CN119436214A - 旋转爆轰燃烧室、飞行器姿控发动机及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种旋转爆轰燃烧室、飞行器姿控发动机及其应用。带热防护结构的旋转爆轰燃烧室包括：罩壳以及由所述罩壳围合形成的燃烧室，所述燃烧室具有燃烧段和喷管段，所述罩壳上设置有与所述燃烧段连通的氧化剂注入结构和燃料注入结构，以及，再生冷却通道，所述再生冷却通道与所述燃料注入结构相连通，燃料经所述再生冷却通道以及所述燃料注入结构被注入至所述燃烧室，所述再生冷却通道设置在所述燃烧室的外侧且与所述罩壳导热配合，流经所述再生冷却通道的燃料能够与所述燃烧室的内部环境发生热量交换而被预加热，并且，自所述燃料注入结构进入所述燃烧室的燃料在参与燃烧的同时，还在所述燃烧室的内壁面形成隔绝高温燃气的冷却薄膜。

Description

旋转爆轰燃烧室、飞行器姿控发动机及其应用

技术领域

本发明特别涉及一种旋转爆轰燃烧室、飞行器姿控发动机及其应用，属于动力技术领域。

背景技术

姿态控制发动机（简称姿控发动机）通过排放推进剂或气体产生推力，从而调整航天器的轨道、姿态和位置。姿控发动机可以分为化学推进、电推进和冷气推进等不同类型。化学推进姿控发动机使用化学反应产生的高温高压气体来产生推力，是最常见和传统的推进器类型之一。电推进姿控发动机则利用电能产生的离子束或等离子体来推动航天器，其推进效率通常比化学推进器高，但推力较小。冷气推进姿控发动机则利用惰性气体（如氦气或氙气）来产生微小的推力，适用于微调航天器的姿态。姿态控制发动机对于保持航天器的稳定运行至关重要，是现代航天技术中不可或缺的一部分。

目前，最常用的化学推进姿控发动机主要有两种类型：液态姿控火箭发动机和固态姿控火箭发动机。液态姿控火箭发动机利用液体燃料和氧化剂的混合物进行燃烧，产生高温高压气体，从而产生推力。液态姿控火箭发动机通常由燃料和氧化剂供给系统、燃烧室、喷嘴和控制系统等组成。在发动机工作时，燃料和氧化剂被输送到燃烧室中，并在高压高温下燃烧，产生喷射出的气体，推动航天器运动。控制系统可调整燃料和氧化剂的供给率，以及喷嘴的方向，从而实现对航天器姿态和方向的精确控制。

液态姿控火箭发动机具有推力可调、推进效率高和灵活性强等优点，广泛应用于航天器的姿态控制、轨道调整和精确定位等任务中。固态姿控火箭发动机的工作原理与液态姿控火箭发动机相似，但燃料和氧化剂以固态形式存储于发动机内部。固态姿控火箭结构简单、燃料储存方便、造价较低，但通常只能一次性使用。液态姿控火箭发动机可重复使用，但是含有燃料泵等复杂结构，常温下广泛使用的偏二甲肼燃料具有较高的能量密度，但是毒性大。

爆轰（也译“爆震”）是一种化学反应与激波耦合的极端燃烧现象，基于爆轰燃烧的旋转爆轰发动机具有热效率高、能量释放迅速、结构紧凑等优势。旋转爆轰发动机工作原理：燃料从进气壁面喷入燃烧室，与氧化剂混合形成可燃气体，点火起爆后形成的爆轰波沿燃烧室周向传播，产生的燃烧工质从出口喷出。理论表明，爆轰燃烧的热力学循环效率更高，释热效率快，能够进一步提升液态燃料姿控发动机的比冲性能，缩小燃烧室长短，简化减轻姿控发动机整体结构。

