固體推進劑微推進器的研究進展

李和平,何建樂,梁導倫,劉建忠，蔚明輝

(1.浙江大學 能源清潔利用國家重點實驗室， 浙江 杭州 310027;2.華電電力科學研究院， 浙江 杭州 310030;3.杭州電子科技大學能源研究所， 浙江 杭州 310018)

隨著航空航天技術的微型化發展，未來航天器的發展目標可能由很多飛行成編隊的廉價、可靠和靈活的微型航天器(質量大約10 kg或更小)組成，而不是傳統的單一的大型航天器。因為航天器體積和質量的減小，將大幅度減少其生命周期成本(包括制造加工、火箭運載和在軌運行成本)，提高能源利用效率和發射率，降低任務風險，并增加任務靈活性。對于微型航天器，各個部件和系統，包括推進器都需要微型化。微機電系統(MEMS)技術的發展和應用促進了最先進的微航天器的發展。

但系統微型化也面臨著一些困難，微型系統對加工工藝提出了更高的要求。微小尺度表現出與常規尺度不同的特性，傳統的理論不再適用。微型推進器較高的比表面積抑制點火，且導致燃燒熄火，但對單位體積能量的輸出是非常有利的。

微型推進器是微推力系統的重要部件，主要作為能量驅動單元，為微型器件提供動力。微型推進器可以為微傳感器提供驅動力，為微型火箭和微型航天器提供微推力，實現微型衛星高精度的方位保持、姿態控制、速度調整、重力補償和軌道調整。根據微航天器的質量，固體推進劑微推進器可以得到0.6×10-3m/s到20 m/s的速度增量。加拿大約克大學YUSend實驗室[1-3]把設計的微推進器陣列安裝在YUSend-1納米衛星上，為衛星提供微推力，以維持衛星在需要的軌道上工作運行。納米衛星將被用于地球與空間科學及其他衛星的檢測和地球的探索。微型推進器還可作為微型武器的主推力裝置或彈道導彈的輔助推力裝置，實現側向運動和末速控制。

另外，微型推進器還可以提供其他形式的能量。例如，可用于微內燃機、微發動機、微燃料電池、微光電系統等。如美國加州大學的Dana Teasdale等[4-5]設計制造的微推進器，由內徑3.2 mm的陶瓷燃燒室、火箭噴嘴、點火器和十二個熱電元件組成。選用AP/HTPB作為推進劑，燃燒持續10 s，得到4×10-3N的峰值推力和2×10-2W的電能。

固體含能燃料的燃燒是一種從小體積獲取高水平能量的簡單方式。一個典型固體推進劑的能量密度大約是5 J/mm3，而典型的傳統鋰電池的能量密度只有0.5 J/mm3[10]。因此，固體推進劑特別適合作為微推進器的填充燃料，滿足微推進系統必須能在很短的時間內迅速提供低推力和小沖量的要求。另外，固體微推進器不需要液體和氣體推進劑微推進器所需的泵、閥和燃料管線等復雜的設備，整個系統結構簡單緊湊。因為沒有移動部件，摩擦損失小，推進劑泄露的可能性也比較低，利于整個系統的整合?？梢酝ㄟ^設置微推進器的結構、尺寸，及推進劑種類、含量，獲得需要的推力和沖量。

固體推進劑微推進器的工作原理是：通過燃燒，把儲存在微燃燒室中推進劑的化學能轉化為可用的微推力能源。主要的設計思想是基于三層面包夾心結構，通常包括三部分：微燃燒室、微噴嘴、微點火器。推進劑被裝填在每個單獨的密封燃燒室中。當點火器電阻通電后，推進劑被點燃，燃燒室內的壓力增大，隔膜破裂，產生的高溫高壓流體通過漸縮漸擴噴嘴膨脹后，速度急劇增加，產生推力和沖量。

