具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种电机驱动的脉冲推力姿控装置，用于弹箭飞行器姿态控制，通过电机旋转驱动脉冲推力姿控装置绕其自身轴线旋转，通过角度传感器测量脉冲推力姿控装置相对飞行器的旋转角度，由此确定每个控制周期工作的脉冲发动机的数量和位置，实现飞行器的姿态和轨迹控制。

如图1所示，脉冲推力姿控装置0与外部的飞行器同轴安装，且脉冲推力姿控装置0靠近飞行器头部位置(头部和机身之间)；

如图2和图3所示，所述脉冲推力姿控装置0包括：支撑座1、电机定子2、电机转子3、脉冲发动机组4、点火控制电路板5和顶盖6；

如图4所示，支撑座1是一个由圆盘和圆柱轴复合而成的回转体结构；其中，圆盘的直径与飞行器的直径一致，其轴向两端分别一体连接有一圈环形翻边，每个环形翻边上沿周向设有三个以上螺纹孔，圆盘下端的环形翻边与飞行器的机身连接，并通过螺钉紧固，上端的环形翻边与电机定子2相连，并通过螺钉紧固；圆柱轴的直径小于圆盘的直径，其下端设置在圆盘上端中心，并与圆盘一体成型，上端设有外螺纹，用于与顶盖6连接，从而实现将顶盖6支撑在支撑座1上；圆柱轴的外圆周面上设有一个矩形槽，作为点火控制电路板5上的角度传感器的角度测量基准；

顶盖6为圆盘结构，其轴向上端一体连接有环形翻边，环形翻边上设有一圈螺纹孔，用于与飞行器的头部固连；顶盖6的下端端面上设有一个与支撑座1的圆柱轴等直径的螺纹孔，用于与支撑座1的圆柱轴连接；支撑座1和顶盖6共同组成脉冲推力姿控装置0的支撑机构，用于连接脉冲推力姿控装置0与飞行器本体并支撑电机和脉冲发动机组件4；其中，电机由电机定子2和电机转子3组成。

本实施例中，如图5所示，电机定子2包括：电机壳体7和定子磁铁8；电机壳体7为一圆环形结构，其下端外圆周面上设有一圈螺纹孔，用于与支撑座1固连；如图6所示，电机壳体7上端内壁面上设有卡槽，用于安装定子磁铁8；其中，定子磁铁8为圆弧形、且采用磁性材质，用于与通电的转子绕组10相互作用产生电磁驱动力；

如图7所示，电机转子3包括：转子支架9和转子绕组10；如图8所示，转子支架9为一个由圆盘和圆管复合而成的回转体结构，圆盘设有圆管一端的相对端设有环形翻边，用于与脉冲发动机组4中的脉冲发动机安装座11固连；支撑座1上的圆柱轴可从转子支架9的圆管中穿过，圆管的外圆周面上沿周向均匀设有三个以上安装臂，用于安装三个以上转子绕组10；其中，每个转子绕组10由外部包裹绝缘材料的导线缠绕而成，当其中通有电流时，会产生电磁场，与定子磁铁8的磁力相互作用，驱动电机转子3绕支撑座1的圆柱轴转动。

本实施例中，电机壳体7内壁面上沿周向均匀设有三个以上卡槽，从而沿周向均匀设置三个以上定子磁铁8，与三个以上转子绕组10进行配合。

本实施例中，如图9所示，脉冲发动机组4还包括：脉冲发动机12；如图10所示，脉冲发动机安装座11为圆筒结构，其下端沿周向设有一圈螺纹孔，用于与转子支架9固连，上端内部设有台阶，以便于点火控制电路板5同轴设置在脉冲发动机安装座11上端内部，并与点火控制电路板5抵触配合；脉冲发动机安装座11的壁面上沿轴向设有一排以上阶梯孔组，每排阶梯孔组沿周向分布(优选沿周向均匀分布)有两个以上阶梯通孔；其中，每个阶梯通孔的直径较大端设有内螺纹，用于与脉冲发动机12大端的外螺纹配合，直径较小端为光孔，用于放置脉冲发动机12的小端；点火控制电路板5为圆盘形，其中心设有通孔，便于支撑座1的圆柱轴穿过，点火控制电路板5上设有点火控制电路板，用于控制脉冲发动机12点火。

本实施例中，如图11所示，脉冲发动机12由壳体13、推进剂14和点火具组成；脉冲发动机12是脉冲推力产生的来源，其壳体13为阶梯轴状结构，大端设有外螺纹，小端的外圆周面为光面，用于与脉冲发动机安装座11中的阶梯通孔轴孔配合；壳体13大端内部为喇叭状喷口，小端内部为圆孔，推进剂14设置在小端内部，推进剂14燃烧产生的燃气可从喷口喷出，产生推力；点火具设置在壳体13小端中心通孔中，其与点火控制电路板5相连。

本实施例中，点火控制电路板5与脉冲发动机安装座11固连，用于控制脉冲发动机12的点火数量、点火位置和点火时间，其上安装的角位置传感器，可用于测量脉冲发动机组4相对飞行器的旋转角，结合飞行器自身的滚转角位置，将飞行控制指令解算成为脉冲发动机12的点火数量、点火位置和点火时间，产生满足飞行器控制所需的脉冲控制力，其具体解算算法如下：

设飞行器实际滚转角为γ，脉冲推力姿控装置0的转角基准与飞行器滚转角零位之间的安装角为γ_e，脉冲发动机组件4相对脉冲推力姿控装置0的转角基准的旋转角为γ_p，惯性坐标系下飞行器的俯仰和偏航方向控制指令分别为和单个脉冲发动机12的推力为F_P；

将惯性坐标系下飞行器的俯仰和偏航方向控制指令转换到弹体坐标系下：

其中，和为弹体坐标系下飞行器的俯仰和偏航方向控制指令；

计算脉冲控制力大小f^b和脉冲控制力相对弹体滚转角零位的角度δ：

计算脉冲发动机12的点火数量N：

N＝f^b/F_P，N取整数；

计算脉冲发动机12的点火位置和时间如下：

需要工作的脉冲发动机12在脉冲发动机组件4上的相位λ＝δ-γ_e-γ_P，当此相位上可用的脉冲发动机12的数量大于等于点火数量N时，这些脉冲发动机12立即点火工作；当此相位上可用的脉冲发动机12的数量小于点火数量N时，需要判断下一个具有大于等于N个可用脉冲发动机12的相位，具体为：

设下一个具有大于等于N个可用脉冲发动机12的相位为λ_next，脉冲发动机组件4整体的旋转速度为ω，则点火时间为T＝(λ_next-λ)/ω；

该脉冲推力姿控装置的工作过程如下：

当脉冲推力姿控装置0工作时，飞行器上的飞行控制计算机输出控制指令，飞行器上的姿态传感器测量得到飞行器的滚转角，脉冲推力姿控装置0上的点火控制电路板5中的角位置传感器测得脉冲发动机组4相对飞行器滚转角零位的旋转角；点火控制电路根据这些信息通过点火控制算法解算出的脉冲发动机12的点火数量、点火位置和点火时间；之后点火控制电路将点火电流传输给对应的脉冲发动机12，脉冲发动机12中点火具作用，推进剂14被点燃，产生燃气从脉冲发动机壳体13的喇叭状喷口中喷出，产生垂直于飞行器轴线的推力，控制飞行器俯仰或偏航方向姿态和运动轨迹。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。