然而，（1）旋转爆轰发动机燃烧室处于极端高温、高压的工作环境，缺乏热防护结构的旋转爆轰姿控发动机难以实现长时间稳定工作和可重复点火。研究指出，在缺少有效热防护的情况下，旋转爆轰燃烧室只能工作数秒，无法满足姿控发动机需求。CN117703600A公开的方案中，针栓喷注器在工程应用中存在的头部烧蚀问题在旋转爆轰燃烧室恶劣工作环境下将更为突出，锥形结构旋转爆轰燃烧室也未能解决热防护问题。（2）与常规液态姿控火箭发动机燃烧流场相比（缓燃），旋转爆轰燃烧为非定常流场，爆轰波模态（波面数目）可变，且可能出现爆轰/缓燃模态转变，需要对流场进行实时监测和主动调控。（3）缺少针对不同应用场景的旋转爆轰姿控发动机排列组合方案。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室、飞行器姿控发动机及其应用，本发明提供的带热防护结构的旋转爆轰姿控发动机，基于冷却通道和喷注孔形成的热防护结构，可以实现长时间连续工作和多次启停，实时监测爆轰燃烧流场工作状态，从而克服现有技术中的不足。

为实现前述发明目的，本发明采用的技术方案包括：

本发明实施例的第一个方面提供了一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，包括：罩壳以及由所述罩壳围合形成的燃烧室，所述燃烧室具有燃烧段和喷管段，所述罩壳上设置有与所述燃烧段连通的氧化剂注入结构和燃料注入结构，以及，该旋转爆轰燃烧室还包括：

再生冷却通道，所述再生冷却通道与所述燃料注入结构相连通，燃料经所述再生冷却通道以及所述燃料注入结构被注入至所述燃烧室，所述再生冷却通道设置在所述燃烧室的外侧且与所述罩壳导热配合，流经所述再生冷却通道的燃料能够与所述燃烧室的内部环境发生热量交换而被预加热，并且，自所述燃料注入结构进入所述燃烧室的燃料在参与燃烧的同时，还在所述燃烧室的内壁面形成隔绝高温燃气的冷却薄膜。

本发明实施例的第二个方面提供了一种基于旋转爆轰燃烧的飞行器姿控发动机，所述飞行器姿控发动机的燃烧室为所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室。

本发明实施例的第三个方面提供了一种飞行器，包括飞行器主体以及至少一个飞行器姿控发动机，所述飞行器姿控发动机为所述基于旋转爆轰燃烧的飞行器姿控发动机。

本发明实施例的第四个方面提供了一种飞行器的姿态控制的方法，包括：

提供所述的飞行器，以及，基于深度神经网络的模式识别算法监测发动机工作模态，并根据所述发动机工作模态来调整飞行器的姿态。

与现有技术相比，本发明的优点包括：

本发明提出的旋转爆轰姿控发动机与传统液态燃料姿控发动机相比，基于旋转爆轰燃烧的姿控发动机热力学循环效率更高、燃烧更剧烈、结构更紧凑；

本发明提供的带有再生冷却通道的旋转爆轰姿控发动机燃烧室，结合再生冷却通道和气膜冷却孔，以及旋转爆轰燃烧的工作特征，本发明设计了用于旋转爆轰姿控发动机的热防护手段，能够实现发动机长时间稳定工作和多次重复点火；

本发明还集成人工智能算法与调控系统，可以监测爆轰燃烧室复杂非定常流场和工作模态。

附图说明

图1a和图1b是一种空心圆筒构型的旋转爆轰燃烧室的结构示意图；

图1c和图1d是一种同轴圆环腔构型的旋转爆轰燃烧室的结构示意图；

图2是本发明一典型实施案例中提供的一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室的结构示意图；

图3是本发明一典型实施案例中提供的一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室的结构示意图；

图4是本发明一典型实施案例中提供的一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室的局部结构示意图；

图5a、图5b、图5c分别是本发明一典型实施案例中提供的一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室中多个喷注孔的分布示意图；