但單個固體化學微推進器是單發設備，不能重復產生推力。因此一般是在同一芯片上匯集多個獨立的可尋址微推進器，即微推進器陣列來彌補這個缺陷。因為微推進器陣列由多個微推進器構成，即使出現單發失效，仍可以用其他微推進器的來替代，保證了微型器件的正常運行。把單個微推進器產生的脈沖稱作“脈沖節”，微推進器陣列可以以“脈沖節”為單位，通過控制尋址電路，有序的開啟特定的單個或多個微推進器，產生單個或多個“脈沖節”，得到設計的推力和沖量。這正是國內外文獻中經常提及的“數字推進”[6-8]。每個“脈沖節”的大小取決于單發微推進器的形狀尺寸及內部推進劑的種類含量。

1 國內外研究進展

固體推進劑微推進器由于微型化造成面積/體積比增大，推進劑在微燃燒室內的逗留時間和反應時間縮小，推進器微型化不再是簡單的幾何縮小，而可能有原理和工作方式上的根本變化。另外，還需要解決小體積器件內高溫高壓可能導致機械損傷等工程問題。因此，國內外從固體推進劑微推進器的設計加工、點火燃燒特性實驗、推力沖量測試等方面開展了較全面的研究工作，并進行了建模仿真計算。以期在航空航天領域或軍事領域的應用方面提供理論基礎和技術保障。

1.1 微推進器結構類型

固體推進劑微推進器的構造主要有兩種類型：一種是臥式結構，如圖1、圖2所示。通常有兩到三層構成，其中燃燒室、噴嘴和點火器等主要部件集中在一層，使微加工深度保持一致。另外一到兩層作為蓋板，起密封作用。但點火器的布置方式不同：新加坡國立大學[9-10]和美國加州大學[11]直接將單根點火線安裝在燃燒室靠近噴嘴處，日本九州大學[12]和法國圖盧茲大學[13]將點火器附著在薄板或蓋片上，利于傳熱，改善了點火性能。

圖1 法國圖盧茲大學臥式微推進器的結構尺寸[13]

圖2 新加坡國立大學臥式微推進器的結構[10]

另外一種是立式結構，燃燒室、噴嘴、點火器等重要部件分別加工在不同的板上，再粘結成一體，如圖3所示。較多的單位開展了相關的研究，結構大同小異，從上到下依次是：噴嘴層、點火層(包括點火器和引燃劑)、中間層、燃燒室層和密封層。其中點火器是附著有點火線圈的薄膜。點火器提供點火所需的能量，薄膜防止推進劑散落到外面，且為點火線圈提供結構支持及制造主推進劑燃燒所需的較高壓力環境。韓國高等科學技術研究院[14-16]設計的點火線圈直接與推進劑接觸，提高了點火器點火的可靠性。點火層和燃燒室層之間的中間層防止加熱膜過早破裂，延長了引燃劑加熱推進劑的時間。

由臥式和立式兩種固體推進劑微推進器的結構特點，推斷立式微推進器更適用于微推進器陣列的加工。首先分別在不同的層面上加工多個微噴嘴、點火器、燃燒室等，再把這幾層粘結組裝在一起，便得到立式微推進器陣列。韓國高等科學技術研究院的Jongkwang Lee等[14-16]給出了直觀的實物圖，見圖4。

圖3 韓國高等科學技術研究院微推進器結構圖和微點火器[14-16]

圖4 立式微推進器陣列組裝前后的實物圖[14-16]

