等 指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本實(shí)用新型 和簡(jiǎn)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(gòu) 造和操作，因此不能理解為對(duì)本實(shí)用新型的限制。
[0032] 在本實(shí)用新型的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規(guī)定和限定，術(shù)語"設(shè) 有"、"置于"、"相連"、"連接"、"安裝"等應(yīng)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(jī)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(gè)元件內(nèi)部的連通。對(duì)于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以具 體情況理解上述術(shù)語在本實(shí)用新型中的具體含義。
[0033] 如圖2所示，為本實(shí)用新型提供的一種變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其包括密封層 4和動(dòng)力層5,所述動(dòng)力層5的上表面開設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽6,所述密封層4蓋合在所述動(dòng)力層5 的上表面，所述發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力層5的一側(cè)邊緣連通，所述通氣槽的進(jìn)口端11與所述動(dòng)力層5相對(duì)的的另 一側(cè)邊緣連通。
[0034] 本申請(qǐng)的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)打破了傳統(tǒng)微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)沿縱向進(jìn) 行分層與加工的結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)將變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)整體橫向設(shè)置在動(dòng)力層上，其結(jié) 構(gòu)簡(jiǎn)單，且結(jié)構(gòu)整體的穩(wěn)定性增強(qiáng)，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密度，實(shí)現(xiàn)尾噴管 的優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高了推重比，所產(chǎn)生的推力比傳統(tǒng)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)更為精準(zhǔn)，裝置易于加 工制造，極大簡(jiǎn)化了加工流程，且制造過程安全可靠，制造時(shí)集成度高，利于工業(yè)化生產(chǎn)，極 大的降低了制造成本。
[0035] 在本實(shí)用新型中，密封層4的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。發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽6的燃燒室8主要用來儲(chǔ)存固體 推進(jìn)劑，同時(shí)參與推進(jìn)劑的燃燒。通過干法刻蝕動(dòng)力層5進(jìn)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(shí)氣體流通的穩(wěn)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?xì)獾臒崮苻D(zhuǎn)換為動(dòng)能，并向外噴出， 在產(chǎn)生推力的同時(shí)，還通過對(duì)燃?xì)饬髁康目刂剖谷紵覂?nèi)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(fā)動(dòng) 機(jī)整體的機(jī)構(gòu)穩(wěn)定性增強(qiáng)，尤其是在燃料燃燒后沖量較大時(shí)，不易對(duì)尾噴管的結(jié)構(gòu)造成破 壞。
[0037] 具體地，所述述密封層4與所述動(dòng)力層5通過膠合或者鍵合連接，鍵合連接為優(yōu)選 方式。通過原子間鍵合實(shí)現(xiàn)的連接，保證了結(jié)合面良好的氣密性和穩(wěn)定性，從而保證了整個(gè) 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性。
[0038]具體地，所述密封層4為玻璃層，所述動(dòng)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(zhì)量好、加工成本低等優(yōu)勢(shì)。
[0039]優(yōu)選地，所述動(dòng)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(guó)肖特制造的BORDFLOAT? 33，克服了傳統(tǒng)國(guó)產(chǎn)玻璃盤存在的缺陷，其獨(dú)一無二 的特性在光學(xué)影像篩選機(jī)上面顯現(xiàn)得淋漓盡致。產(chǎn)品優(yōu)勢(shì)特點(diǎn)：a)極高的耐熱性能和優(yōu)異 的耐酸堿性在極具惡劣的環(huán)境不會(huì)發(fā)生變形;b)玻璃含雜質(zhì)非常少，從而降低光學(xué)噪聲的 干撓;C)優(yōu)異的光學(xué)透過性，更好的保證光學(xué)成像的真實(shí)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(qiáng)；e)極低的玻璃密度，在相同體積情況下，比傳統(tǒng)玻璃降低 20%重量，從而降低玻璃自重造成玻璃翹曲的風(fēng)險(xiǎn)。BF33玻璃層抗熱性能極佳、強(qiáng)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(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)凹槽6的中心線設(shè) 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(fù)壓才能成功完成填裝。當(dāng)通氣槽的寬度優(yōu)選為50微米時(shí)， 能保證所需負(fù)壓效果的同時(shí)，防止裝填燃料時(shí)燃料的溢出，以及點(diǎn)火時(shí)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(shè)有收縮段12、喉管段13和擴(kuò)張段 14,所述喉管段13用于過渡連接收縮端12和所述擴(kuò)張段14。由于尾噴管9內(nèi)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(yōu)選為先收縮后擴(kuò)張的拉瓦爾噴管，使燃 氣流動(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，通過改變拉瓦爾噴管的 設(shè)計(jì)參數(shù)，最終實(shí)現(xiàn)可變噴口的形貌優(yōu)化。