图6是喷注孔的结构示意图；

图7a、图7b、图7c是分别工作在单波和多波模态的旋转爆轰燃烧室的流场示意图；

图8是本发明一典型实施案例中提供的一种旋转爆轰姿控发动机进行姿态控制的原理图；

图9a、图9b、图9c是本发明一典型实施案例中采用旋转爆轰发动机作为运载火箭发动机的姿态控制的结构示意图；

图10a、图10b、图10c是本发明一典型实施案例中采用旋转爆轰发动机作为卫星的姿态控制的结构示意图；

图11a、图11b、图11c是本发明一典型实施案例中采用旋转爆轰发动机作为探测器的姿态控制的结构示意图；

图12是本发明一典型实施案例中提供的一种旋转爆轰姿控发动机原理样机系统；

图13是本发明一典型实施案例中提供的一种旋转爆轰姿控发动机的推力测试结果；

图14a、图14b、图14c分别是与图5a、图5b、图5c对应的一种旋转爆轰姿控发动机的仿真模型图；

图15a、图15b、图15c分别是与图5a、图5b、图5c对应的一种旋转爆轰姿控发动机的表面的气流仿真模型图。

具体实施方式

鉴于现有技术中的不足，本案发明人经长期研究和大量实践，得以提出本发明的技术方案。如下将对该技术方案、其实施过程及原理等作进一步的解释说明。

名词解释：再生冷却（Regenerative Cooling）是一种用于高性能火箭发动机和航空发动机的冷却技术。在这种技术中，燃料在进入燃烧室之前先流经发动机的燃烧室壁和喷嘴。通过这种方式，燃料吸收了发动机工作时产生的高温热量，从而冷却了发动机的关键部件，防止其因高温而损坏。同时，燃料在吸热后温度升高，有助于提高燃烧效率。

名词解释：膜冷却（Film Cooling）是一种用于保护高温环境下的涡轮发动机和火箭发动机的冷却技术。该技术通过在被保护表面上形成一层冷气膜，来隔离高温气体，从而降低表面的热负荷和温度。

本发明实施例的第一个方面提供了一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，包括：罩壳以及由所述罩壳围合形成的燃烧室，所述燃烧室具有燃烧段和喷管段，所述罩壳上设置有与所述燃烧段连通的氧化剂注入结构和燃料注入结构，以及，该旋转爆轰燃烧室还包括：

再生冷却通道，所述再生冷却通道与所述燃料注入结构相连通，燃料经所述再生冷却通道以及所述燃料注入结构被注入至所述燃烧室，所述再生冷却通道设置在所述燃烧室的外侧且与所述罩壳导热配合，流经所述再生冷却通道的燃料能够与所述燃烧室的内部环境发生热量交换而被预加热，并且，自所述燃料注入结构进入所述燃烧室的燃料在参与燃烧的同时，还在所述燃烧室的内壁面形成隔绝高温燃气的冷却薄膜。

进一步的，所述燃料注入结构包括第一燃料注入结构和第二燃料注入结构，所述第一燃料注入结构、所述第二燃料注入结构分别与所述再生冷却通道相连通，所述第一燃料注入结构和所述氧化剂注入结构设置在所述燃烧段远离所述喷管段的端部区域（即头部区域），并且，所述第一燃料注入结构环绕设置在所述氧化剂注入结构的外围区域，所述第二燃料注入结构分布在靠近所述燃烧段的内侧壁或靠近所述燃烧段的内侧壁的区域，所述第二燃料注入结构环绕设置在所述第一燃料注入结构的外围区域，自所述第二燃料注入结构进入所述燃烧室的燃料在参与燃烧的同时，还在所述燃烧室的内壁面形成隔绝高温燃气的冷却薄膜。

可以理解的，第一燃料注入结构和第二燃料注入结构的燃料注入出口分别位于两个嵌套的柱面上，该两个柱面优选为同轴设置的，即，可以进一步理解的，第一燃料注入结构和第二燃料注入结构整体均是呈现为环形结构。