1.2 微推進器點火裝置

微點火器的熱、電、機械特性決定了微推進器的推進性能[14]。加拿大的Kartheephan Sathiyanathan[1-3]使用傳統的低成本的材料，如鈦、印刷電路板，電阻點火導線，如鎳鉻合金。新加坡國立大學[9]用金/鈦(Au/Ti)點火器取代金屬絲點火器。發現：熱阻絲點火器較Au/Ti點火器制微推進器質量較大，導致比沖量較低；因Au/Ti點火器是薄的點火器附著在玻璃層上，提升了燃燒穩定性。加州理工考慮到便于整合到火箭單元，用多晶硅電阻加熱器[17]。而微推進器點火的可靠性和重復性、點火延遲時間、點火成功率、點火功率和點火能量，依賴于點火器的薄膜材料、電阻，依賴于推進劑的尺寸及不均勻性，點火器和推進劑的接觸及點火器的供給電壓、電功率、溫度等[10,12-13]。點火方式的發展方向：更易于整合，更低的能量可以實現點火，及更加穩健的點火機理，以提高點火的效率[11]。

1.3 微推進器材料選擇

微推進器面臨嚴峻的機械和熱問題[14]。微小燃燒室內推進劑要實現持續燃燒，需選用熱傳導率小的材料。且微燃燒室內高壓高溫的環境，要求燃燒室壁面的強度較大，以防止破裂。

材料一般選用硅、耐熱玻璃、銅、鋁、黃銅、碳素鋼、不銹鋼、氮化硅。但硅的熱傳導率高，增加了遠紅外輻射損失。硅材料還需要較厚的尺寸以承受高的壓力。為了降低散熱，用低熱導率的陶瓷代替硅，但陶瓷質量較重，且難于加工[13]。氧化鋁玻璃，熱傳導率低。光敏玻璃具有低熱導率，低的整合、加工成本。

除了材料，燃燒室的厚度、形狀也會影響推進劑是否持續燃燒及燃速大小。加州大學研究發現：橢圓形燃燒室的比表面積小于矩形的，減小了熱損失，避免了矩形燃燒室帶來的彎曲度和破裂[11]。可以預見，微燃燒室尺寸和材料的研究方向是：更小的燃燒室質量、體積和熱傳導率，同時高的強度。

1.4 微推進器用推進劑

微燃燒室尺寸的大幅度減小，導致熱熄火、自由基熄火[10]。加上推進劑在微燃燒室內的停留時間明顯縮短，使推進劑的成功點火和持續燃燒很難實現。因此，推進劑的性能是否穩定，直接影響微推進器的高效穩定運行。有必要研究不同推進劑在微推進器中的性能，以尋求適用于微推進器的推進劑配方。微推進器常用的固體推進劑有復合推進劑(如Al/AP/HTPB)，特殊的火藥(如火藥/高氯酸鉀)、斯蒂芬酸鉛，聚合物/硝酸銨等。

加州大學采用89%AP和HTPB組合燃料作為微火箭的推進劑，能量密度高，其中氧化劑的尺寸有200微米和20微米。AP的分解溫度是420K，完全反應溫度是520～620K。650K以下，AP的分解速率小于粘合劑的，因此，AP控制著整個點火燃燒過程，決定了反應速率。結果發現：如果氧化劑顆粒過大、且分散，氣態氧化物和燃料在小尺寸燃燒室內很難混合以維持燃燒的放熱過程。減小AP顆粒尺寸，或粗糙的和細致的AP顆粒混合，可以增加固體混合及預混火焰，提高燃燒性能[11]。

復合推進劑中添加鋁顆粒可以提高燃速、火焰溫度和比沖。但因為鋁的燃燒溫度較高，在微燃燒室內鋁的停留時間小于化學反應時間，鋁顆粒很難完全燃燒，且鋁燃燒時，表面發生鋁團聚，分離成300微米的液滴。液體團聚不遵循流線，因為兩相流，導致氣體的動能損失。它還會從高溫產物里吸收能量，堵塞腐蝕噴管，改變噴嘴的尺寸，影響穩定燃燒。

