本发明涉及火箭发动机，特别是一种分级燃烧旋转爆震火箭发动机。
背景技术：
1、随着航天事业的不断发展，对火箭发动机的性能要求不断提高。当前的火箭发动机均采用爆燃的燃烧形式，在全球近几十年的不断研究下，基于爆燃燃烧形式的火箭发动机的性能已近乎发挥到了极致。爆震燃烧作为另一种新型燃烧形式，具有熵增低、热力循环效率高等优势。爆震燃烧不同于爆燃的近似等压燃烧，其具有近似等容燃烧的特点，因而可避免气体膨胀损失的潜在功，更高的热力循环效率可输出更多的有效功。火箭发动机采用爆震燃烧形式，将大幅提高发动机的比冲性能。采用爆震燃烧的火箭发动机结构简单紧凑、自增压、推重比大、热释放速率快等特点。
2、理论上，使用液态氧化剂和燃料是爆震火箭发动机的趋势，采用热力循环效率高的爆震燃烧的形式，将使燃料和氧化剂充分燃烧，降低碳氧化物的排放，降低对环境的污染。同时，常温液态碳氢燃料自身及其储存运输成本较低，在航天器有限的空间中使用常温液态碳氢燃料和液态氧化剂也具有体积密度优势。
3、目前旋转爆震的研究所使用的推进剂大多以气态主，同样是气态氧化剂时，燃料的相态直接影响燃烧组织的条件、形式和发动机设计。气态燃料具有较高的活性，掺混和反应速率较快，爆震起爆较为容易，易于实现稳定的爆震波传播，通常用于爆震燃烧机理和理论工况研究，应用于发动机设计中气态推进剂的携带量是个问题。常温液态碳氢燃料，如煤油，相比气态燃料具有诸多优势，通常能量密度高、运输和储存方便，使用和储存不需要特殊的设备和条件。低温液态燃料则需要预冷加注，因需特殊保温措施通常不易长储。
4、从喷雾燃烧组织过程来看，常温液态碳氢燃料或氧化剂在燃烧之前需经历破碎、雾化、蒸发、掺混等过程。因喷注器结构设计等构型或流量工况因素影响，爆震燃烧室内可能出现燃料或氧化剂液滴破碎效果较差、掺混效果差，液滴可能从爆震波和剪切层的交点渗透出去，形成局部热点，严重影响爆震波的稳定传播。对于低温推进剂液体火箭爆震发动机设计中，低温液态燃料和氧化剂在燃烧之前也需经历雾化过程。而且，因低温导致的化学反应活性差，利用低温液体推进剂组织爆震燃烧所需起爆能量相较常温液体推进剂要求更高，通常爆震起爆十分困难，也不易维持爆震波的稳定自持。此外，液态推进剂直接组织燃烧可能面临燃烧效率低，能量转化利用率不高等问题。
5、当前研究较多的常温液态碳氢燃料的旋转爆震燃烧室仅在带有小范围波动的氧化剂和燃料质量流量内实现旋转爆震燃烧，改变其质量流量时，爆震波将变得不稳定，甚至解耦熄爆。所以当前使用常温液态碳氢燃料的旋转爆震燃烧室难以实现大范围的质量流量的调节，即大范围推力的调节。
技术实现思路
1、本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，提供一种分级燃烧旋转爆震火箭发动机设计，该分级燃烧旋转爆震火箭发动机采用预燃分级燃烧的方式，可以在富氧燃烧室将全部液氧和部分燃料燃烧产生高温高压的富氧气体，主动冷却又可对燃烧室进行降温的同时对燃料进行预热，促进燃料裂解，提高燃料的活性，优化燃烧过程，实现旋转爆震波的稳定传播。有效解决当前液态碳氢燃料旋转爆震起爆困难、燃料液滴破碎效果差、部分燃料以缓燃形式燃烧、爆震波传播不稳定、大范围调节质量流量爆震熄爆、爆震波稳定传播的当量比范围较小等问题。
2、为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
3、一种分级燃烧旋转爆震火箭发动机，包括沿轴向依次同轴布设的预燃喷注段、富氧预燃燃烧室、燃烧过渡段和旋转爆震燃烧室。