[0042] 當(dāng)集成生產(chǎn)本實(shí)用新型的微型固體發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，可在同一批次生產(chǎn)多個(gè)不同參數(shù)的 微型固體發(fā)動(dòng)機(jī)。如圖3所示，如5個(gè)為一組的微型固體發(fā)動(dòng)機(jī)，可根據(jù)需要設(shè)定其參數(shù)，比 如總長(zhǎng)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(gè)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(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)單 元之間都有一個(gè)空氣散熱槽隔開，該空氣散熱槽用于增加隔熱效果，加強(qiáng)點(diǎn)火效率，同時(shí)方 便對(duì)集成的微型固體發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行切割。不同的噴管角度對(duì)點(diǎn)火性能和氣動(dòng)布局都有影響， 同一批次生產(chǎn)的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管角度不同，可極大提高生產(chǎn)的靈活 性，促進(jìn)生廣效率的提尚。
[0043]綜上所述，本實(shí)用新型的微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)打破了傳統(tǒng)微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)沿 縱向進(jìn)行分層與加工的結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)將變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)整體橫向設(shè)置在動(dòng)力層 上，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，且結(jié)構(gòu)整體的穩(wěn)定性增強(qiáng)，精密度高，尤其是提高了尾噴管的精密度，實(shí)現(xiàn) 尾噴管的優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高了推重比，所產(chǎn)生的推力比傳統(tǒng)的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)更為精準(zhǔn)，裝置 易于加工制造，極大簡(jiǎn)化了加工流程，且制造過程安全可靠，制造時(shí)集成度高，利于工業(yè)化 生產(chǎn)，極大的降低了制造成本。
[0044]以上所述僅是本實(shí)用新型的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技 術(shù)人員來說，在不脫離本實(shí)用新型技術(shù)原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和變型，這些改 進(jìn)和變型也應(yīng)視為本實(shí)用新型的保護(hù)范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:包括密封層和動(dòng)力層，所述動(dòng)力層的 上表面開設(shè)有發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽，所述密封層蓋合在所述動(dòng)力層的上表面，所述發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力層的一側(cè)邊緣連通， 所述通氣槽的進(jìn)口端與所述動(dòng)力層相對(duì)的的另一側(cè)邊緣連通。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:所述通氣槽、燃燒 室和尾噴管一體成型。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:所述密封層與所述 動(dòng)力層通過鍵合連接。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:所述尾噴管沿燃料 的噴射方向依次設(shè)有收縮段、喉管段和擴(kuò)張段，所述喉管段用于過渡連接收縮端和所述擴(kuò) 張段。5. 根據(jù)權(quán)利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于：所述通氣 槽、燃燒室與所述尾噴管均沿所述發(fā)動(dòng)機(jī)凹槽的中心線設(shè)置。6. 根據(jù)權(quán)利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于;所述通氣槽 的寬度為50um〇7. 根據(jù)權(quán)利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:所述密封層 為玻璃層，所述動(dòng)力層為硅片層。8. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:所述尾噴管的擴(kuò)張 段的張角為12度、20度或者30度。9. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:所述尾噴管的喉管 段寬為260微米，長(zhǎng)為100微米。10. 根據(jù)權(quán)利要求1-4任一所述的變噴口微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于:所述燃燒 室呈正方形。
【文檔編號(hào)】F02K9/97GK205618260SQ201620118709
【公開日】2016年10月5日
【申請(qǐng)日】2016年2月6日
【發(fā)明人】陶智, 李秋實(shí), 李海旺, 紀(jì)國(guó)圣, 吳弘濤, 田騰躍
【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)