进一步的，所述第一燃料注入结构位于所述再生冷却通道的末端，所述第二燃料注入结构位于所述再生冷却通道的首、末端之间的部分。可以理解的，该第一燃料注入结构可以是再生冷却通道的末端的端口。

进一步的，所述第二燃料注入结构包括多个喷注孔，所述喷注孔的中轴线与所述燃烧室的中轴线交叉，所述喷注孔的轴向与所述燃烧室的径向所呈夹角α满足：。

更进一步的，所述喷注孔的轴向与所述燃烧室的径向所呈夹角α满足：。

进一步的，所述喷注孔的孔径和孔深之比为（0.2~ 1.0）：（1~ 25）。

更进一步的，所述喷注孔的孔径为0.2mm~ 1.0mm、孔深为1 mm ~ 25 mm。

进一步的，多个所述喷注孔是呈阵列分布的，多个所述喷注孔组合为沿所述燃烧室的轴向依次设置的M行喷注孔。

进一步的，多个所述喷注孔组合为沿所述燃烧室的轴向依次设置的M行喷注孔，相邻两行所述喷注孔在所述燃烧室的周向上是错开设置的。

进一步的，两个相邻设置且不属于同一行喷注孔在所述燃烧室的周向上的错开角度。

进一步的，所述再生冷却通道为环绕所述燃烧室设置的螺旋通道结构，或者，所述再生冷却通道为包围所述燃烧室设置的环状腔室结构。

进一步的，所述再生冷却通道连续设置在所述燃烧段和所述喷管段的外部。

进一步的，所述再生冷却通道设置在所述罩壳外部或内部。

进一步的，所述再生冷却通道与所述罩壳是一体的，所述再生冷却通道为所述罩壳内部的夹层空间。

本发明实施例的第二个方面提供了一种基于旋转爆轰燃烧的飞行器姿控发动机，所述飞行器姿控发动机的燃烧室为所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室。

本发明实施例的第三个方面提供了一种飞行器，包括飞行器主体以及至少一个飞行器姿控发动机，所述飞行器姿控发动机为所述基于旋转爆轰燃烧的飞行器姿控发动机。

进一步的，所述飞行器包括运载火箭、探测器或卫星等。

本发明实施例的第三个方面提供了一种飞行器的姿态控制的方法，包括：

提供所述的飞行器，以及，将集成自适应算法和模糊控制理论实现精确的滚动、俯仰、偏航等姿态控制要求，并采用基于VGG16、YOLO等深度神经网络的模式识别算法监测爆轰燃烧室单波/多波面模态、爆轰/缓燃模态，根据工作要求进行主动调控。

如下将结合附图以及具体实施案例对该技术方案、其实施过程及原理等作进一步的解释说明，除非特别说明的之外，本发明实施例中的飞行器姿控发动机的主体结构以及飞行器的结构均是本领域已知的，在此不再赘述。

图1a-图1d分别是旋转爆轰燃烧室两种典型构型的示意图：图1a和图b示出的结构一为空心圆筒构型，图1c和图d示出的结构二为同轴圆环腔构型。对于结构一，旋转爆轰波在圆环腔空间内沿周向传播；结构二去掉了结构一中的内柱部分，旋转爆轰波在整个空心圆筒空间内沿周向传播。

本发明实施例提出的旋转爆轰姿控发动机的燃烧室的整体结构如图2所示，本发明实施例中的旋转爆轰姿控发动机优选但不限于液氧/液氢、液氧/甲烷、液氧/煤油等燃料。

针对旋转爆轰波沿燃烧室头部连续周向旋转的特点，本发明实施例提出一种结合再生冷却和气膜冷却的热防护设计方案。具体地，请参阅图3，本发明提供的一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，引入了包围燃烧室和氧化剂注入结构（用于注入氧化剂1的喷嘴）的再生冷却通道3，液态燃料4在进入燃烧室之前，首先流过再生冷却通道3，为了确保燃料4所吸收的热量能够使燃烧室的内壁面不发生热失效与热烧蚀，这些再生冷却通道3优选设计成环绕发动机的管道结构，使燃料能够与高温部件进行充分的热交换，管道的排列方式不做限制。吸收热量后的燃料温度升高，预热的燃料4在进入燃烧室时更容易与氧化剂1混合，同时提升液态燃料的可爆性（Detonability）。