Okada T等人研究硼/硝酸鉀(NAB)中，添加硫氰酸鉀/氯酸鉀/硝化纖維(RK)的影響。發現：RK減少了點火能、點火延遲時間，減小了點火需要的能量[12]。加拿大的Kartheephan Sathiyanathan[1-3]研究的微推力器推進劑配方是GAP(聚疊氮縮水甘油醚)和AP(高氯酸銨)。GAP是一種含能粘合劑，具有低粘性、含能高、低敏感性、無毒的優點。與粘合劑HTPB相比，分解放出大量的熱。

法國有人發現：雙基推進劑的點火成功率僅為20%，要添加黑火藥以增加點火成功率。但推力數據雜波大，因為推進劑的不均勻分布，及顆粒大小的影響[13]。新加坡國立大學[9]用配方：90%火藥(75%硝酸鉀，15%碳，10%硫磺)，6%AP，3%Al，1%Fe2O3。其中AP的作用是：降低點火溫度，提高推進劑比推力。Al的作用：增加點火溫度和比推力。Fe2O3作為燃燒催化劑。得到燃速高于HTPB/AP/Al推進劑。日本也有人發現：炸藥由于具有高的點火敏感性，優于常規航空航天用推進劑[12]。

除了上述推進劑，美國加州理工大學[17]選用斯蒂芬酸鉛產生10-4N·s的沖量，100瓦的能量。對比斯蒂芬酸鉛、鋯-高氯酸鉀(ZPP)的性能發現：斯蒂芬酸鉛只有氣體噴出燃燒室，說明燃燒完全；ZPP是更敏感和高能的點火藥，降低了點火能，但有顆粒噴出，斯蒂芬酸鉛優于ZPP[14]。二硝基重氮酚(DDNP)是一種不含重金屬的有機化合物,既具有猛炸藥的威力,又具有良好的起爆藥性能,同時具有良好的化學安定性[12]。球形結構解決了針狀晶體顆粒難填充、敏感問題。

因為微燃燒室容積與推進劑的顆粒大小相當，接近文獻中給出的火焰熄火極限直徑1 mm[13]。因此，推進劑的選擇尤為重要。另外，固體推進劑裝填不均勻，都是引起微推進器產生推力振蕩的原因。表1給出了常規尺度火箭發動機的典型推進劑配方，主要包括：氧化劑、粘合劑/燃料、塑化劑、固化劑、燃燒催化劑和粘結劑。一般還會添加增速劑或降速劑，調控推進劑反應速度。

常規燃料不適用于微火箭的原因：混合物結構不統一及炸藥太多帶來振蕩。不僅是燃料的顆粒大小影響點火燃燒性能，氧化劑等的顆粒大小及各個組分的分散度、壓力等也影響燃燒穩定性[12]。

以納米尺寸的顆粒作為推進劑，并通過改變推進劑的裝藥密度，可獲得更大的推力[19]。還可以在推進劑配方中加入添加劑，提升其點火燃燒性能。一般推進劑的燃點較高，因此通常在點火電阻和主推進劑之間填充一種低燃點的點火藥作為引燃劑。一方面起加熱主推進劑的作用，另一方面為主推進劑提供高壓環境。推進劑的裝填質量影響比沖量。應當設計合理的結構，提高裝填質量和比沖量。

表1 常規尺度固體火箭發動機的典型推進劑配方[20]

1.5 微燃燒測試系統

微推進器設計的最終目標是：使化學能有效的轉換成動能，以產生軸向推力。推力、總沖量、比沖是評價推進性能的重要指標。因微推進器尺寸的減小，使微燃燒的觀測，及微推力、微沖量的測試與常規尺度存在較大差異，因此需要搭建專門的實驗臺。為了研究不同因素對微推進器點火燃燒特性和推力沖量的影響，進一步優化微推進器結構尺寸和推進劑配方，各個研究單位根據測試目的的不同，設計了不同類型的實驗臺。