4、预燃喷注段用于向富氧预燃燃烧室中喷注液态氧化剂和燃料a；其中，液态氧化剂喷注质量流量大于燃料a喷注的质量流量。
5、富氧预燃燃烧室用于将氧化剂和燃烧a进行富氧燃烧，形成高温高压的富氧气体。
6、燃烧过渡段具有富氧流道，用于将富氧预燃燃烧室形成的富氧气体，喷射至旋转爆震燃烧室。
7、旋转爆震燃烧室具有环形爆震腔和燃料流道。
8、燃料流道用于燃料b的加注、预热和向环形爆震腔进行喷射。
9、环形爆震腔能将燃烧过渡段喷射的富氧气体和燃料流道喷射的燃料b进行旋转爆震燃烧。
10、富氧流道包括沿轴向依次布设的环形流道、收缩流道和扩张流道；收缩流道和扩张流道的交界处形成喉部；富氧气体的流动速度在喉部形成声速，在扩张流道内达到超声速，并以超声速喷射至环形爆震腔。
11、燃烧过渡段的中心设置有中心连接体；中心连接体包括沿轴向依次同轴布设的圆柱段和圆台段。
12、圆台段的尾端设置有倒角，形成倒圆台部。
13、圆柱段与富氧预燃燃烧室内壁形成所述环形流道。
14、圆台段与富氧预燃燃烧室内壁形成所述收缩流道。
15、倒圆台部与富氧预燃燃烧室内壁形成所述扩张流道。
16、圆台段的母线与其中心轴线的锐形夹角小于30°，倒圆台部的母线与其中心轴线的锐形夹角大于45°。
17、扩张流道的轴向长度不超过收缩流道轴向长度的二分之一。
18、旋转爆震燃烧室的中心设置有中心锥体；中心锥体包括沿轴向依次布设的中心大圆柱段和锥体段。
19、中心大圆柱段的外径大于大圆段的外径，但不大于倒圆台部的最小外径；中心大圆柱段与旋转爆震燃烧室的内壁之间形成所述环形爆震腔。
20、圆柱段、圆台段、中心大圆柱段和锥体段之间依次同轴密封可拆卸连接。
21、燃料流道包括燃料加注口、燃料预热流道和燃料喷射孔。
22、燃料预热流道沿轴向布设且呈环形。
23、燃料加注口用于将燃料向燃料预热流道中进行加注。
24、燃料喷射孔沿燃料预热流道的前端周向均匀布设，每个燃料喷射孔均竖直布设。
25、预燃喷注段包括氧化剂喷注板和预燃燃料喷注板。
26、预燃燃料喷注板同轴密封设置在富氧预燃燃烧室的前端面。
27、氧化剂喷注板同轴密封罩设在预燃燃料喷注板的外端面，且与预燃燃料喷注板之间形成氧化剂集气腔。
28、氧化剂喷注板的中心设置有氧化剂喷注口，且氧化剂喷注口贯穿预燃燃料喷注板中心。
29、预燃燃料喷注板外侧沿周向布设有若干个预燃燃料喷注孔；每个喷注孔均与氧化剂集气腔和富氧预燃燃烧室相连通，且每个喷注孔所在直线均与氧化剂喷注口所在直线相交。
30、燃料a和燃料b为同一种燃料，根据燃料比冲和所设计的推力范围确定燃料b的质量流量；燃料a的质量流量不超过燃料b质量流量的1/4；在旋转爆震波不解耦的情况下，通过流量控制阀同时调节总燃料和液氧的质量流量实现对旋转爆震发动机推力的控制。
31、进入爆震燃烧室的富氧气体由于经过预燃，温度较高；燃料流经主动冷却流道进入燃烧室之前也具有较高温度；所以，燃料和氧化剂具有较高的活性，在当量比0.7～1.3时，均能实现旋转爆震，进而拓展实现爆震波稳定传播的当量比的范围。
32、本发明具有如下有益效果：
33、1、本发明能采用爆震的燃烧形式，具有结构简单、大的推重比、高的热力循环效率等优势，优化燃烧过程，大幅提高液相燃料的燃烧效率和能量利用率。
34、2、本发明的富氧预燃燃烧室能实现富氧分级循环燃烧，通过将部分液态燃料和全部液态氧在富氧预燃燃烧室进行燃烧，产生大量高温高压的富氧气体，使液氧到气态氧气的快速转化，大幅提高氧化剂的活性，在爆震燃烧室中可实现与燃料的快速掺混、蒸发，可使旋转爆震快速起爆，解决低温推进剂起爆困难的问题。
35、3、本发明中爆震燃烧室的燃料流道，在对爆震燃烧室进行冷却的同时，又可对燃料b加热，提高燃料活性，加速如液体碳氢燃料等的裂解。
