随着航天技术的不断发展,人类的探索空间不断扩大。近年来,航天器的小型化或微型化成为一种发展趋势。因此,需要质量更轻、推力更精确的推进系统用于轨道控制和姿态调整。某些航天器上,还需有快速响应能力。传统的液体火箭发动机由于结构复杂等原因,不适合运用于质量在20kg以下的微型航天器上。采用固体火箭发动机方案,可以使推进系统所占质量大大减轻,同时可发挥固体推进剂易长期储存的优势。本文以具有快速响应能力的微型固体火箭动力系统为应用背景,解决微型固体火箭动力系统的设计、制造难题,开展燃烧室直径毫米级的轨道控制发动机组和直径百微米级的姿态控制发动机组的研究。本文从结构方案设计、关键零件微弧氧化处理、点火技术、推进剂选择和性能测试等方面研究了微型固体发动机研制过程中的关键技术。进行了发动机组的结构方案设计,可满足微型航天器轨道控制和姿态调整的要求。采用试验和数值模拟方法评估了微弧氧化层陶瓷膜的隔热性能,验证了微弧氧化技术在轨道控制微型固体发动机上的可用性。对半导体桥的点火技术进行了详细的分析,给出了半导体桥相关参数的设计方法,并提出了一种新的桥结构,有望获得更好的点火性能。通过对现有微推力测试方法的分析以及常用固体推进剂的评估,选取了陶瓷微型固体发动机的推进剂和测试方法,并进行了初步的试验研究。