微小型航天器由于体积小、重量轻、成本低，以及开发和制造周期短，能利用多种发射形式快速灵活发射等诸多优点，成为各国研究的热点。而先进的微推进系统是高性能微小型航天器的核心部件之一。本论文阐述了基于MEMS技术的电阻电热式微推进器的研制和性能测试，以及相关的微尺度流体和传热基础理论研究。研制的微推进器的主要性能指标达到设计要求。 本论文对宏观连续介质理论在微观尺度下的适用性问题进行了理论探讨，确立了微喷管设计可采用基于连续流假设的Navier-Stokes方程求解的前提。在此基础上，建立了微喷管的三维热气动模型，开发出一套完整的微喷管粘性流场数值模拟程序，首次实现了微喷管的三维N-S方程的数值模拟。对不同几何参数和热力参数下的微喷管的流场和温度场以及微喷管的性能进行了研究，得出了各个参数在微喷管设计中的设计原则，及与其性能之间的关系。 本研究进行了两种电阻电热式微推进器的设计和制作。第一种微推进器集成了聚酰亚胺蠕动泵、静电主动阀、压力传感器和温度传感器。论文推导出一维情况下的工质热传导模型，得出通过增加加热脉冲宽度可以有效提高工质温度的结论。在此基础上，设计并制作完成了两层结构的，具有菱形立柱状加热器的第二种微推进器。利用杂质半导体材料的电阻率－温度变化特性，使微推进器的加热系统具有温度自动调节功能，避免了加热电阻因过热而烧毁的情况。第二种微推进器结构简单，加工容易，且成品率高，制作成本低。 本论文提出了测量微小推力的标靶间接测量法，并对实验原理进行了推导和分析。搭建了微小推力测量系统，分别对不同燃烧室压强、收敛段、膨胀比和喉部尺寸等情况下的微喷管性能进行了实验研究，验证了理论分析的结果，确定了影响微喷管性能的关键几何参数和工作参数。对微推进器加热电阻的温度性能进行了实验研究，充分证实了它的温度自动调节功能。 对不同形状微喷管的测试表明，在真空环境下，以氮气为工质，所设计的微推进器在燃烧室压强为0.7MPa时，达到的最大推力在6.6～9.3mN之间，比冲为46.6s～64.7s。