新加坡國立大學的Kaili Zhang等[9-10]自行搭建了如圖5所示的實驗臺，用以研究固體推進劑微推進器的特性。推力測量系統的主要儀器包括：高靈敏度石英壓電傳感器、電荷放大器和數據采集系統。其中，壓電傳感器安裝在重平臺上，減少了外界環境的干擾。數字直流電源為推進劑提供點火能。因為微航天器的運行環境是真空，為了模擬最真實的工作環境，實驗臺還增加了真空可視系統。包括：真空泵、真空計、波紋管閥。當微推進器工作，有推力產生時，傳感器接收到壓力信號產生PC為單位的電荷信號，放大器將很小的電荷信號轉變成較大的電壓信號。數據采集系統根據電壓信號的強弱，換算得到推力。同時，高速數碼攝像儀與視頻采集系統相連，同步記錄微燃燒現象。

圖5 新加坡國立大學用實驗臺系統圖[9-10]

加拿大約克大學YUSend實驗室的Kartheephan Sathiyanathan等[1-3]搭建了吊籃式推力測試實驗臺，如圖6所示。主要包括一個用四根電線吊起的吊籃，激光干涉儀和數碼相機。微推力器安裝在吊籃的一側。數碼相機記錄整個點火燃燒過程，激光干涉儀測量推力引起的位置變化。吊籃由質量很輕的塑料制成，利于觀察微推進器燃燒引起的最大可見偏轉量。吊籃被放置在密閉空間里，減少外界的干擾。

圖6 加拿大約克大學用推力測試實驗臺[1-3]

法國圖盧茲大學LAAS-CNRS的C.Rossi等[21-22]用一個懸浮在空氣環境中的單擺測得微推進器產生的脈沖推力，實驗臺如圖7所示。包括一個薄且硬(100 μm厚)的單擺，它可以圍繞樞軸點自由轉動。底部安裝有印刷電路版的微推力器被放置在單擺的底端。在單擺的另一側，與微推進器正對的位置，安裝有線圈。線圈浸沒在永久磁鐵產生的磁感應場中，產生與微推進器推力相反的力，以使單擺固定在垂直的位置。位移傳感器由高頻變送器(磁鐵)和高頻接收器(銅板)組成?？刂拼盆F和銅板之間的距離可調節高頻信號的幅度。位置控制回路由PID電路完成。實驗臺被固定在一個大理石臺面上，以盡量減小測試過程中的振動干擾。當有推力產生時，單擺繞樞軸點轉動。位移傳感器供給電壓給電子控制系統，線圈中的電流增大，產生復原力，直到單擺到達參考位置。復原力正比于線圈中的電流，因此通過測試線圈中的電流便可得到平衡力，即微推進器產生的推力。另外，數碼相機記錄燃燒過程，測得燃速。

圖7 法國圖盧茲大學用實驗臺示意圖和實物圖[21-22]

新加坡國立大學[9-10]和韓國高等科學技術研究院[14-16]用壓電傳感器通過壓力信號和電信號的轉換，實時測量推力，簡單精確。沖擊擺是一種將待測沖量轉化為擺動角度的測量裝置。法國圖盧茲大學LAAS-CNRS[21-22]、日本九州大學[12]、美國加州理工大學[17]、美國加州大學[4-5，11]和南京理工大學等單位分別將單擺與線圈、激光位移計或激光干涉儀、壓電傳感器等聯用，間接測量推力沖量。但實驗中無法避免單擺轉動過程中因摩擦或外界空氣阻力及重力作用引起的誤差，所得結果不精確。加拿大約克大學YUSend實驗室[1-3]搭建的吊籃式實驗臺是通過吊籃位移的變化，間接得到微推力。與沖擊擺存在的問題一樣，間接測量誤差較大。綜合比較，壓電式測試系統更適用于微推力的測量。因所測推力在毫牛級，需要選用高靈敏度的壓電傳感器。

