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Keywords micro thruster, low temperature eutectic, microscale heat transfer, ANSYS thermal analysis
目 录
1 绪论 1
1.1 论文的研究背景和意义 1
1.2 MEMS封装技术研究概述 2
1.3 微尺度传热研究概述 6
1.4 本文的主要工作 8
2 低温共晶键合方法实验 9
2.1 低温共晶键合原理 9
2.2 低温共晶键合实验方案的设计 9
2.3实验仪器与药品 12
2.4 实验过程 13
2.5 本章小结 21
3 微推进器阵列键合强度测试及热性能数值模拟 23
3.1 键合强度测试 23
3.2 微推进器阵列热性能数值模拟 26
3.3 本章小结 30
全文总结与展望 32
致 谢 34
参考文献 35
1 绪论
1.1 论文的研究背景和意义
随着小型化和微纳技术的最新发展，卫星设计领域产生了一个新的概念，即用小型卫星编队实现单一大卫星所具备的功能，根据卫星质量可将小型卫星分为小卫星(100kg～500kg)、微卫星(10kg～100kg)、纳卫星(1kg～10kg)甚至皮卫星 (1kg以下) [1]。随着未来太空技术的发展，太空中可能会出现组队或者联网飞行的小卫星，如图1.1所示[2]，微型卫星编队一起执行与单一大型卫星相同的任务，不仅能够极大的节约成本，并且具有可替代性强、易于调控的优点。为了使组网小卫星相互位置关系的稳定，需要有能提供 推力的微推进系统。
图1.1 单个小卫星及组队飞行效果图
近年来，国内外均在大力发展载人航天事业，美国政府最近发出了要重返月球的口号，太空无疑是人类未来探索的重要领域之一。随着微纳卫星的发展，微推进系统的研究引起了国内外研究人员的广泛关注。尤政等在2004年[3]介绍了几种基于MEMS的微推进系统，包括电推进与化学推进两类，MEMS固体化学推进系统由于质量体积小、集成度高、推力可调等优点被认为是微纳卫星理想的微推进系统。典型的化学微推进系统的结构如图1.2所示。通过MEMS技术将微推进器的点火层、药室层以及喷口层集成在同一芯片上，点火层的电路设计与微推进系统的控制系统相连，能够实现系统的数字化控制。
图1.2 MEMS微推进系统阵列结构示意图
图1.2所示的微推进器是典型的“三明治”结构，各层分别设计制作后需要进行层间键合。由于MEMS的输入信号界面十分复杂、三文结构的要求、特殊外壳要求、高可靠性要求使得MEMS封装问题存在很大的难点[4]。微推进器阵列的键合包括各层之间的键合及基底的引线键合，各层之间的键合包括点火层与药室层的键合以及药室层与喷口层的键合。如何有效地解决封装问题是微推进器中的一大难点。
与常规固体火箭发动机类似，固体化学微推进阵列也是通过含能材料的燃烧产生气体，经过喷口层加速而产生推力冲量[5]。一般微推进器的尺寸规格处于毫米级或者亚毫米级，由于其尺寸的减小，含能材料在燃烧室中的燃烧传热过程以及气体在喷管中的传质加速过程与传统的固体火箭发动机有很大的不同，微尺度下的燃烧有其独特的燃烧特性，也面临着诸如淬火、燃烧稳定性[6]等新的问题，因此，微尺度下的燃烧过程及燃烧机理都需要重新研究。
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