本发明利用旋转爆轰发动机爆轰波沿周向传播的特征，以及旋转爆轰燃烧室峰值热流密度主要集中在燃烧室头部的特点，在再生冷却通道3上设置了第一燃料注入结构和第二燃料注入结构，所述第一燃料注入结构和所述氧化剂注入结构设置在所述燃烧段远离所述喷管段的头部区域，并且，所述第一燃料注入结构环绕设置在所述氧化剂注入结构的外围区域，所述第二燃料注入结构分布在靠近所述燃烧段的内侧壁或靠近所述燃烧段的内侧壁的区域，所述第二燃料注入结构环绕设置在所述第一燃料注入结构的外围区域。具体的，再生冷却通道3内的部分燃料4自位于再生冷却通道3末端的第一燃料注入结构注入燃烧室，另一部分燃料4经第二燃料注入结构注入燃烧室，经第二燃料注入结构注入燃烧室的燃料4在参与燃烧的同时，还在燃烧室的内壁面形成冷却薄膜，以隔绝高温燃气。

请参阅图4，所述第二燃料注入结构包括多个喷注孔，多个喷注孔均朝向燃烧室的中轴线所在的中心区域，即，所述喷注孔的中轴线与所述燃烧室的中轴线交叉，所述喷注孔的轴向与所述燃烧室的径向所呈夹角α满足：，所述喷注孔的轴向与所述燃烧室的径向所呈夹角α优选满足：，即经第二燃料注入结构注入燃烧室的燃料4可以是沿燃烧室的径向方向注入，也可以是相对于燃烧室的径向方向倾斜注入，喷注角度可根据燃料/氧化剂掺混、热防护效果综合评估确定；其中，所述喷注孔的孔径为0.2mm~1.0mm、孔深为1 mm ~ 25 mm。

在一较为典型的实施案例中，多个所述喷注孔组合为沿所述燃烧室的轴向依次设置的M行喷注孔，并且，多个所述喷注孔可以是呈阵列分布的（即多个所述喷注孔顺序排列），如图5a、图5c所示，具体的，多个所述喷注孔可以完全覆盖燃烧室的燃烧段（如图5a所示），考虑到旋转爆轰燃烧室中爆轰燃烧主要发生在燃烧段的头部区域，即热流密度最高的区域，且爆轰波沿环向连续旋转，多个所述喷注孔也可以只覆盖燃烧段的头部区域（如图5c所示）

在另一较为典型的实施案例中，相邻两行所述喷注孔在所述燃烧室的周向上是错开设置的（即多个所述喷注孔交叉排列），具体的，两个相邻设置且不属于同一行喷注孔在所述燃烧室的周向上的错开角度。

具体的，如图6所示，喷注孔可以是直圆孔、异型孔和异型槽孔等结构，其中异型孔和异型槽孔能够提供更高的冷却效率和更大的防护面积，特别地，对于喷注孔也可以只覆盖燃烧段的头部区域的方法，由于喷注孔的数量较少，优选异型孔和异型槽孔的方案，在冷气用量不变的情况下，能够提供更好的热防护效果。

特别地，由于液氢具有极低的临界温度和沸点，经过冷却通道后进入燃烧室的燃料通常处于气态，从而实现更优异的气膜冷却效果，液氢燃料是本发明的优选燃料方案。

针对姿控发动机工作要求，本发明提供的旋转爆轰姿控发动机将集成自适应算法和模糊控制理论实现精确的滚动、俯仰、偏航等姿态控制要求。

具体的，旋转爆轰波具有多种工作模态，例如，图7a、图7b、图7c是分别工作在单波和多波模态的旋转爆轰燃烧室的流场示意图，此时流场中稳定存在单个或多个旋转爆轰波，常规监测手段难以准确监控不同工作模态下的旋转爆轰姿控发动机。因此，本发明提出基于VGG16、YOLO等深度神经网络的模式识别算法用于监测爆轰燃烧室单波/多波面模态。具体地，通过将发动机传感器信号转化为图像数据用于训练VGG16和YOLO，识别当前发动机工作模态，并实时反馈检测结果，从而能够根据工作要求进行主动调控，如图8所示。