2 含硼推進劑用于微推進器的初步研究

盡管常規尺度固體化學推進器的研究已經較普遍，但是相關實驗和理論并不適用于微型設備。因為微推進器燃燒室的尺寸一般在毫米或亞毫米級，由于較大的比表面積引起嚴重的散熱損失，其內部的燃料難以點燃，且易發生不穩定燃燒和熄火等現象[23-24]。與常規尺度比，微燃燒室中燃料的駐留時間短、層流特征明顯、黏性力和摩擦力大等微通道效應顯著[25-26]；有關尺寸減小，絕熱壁面的假設也不再成立。另外，因為設備尺寸的減小，火焰尺寸與燃燒室尺寸相當，且燃燒時間短，很難實現燃盡。因此如何實現微推進器中燃料的順利點火和高效燃燒尤為重要。

硼具有較高的質量熱值和體積熱值，且硼的燃燒產物潔凈、分散性好，可以顯著減小二相流損失，提高噴射效率[27]，使硼富燃料推進劑成為固體火箭沖壓發動機的首選燃料。高氯酸銨是推進劑的主要添加劑之一，作為強氧化劑易于分解產生大量的氧氣。我們前期的研究選取無定形硼(B)和高氯酸銨(AP)混合制備的含硼推進劑作為研究對象，驗證它用于微推進器的性能。我們分析了B/AP質量比分別為1/3，1/2，1/1，2/1，3/1，4/1，5/1的含硼推進劑的火焰形貌和點火燃燒特性參數發現，氧/燃比為 1 的含硼推進劑在微細圓管中的燃燒劇烈且穩定，符合微火箭推進系統對推力和動力高效且穩定產生的要求[30-31]。含硼推進劑在內徑5 mm，壁厚1 mm，長度50 mm，上端孔徑1.5 mm的石英玻璃微燃燒器中的實驗結果顯示，當B/AP質量比為4/6時，其推力、沖量及比沖同時達到最大，推力達81.2 mN，最大沖量達0.465 N·s，最大比沖達39.99 s[32-33]。

硼表面覆蓋著一層B2O3氧化膜，阻礙了外界氧化劑與硼顆粒的直接接觸和反應。在硼被點燃時，B2O3氧化膜呈熔融態，需要很高的溫度才能實現快速蒸發[28]。且硼的熔點和沸點較高，使硼存在點火溫度高、點火延遲時間長、燃燒效率低等點火和燃燒性能差的問題[29]。因此，如何實現微小尺度環境下含硼推進劑的成功、快速點火和持續、穩定、劇烈、高效燃燒，是亟待解決的問題。我們研究發現：草酸是一種有機酸，可以溶解硼顆粒表面的氧化膜，且分解產生的氣體利于氧化膜的消耗，可以有效改善硼的點火燃燒特性[34,35]。實驗結果顯示：草酸可以有效地縮短硼的點火延遲時間，提高硼的燃燒效率，改善硼的點火性能和燃燒效率。下一步工作應合理控制草酸的添加量，使草酸發揮提升硼點火性能和燃燒效率的同時，減小草酸對含硼推進劑燃速和燃燒強度的不利影響。以實現含硼推進劑在微細圓管中更加快速點火和更高效、劇烈、穩定燃燒。因此，為了獲得適用于微推進器的含硼推進劑的改進配方，可以選用草酸、氫化鋰等作為添加劑，或使用包覆工藝改善硼的性能[36-37]。

評價微推進器中燃料的性能指標包括：點火過程中的點火延遲時間、點火成功率、點火功率等，燃燒過程中的火焰形貌、燃速、燃燒劇烈程度等及推力沖量的大小和穩定性。進行含硼推進劑用于微推進器的研究，應當對以上參數進行實驗和評價。我們將在前期工作的基礎上，搭建一套集點火控制、燃燒和推進性能診斷于一體的激光點火測試系統；研究含硼推進劑自身理化特性和微尺度環境因素對微推進器性能的影響；尋求適用于微推進器的含硼推進劑配方，獲得該配方作為微推進器能量單元的性能規律及其在微推進器中快速點火和持續穩定高效燃燒的方法。為微推進器燃料配方的設計提供指導。