36、4、本发明的富氧气体通过收缩流道能大幅提高其流动速度，在收缩流道喉部达到声速，在扩张流道中富氧气体流速达到超声速。超声速的富氧气体可大幅度提高燃料的破碎和雾化效果，加速燃料的雾化、蒸发，改善燃料和富氧气体的掺混效果。可使更多的燃料以爆震形式燃烧，减少以缓燃的形式燃烧的燃料，避免燃料液滴从爆震波和剪切层的交点渗透出，形成局部热点，实现旋转爆震波的稳定传播。
37、5、本发明由于预燃燃烧室产生的富氧气体作为爆震燃烧的氧化剂，在化学当量比的条件下可以显著提高实现稳定传播爆震波的液氧和燃料质量流量的范围。所以可在旋转爆震波不解耦的情况下，通过调节燃料和液氧的质量流量实现对旋转爆震发动机推力的控制。另外，可以拓展实现爆震波稳定传播的当量比的范围。
1.一种分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：包括沿轴向依次同轴布设的预燃喷注段、富氧预燃燃烧室、燃烧过渡段和旋转爆震燃烧室；
2.根据权利要求1所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：富氧流道包括沿轴向依次布设的环形流道、收缩流道和扩张流道；收缩流道和扩张流道的交界处形成喉部；富氧气体的流动速度在喉部形成声速，在扩张流道内达到超声速，并以超声速喷射至环形爆震腔。
3.根据权利要求2所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：燃烧过渡段的中心设置有中心连接体；中心连接体包括沿轴向依次同轴布设的圆柱段和圆台段；
4.根据权利要求3所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：圆台段的母线与其中心轴线的锐形夹角小于30°，倒圆台部的母线与其中心轴线的锐形夹角大于45°。
5.根据权利要求3所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：扩张流道的轴向长度不超过收缩流道轴向长度的二分之一。
6.根据权利要求3所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：旋转爆震燃烧室的中心设置有中心锥体；中心锥体包括沿轴向依次布设的中心大圆柱段和锥体段；
7.根据权利要求1所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：燃料流道包括燃料加注口、燃料预热流道和燃料喷射孔；
8.根据权利要求1所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：预燃喷注段包括氧化剂喷注板和预燃燃料喷注板；
9.根据权利要求1所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：燃料a和燃料b为同一种燃料，根据燃料比冲和所设计的推力范围确定燃料b的质量流量；燃料a的质量流量不超过燃料b质量流量的1/4；在旋转爆震波不解耦的情况下，通过流量控制阀同时调节总燃料和液氧的质量流量实现对旋转爆震发动机推力的控制。
10.根据权利要求1所述的分级燃烧旋转爆震火箭发动机，其特征在于：进入爆震燃烧室的富氧气体由于经过预燃，温度较高；燃料流经主动冷却流道进入燃烧室之前也具有较高温度；所以，燃料和氧化剂具有较高的活性，在当量比0.7～1.3时，均能实现旋转爆震，进而拓展实现爆震波稳定传播的当量比的范围。