图9a、图9b、图9c是采用旋转爆轰发动机作为姿态控制的运载火箭发动机示意图，旋转爆轰姿控发动机以并联方式安装在运载火箭末级，数目为N（N>1），可以实现俯仰、偏航、滚转姿态高精度控制。

图12是以本发明技术方案为主要思路设计的旋转爆轰姿控发动机原理样机系统，燃烧室采用图1c中的结构构型，燃烧室的直径为72 mm，外壁面均匀布置异型孔，冷却工质从异型孔喷入燃烧室，在燃烧室壁面形成气膜热防护。尾喷管采用拉瓦尔喷管，通过Witoszynski曲线实现光滑连接，喷管的设计喉口比为9。实验测量分析表明，稳定阶段原理样机推力可达300 N（图13），可作为小推力级姿控发动机。N个如图所示的发动机可以以并联、串联的形式安装在运载火箭（图9a、图9b、图9c）、卫星（图10a、图10b、图10c）以及探测器（图11a、图11b、图11c）等。

实施例1

图12是以本发明为主要思路设计的旋转爆轰姿控发动机原理样机系统，燃烧室的直径72 mm，外壁面均匀布置猫耳异型喷注孔，采用图5b所示交叉排列方案，喷注孔的孔径0.436 mm，喷注孔的倾斜角、孔深3 mm。冷却工质从喷注孔喷入燃烧室，在燃烧室壁面形成气膜热防护，尾喷管采用拉瓦尔喷管，通过Witoszynski曲线实现光滑连接，拉瓦尔喷管的设计喉口比为9。实验测量分析表明，稳定阶段原理样机推力可达300 N（图13），可作为小推力级姿控发动机。

实施例2

通过仿真验证本发明设计的图5a、图5b和图5c三种气膜孔排布方案的可行性，图5a、图5b和图5c三种气膜孔排布方案形成的燃烧室的仿真模型分别如图14a、图14b、图14c所示，燃烧室的直径40 mm，基于圆环腔燃烧室的对称性，选取1/4区域用于分析，均匀布置猫耳异型喷注孔，喷注孔的孔径为0.6 mm，倾斜角为；计算结果如图15a、图15b、图15c所示。仿真结果表明，使用本发明设计的三种气膜孔排布方案旋转爆轰燃烧室均能起爆并稳定工作。特别地，本专明针对旋转爆轰燃烧室特点提出的如图5c所示的气膜孔排布方案，即图15c，其能够对燃烧室旋转爆轰波所在位置的高热流区域提供有效保护，与未设置气膜冷却孔的燃烧室相比，流场平均温度降幅超过300 K。

本发明提出的旋转爆轰姿控发动机与传统液态燃料姿控发动机相比，基于旋转爆轰燃烧的姿控发动机热力学循环效率更高、燃烧更剧烈、结构更紧凑；本发明提供的带有再生冷却通道的旋转爆轰姿控发动机燃烧室，结合再生冷却通道和气膜冷却孔，以及旋转爆轰燃烧的工作特征，本发明设计了用于旋转爆轰姿控发动机的热防护手段，能够实现发动机长时间稳定工作和多次重复点火；同时，本发明还集成人工智能算法与调控系统，可以监测爆轰燃烧室复杂非定常流场和工作模态。

应当理解，上述实施例仅为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，包括：罩壳以及由所述罩壳围合形成的燃烧室，所述燃烧室具有燃烧段和喷管段，所述罩壳上设置有与所述燃烧段连通的氧化剂注入结构和燃料注入结构，其特征在于，还包括：