3 結論

本文從微推進器結構類型、點火裝置、材料選擇、推進劑配方、測試系統等方面進行了綜述，認為有關研究應當從以下幾個方面著手。

1) 微推進器的尺寸在微米、毫米級，微加工工藝精度是制約其發展的主要因素。

2) 為了得到需要的推力、沖量等參數，應當合理設置點火器、噴嘴、燃燒室、密封蓋等組成部分的材料、結構和尺寸及推進劑配方。

3) 微推進器陣列結構可以避免固體推進劑微推進器單發的缺陷。為了有效控制微推進器陣列的單元有序啟停，獲得所需要的推力、沖量，研究的重點應該是尋址電路的設計。

4) 因為尺度的減小，用于溫度、壓力等測量的常規儀器設備，無法直接應用于微推進器，因此提高微燃燒的觀測，及微推力、微沖量的測試精確度是非常重要的。

5) 微推進器用于微航天器，處于真空環境，實驗室里應用研究的關鍵必須是真實的模擬太空環境。

[1] SATHIYANATHAN K,LEE R,CHESSER H.Solid Propellant Microthruster Design for Nanosatellite Applications[J]. Journal of Propulsion and Power,2011,27(6):1288-1294.

[2] SATHIYANATHAN K,LEE R,CHESSER H,et al.YuSEND-1 solid propellant microthruster design,fabrication and testing[C].24thAnnual AIAA/USU Conference on Small Satellites.

[3] SATHIYANATHAN K,LEE R,STOWE R,et al.Mems-based solid propellant microthruster design for cubesat application[R].

[4] LINDSAY W,TEASDALE D,MILANOVIC V,et al.Thrust and electrical power from solid propellant microrockets.2. Actuators[C]//Micro Electro Mechanical Systems,2001.

[5] TEASDALE D,MILANOVIC V,CHANG P,et al.Microrockets for smart dust[J].Smart Materials and Structures,2001,10(6):1145.

[6] 金峰.微型固體發動機組的結構設計及性能檢測[D].上海:上海交通大學,2008.

[7] FRANKS A,LUTY M,ROBBIE C,et al.A design study of a microthrust balance for space applications[J].Nanotechnology,1998,9(2):61.

[8] 沈瑞琪,葉迎華,戴實之.數字化火工技術的概念和應用[J].火工品,2000,(2):36-38.

[9] ZHANG K L,CHOU S K,ANG S S,et al.A MEMS-based solid propellant microthruster with Au/Ti igniter[J].Sensors and Actuators A:Physical,2005,122(1):113-123.

[10] ZHANG K L,CHOU S K,SIMON S A.Development of a Solid propellant microthruster with chamber and nozzle etched on a wafer surface[J].Journal of Micromechanics and Microengineering,2004,14(6):785-792.

[11] TEASDALE D.Solid propellant microrockets[D].Citeseer,2000.

[12] OKADA T,YAMADA Y,EBISUZAKI H,et al.Explosive Powders for Further Miniaturization of MEMS Rocket[C].The Fourth International Workshop on Micro and Nanotechnology for Power Generation and Energy Conversion Applications,Power MEMS,Kyoto,Japan,2004,56-59.

[13] CHAALANE A,ROSSI C,ESTEVE D.The formulation and testing of new solid propellant mixture(DB+x%BP) for a new MEMS-based microthruster[J].Sensors and Actuators A:Physical,2007,138(1):161-166.

[14] LEE J,KIM K,KWON S.Design,fabrication,and testing of MEMS solid propellant thruster array chip on glass wafer[J].Sensors and Actuators A:Physical,2010,157(1):126-134.

[15] SEO D,LEE J,KWON S.The development of the micro-solid propellant thruster array with improved repeatability[J].Journal of Micromechanics and Microengineering,2012,22(9):94004-94014.

