具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置和方法的例子。

图1是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的结构示意图，图2是是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的环面剖面示意图，结合图1和图2，本申请提供的固体脉冲动力装置可以包括结构主体1、喷口2、PCB电路板3、固体发动机，所述喷口2与所述固体发动机一一对应设置，各个喷口2周向间隔地排布于所述结构主体1上，固体发动机包括围绕结构主体1的轴线周向阵列布置的多个燃烧室。所述PCB电路板3与所述固体发动机的点火器的表面贴合且电性连接。通过将点火器与PCB电路板直接贴合连接节省了驱动控制板与点火器之间的连接引线，装配更加简单方便且节省了空间。PCB电路板3上端面装有除了点火器外的其它电路元件。本发明在同一平面上环形阵列设置喷口以及相对应的多个固体发动机，喷口以及固体发动机沿圆周向阵列布置，结构紧凑且提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。参见图2，每个固体发动机均可以包括点火器41、燃烧室42、药柱43，所述药柱43容置于所述燃烧室42内，所述点火器41位于所述燃烧室42端部中心位置且与所述药柱43压紧配合，与所述固体发动机对应的喷口2安装于所述固体发动机远离所述点火器41的一端。固体发动机通过点火器实现推进剂的引燃，推进剂在燃烧室堵片的密封下，建立稳定的燃烧，一定压强后，燃气在导流器的作用下，有序经过并冲破堵片，堵片破裂，燃气喷出喷口产生推力。

在一种可能的实现方式中，每个固体发动机还可以包括喷口堵片44和导流器45，所述喷口堵片44安装在所述燃烧室42与所述喷口2的连接通道处，所述喷口堵片44与所述燃烧室42通过胶接实现密封，所述导流器45安装于所述燃烧室42内所述喷口堵片44上。通过在燃烧室与喷口之间设置喷口堵片可以在发动机不工作时对燃烧室密封保护。在发动机工作时建立初始压强，并在达到一定压强时破裂，使燃气喷出。

所述导流器45内设置有花瓣状导流孔，实现燃气的压力控制并防止药柱43未充分燃烧喷出。所述喷口堵片44的材质为有机薄膜或金属薄膜。花瓣状导流孔能够对经过的燃气进行导流，使燃气经过时更为均匀，有助于燃气的压力控制。

可选的，各个喷口2开设于所述结构主体1上，所述结构主体1以及各个燃烧室42通过3D金属打印或机加工一体成型；或者，各个燃烧室42可拆卸式地安装于所述结构主体1上。

所述固体脉冲动力装置还可以包括紧固件5和密封层6，所述紧固件5将所述PCB电路板3紧固于所述结构主体1上，所述密封层6位于所述燃烧室42端面与所述PCB电路板3之间。

本申请提供的固体脉冲动力装置通过在结构主体1上设置的轴线排布的喷口2以及对应的燃烧室42，提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。

举例来讲，如图3所示，其是本申请一个实施例中提供的固体脉冲动力装置的应用示意图，微型导弹7通过弹载计算机向固体脉冲动力装置发出指令，固体脉冲动力装置通过电路逻辑转换，接通指令通道，实现指令所对应的目标喷口2所在的药柱燃烧，产生高压气体喷出，提供微型导弹7所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现微型导弹7弹道的机动或姿态的俯仰与滚动调整。

当燃烧室42比较大时，相邻两个固体发动机的燃烧室42可以分别位于所述喷口2所在周向的两侧，且错位分布，如图4所示；或者，当燃烧室42比较小时，各个固体发动机的燃烧室42均位于所述喷口2所在周向的同一侧。在通常设置中，燃烧室42可以为圆柱形或长圆孔形状等。

可选的，所述PCB电路板3为两个，两个PCB电路板3分别与同侧的各个燃烧室42内的点火器41贴合。

可选的，所述PCB电路板3为柔性电路板31，所述柔性电路板31包括PCB电路板主体结构和位于所述结构主体1端部内环处的环状电路板，如图5所示，所述PCB电路板主体结构上附加有层盖板。

在一种实现方式中，各个喷口2的轴线垂直于所述结构主体1的轴线，当需要调整导弹导通的机动或姿态的仰俯与滚动时，导弹向固体脉冲动力装置下发的相应指令，固体脉冲动力装置利用PCB电路板3控制该指令对应的燃烧室42点燃时，通过该燃烧室42的喷口2喷出，产生与导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，从而实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰的调整。

在另一种实现方式中，各个喷口2倾斜设置以使得各个喷口2与所述结构主体1的轴线之间存在力臂，如图6所示。当需要调整导弹导通的机动或姿态的滚动时，导弹向固体脉冲动力装置下发的相应指令，固体脉冲动力装置利用PCB电路板3控制该指令对应的燃烧室42点燃时，通过该燃烧室42的喷口2喷出，产生与导弹所需的与飞行方向产生一定角度的燃气动力，从而实现导弹弹道的机动或姿态的滚动的调整。

综上所述，本申请提供的固体脉冲动力装置，通过在结构主体上设置的轴线阵列排布的喷口以及对应的燃烧室，提供了导弹所需的与飞行方向垂直的燃气动力，实现导弹弹道的机动或姿态的俯仰与滚动的调整。

针对公斤级卫星、100mm以下直径导弹，脉冲发动机燃烧室直径在2mm～20mm范围内的需求，解决脉冲发动机结构设计及阵列构型的问题。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里发明的发明后，将容易想到本发明的其它实施方案。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未发明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由所附的权利要求指出。

应当理解的是，本发明并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本发明的范围仅由所附的权利要求来限制。