再生冷却通道，所述再生冷却通道与所述燃料注入结构相连通，燃料经所述再生冷却通道以及所述燃料注入结构被注入至所述燃烧室，所述再生冷却通道设置在所述燃烧室的外侧且与所述罩壳导热配合，流经所述再生冷却通道的燃料能够与所述燃烧室的内部环境发生热量交换而被预加热，并且，自所述燃料注入结构进入所述燃烧室的燃料在参与燃烧的同时，还在所述燃烧室的内壁面形成隔绝高温燃气的冷却薄膜。

2.根据权利要求1所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，其特征在于：所述燃料注入结构包括第一燃料注入结构和第二燃料注入结构，所述第一燃料注入结构、所述第二燃料注入结构分别与所述再生冷却通道相连通，所述第一燃料注入结构和所述氧化剂注入结构设置在所述燃烧段远离所述喷管段的端部区域，并且，所述第一燃料注入结构环绕设置在所述氧化剂注入结构的外围区域，所述第二燃料注入结构分布在靠近所述燃烧段的内侧壁或靠近所述燃烧段的内侧壁的区域，所述第二燃料注入结构环绕设置在所述第一燃料注入结构的外围区域，自所述第二燃料注入结构进入所述燃烧室的燃料在参与燃烧的同时，还在所述燃烧室的内壁面形成隔绝高温燃气的冷却薄膜。

3.根据权利要求2所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，其特征在于：所述第一燃料注入结构位于所述再生冷却通道的末端，所述第二燃料注入结构位于所述再生冷却通道的首、末端之间的部分。

4.根据权利要求2所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，其特征在于：所述第二燃料注入结构包括多个喷注孔，所述喷注孔的中轴线与所述燃烧室的中轴线交叉，所述喷注孔的轴向与所述燃烧室的径向所呈夹角α满足：，优选的，；

和/或，所述喷注孔的孔径和孔深之比为（0.2~ 1.0）：（1~ 25）；

优选的，所述喷注孔的孔径为0.2mm~ 1.0mm、孔深为1 mm ~ 25 mm。

5.根据权利要求4所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，其特征在于：多个所述喷注孔是呈阵列分布的，多个所述喷注孔组合为沿所述燃烧室的轴向依次设置的M行喷注孔；

优选的，多个所述喷注孔组合为沿所述燃烧室的轴向依次设置的M行喷注孔，相邻两行所述喷注孔在所述燃烧室的周向上是错开设置的；

优选的，两个相邻设置且不属于同一行喷注孔在所述燃烧室的周向上的错开角度0°＜β＜90°。

6.根据权利要求1所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室，其特征在于：所述再生冷却通道为环绕所述燃烧室设置的螺旋通道结构，或者，所述再生冷却通道为包围所述燃烧室设置的环状腔室结构；

和/或，所述再生冷却通道连续设置在所述燃烧段和所述喷管段的外部；

优选的，所述再生冷却通道设置在所述罩壳外部或内部；

优选的，所述再生冷却通道与所述罩壳是一体的，所述再生冷却通道为所述罩壳内部的夹层空间。

7.一种基于旋转爆轰燃烧的飞行器姿控发动机，其特征在于：所述飞行器姿控发动机的燃烧室为权利要求1-6中任一项所述带热防护结构的旋转爆轰燃烧室。

8.一种飞行器，包括飞行器主体以及至少一个飞行器姿控发动机，其特征在于：所述飞行器姿控发动机为权利要求7所述基于旋转爆轰燃烧的飞行器姿控发动机。

9.根据权利要求8所述飞行器，其特征在于：所述飞行器包括运载火箭、探测器或卫星。

10.一种飞行器的姿态控制的方法，其特征在于，包括：提供权利要求8或9所述的飞行器，以及，基于深度神经网络的模式识别算法监测发动机工作模态，并根据所述发动机工作模态来调整飞行器的姿态。