[16] LEE J,KIM T.MEMS solid propellant thruster array with micro membrane igniter[J].Sensors and Actuators A:Physical,2013,190:52-60.

[17] LEWIS JR D H,JANSON S W,COHEN R B,et al.Digital micropropulsion[J].Sensors and Actuators A:Physical,2000, 80(2):143-154.

[18] 陳旭鵬，李勇，周兆英.采用雙彈性元件級聯的微小推力測量方法[J].清華大學學報(自然科學版),2004,44(2):205-208.

[19] 陳玉華.小型化學能推進器的研究[D].南京:南京理工大學,2006.

[20] PARRA E,PISTER K,FERNANDEZ-PELLO C. Solid-Propellant Micro-Thruster[C].The Sixth International Workshop on Micro and Nanotechnology for Power Generation and Energy Conversion Application.Berkeley,U.S.A.2006:25-28.

[21] ROSSI C,LARANGOT B,LAGRANGE D,et al.Final characterizations of MEMS-based pyrotechnical microthrusters[J].Sensors and Actuators A:Physical,2005, 121(2):508-514.

[22] LARANGOT B,ROSSI C,CAMPS T,et al.Solid propellant micro rockets—towards a new type of power MEMS[C].Proc Nanotech AIAA,Houston,TX,USA,2002,9-12.

[23] JU Y,MARUTA K.Microscale combustion:Technology development and fundamental research[J].Progress in Energy and Combustion Science,2011,37(6):669-715.

[24] FERNANDEZ-PELLO A C.Micropower generation using combustion:Issues and approaches[J].Proceedings of the Combustion Institute,2002,29(1):883-899.

[25] MARUTA K.Micro and mesoscale combustion[J].Proceedings of the Combustion Institute,2011,33(1):125-150.

[26] CHOU S K,YANG W M,CHUA K J,et al.Development of micro power generators—A review[J].Applied Energy,2011, 88(1):1-16.

[27] 毛成立，李葆萱，胡松啟，等.熱空氣中硼粒子點火模型研究綜述 [J].推進技術,2001,22(1):6-9.

[28] 龐維強，張教強，張瓊方，等.硼粉的包覆及含包覆硼推進劑燃燒殘渣成分分析[J].固體火箭技術,2006,29(3):204-221.

[29] 臧令千.硼用作推進劑燃料組分的研究[J].推進技術,1990(4):56-62.

[30] 李和平，汪洋，周俊虎，等.微小圓管中 B/AP混合物燃料的傳熱和燃速研究[J].固體火箭技術,2013,36(5):632-636，646.

[31] 李和平，楊衛娟，汪洋，等.含硼燃料在微小圓管中的點火燃燒特性研究[J].浙江大學學報(工學版),2014(5):917-922.

[32] 劉建忠，梁導倫，汪洋，等.基于MEMS的固體燃料微推進技術研究進展[J].納米技術與精密工程，2016，14(1)：48-54.

[33] LIANG Daolun,LIN Jianzhong,ZHOU Junhu,et al.Combustion Characteristics and Propulsive Performance of Boron/Ammonium Perchlorate Mixtures in Microtubes[J].Journal of Energetic Materials.2016,34:297-317.

[34] 李和平，汪洋，楊衛娟，等.草酸對微小圓管中B/AP混合物燃料點火特性的影響[J].固體火箭技術,2013,36(6):780-785.

[35] 李和平，王縱濤，汪洋，等.含硼燃料在細管內點火燃燒特性的實驗研究[J].推進技術,2014,35(4):559-564.

[36] XI Jianfei,LIN Jianzhong,WANG Yang,et al.Metal Oxides as Catalysts for Boron Oxidation[J].Journal of Propulsion and Power.2014,30(1):47-53.

[37] 高豐，楊坤.高氯酸銨基復鹽包覆硼粉的制備與表征[J].四川兵工學報,2015,36(9):142-144.