具体实施方式

现在将详细参考本发明的实施例，在附图中示出了其一个或多个示例。通过举例说明本发明而不是限制本发明来提供每个示例。实际上，对于本领域技术人员将显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以对本发明进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因此，意图是本发明覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这种修改和变化。

如本文所使用的，术语“第一”，“第二”和“第三”可以互换地使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。

术语“前”和“后”指推进系统或运载器内的相对位置，以及指推进系统或运载器的正常操作姿态。例如，关于推进系统，前指更靠近推进系统入口的位置，而后指更接近推进系统喷嘴或排气装置的位置。

术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，而“下游”是指流体流向的方向。

除非上下文另外明确指出，否则单数形式“一”，“一种”和“该”包括复数形式。

如本文中在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言被用于修改可以允许变化而不会导致与之相关的基本功能发生变化的任何定量表示。因此，由诸如“大约”，“近似”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指的是在10％的范围内。

在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有指示，否则范围被识别并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围均包括端点，并且端点可彼此独立地组合。

术语或短语“当量比”至少是指实际燃料/氧化剂比与化学计量燃料/氧化剂比的比。在各种情况下，“实际燃料/氧化剂比”是指从一个或多个燃料喷射器提供的燃料/氧化剂混合物。在各种情况下，“化学计量燃料/氧化剂比”是指燃料和氧化剂燃烧所有燃料而燃烧或爆轰气体中没有过量氧化剂的理想比率。但是，应当理解，在各种实施例中，本文中所指的燃料/氧化剂当量比可以转换为氧化剂/燃料当量比，基于质量的燃料/氧化剂比，基于摩尔的燃料/氧化剂比，或在不脱离本公开的情况下的其他单位转换。

本文提供了旋转爆轰燃烧(RDC)系统和用于操作RDC系统的方法的实施例。本文提供的系统和方法的实施例可以在多个稳态和瞬态入口条件下维持燃料/氧化剂混合物的爆轰。维持燃料/氧化剂混合物的爆轰，以减轻或消除通过爆轰室的爆轰损失，可提供RDC系统和方法，用于在热发动机的期望可操作性和/或性能范围内操作，热发动机例如高超音速飞行器的推进系统。

现在参考附图，图1描绘了根据本公开的示例性实施例的包括旋转爆轰燃烧系统100(“RDC系统100”)的热发动机或推进系统。对于图1的实施例，发动机通常被构造为热发动机102。更具体地，热发动机102通常包括入口或压缩机区段104和出口或涡轮区段106。在各种实施例中，RDC系统100位于压缩机区段104的下游。在一些实施例中，例如关于图1所描绘的，RDC系统100位于涡轮区段106的上游。在其他实施例中，例如关于图8进一步示出和描述的，RDC系统100位于涡轮区段106的上游和/或下游。在操作期间，空气流或氧化剂流81可被提供到压缩机区段104的入口108，其中，该氧化剂流通过一个或多个压缩机被压缩，一个或多个压缩机中的每个压缩机可包括一个或多个交替级的压缩机转子叶片和压缩机定子轮叶。然而，在各种实施例中，压缩机区段104可以限定喷嘴，当气流流到RDC系统100时，通过该喷嘴压缩气流。

如下面将更详细地讨论的，然后可以将来自压缩机区段104的压缩氧化剂82提供给RDC系统100，其中可以将压缩氧化剂82与液体和/或气体燃料83混合以形成燃料/氧化剂混合物132，燃料/氧化剂混合物132然后被爆轰以产生燃烧产物138。燃烧产物138然后可以流到涡轮区段106，其中，一个或多个涡轮可以从燃烧产物提取动能/旋转能。如同压缩机区段104内的一个或多个压缩机一样，涡轮区段106内的每个涡轮可包括一个或多个交替级的涡轮转子叶片和涡轮定子轮叶。然而，在各种实施例中，涡轮区段106可限定膨胀区段，爆轰气体通过该膨胀区段膨胀并提供来自RDC系统100的推进推力。在另外的各种实施例中，然后燃烧气体或产物可以从涡轮区段106流过例如排气喷嘴，以产生用于热发动机102的推力。

应当理解，由燃烧产物产生的涡轮区段106内的涡轮的旋转通过一个或多个轴或线轴110传递，以驱动压缩机区段104内的压缩机。在各个实施例中，压缩机区段104可进一步限定风扇区段，例如用于涡轮风扇发动机构造，以推动空气越过RDC系统100和涡轮区段106外部的旁路流动路径。

应当理解，图1中示意性示出的热发动机102仅作为示例提供。在某些示例性实施例中，热发动机102可包括压缩机区段104内的任何合适数量的压缩机，涡轮区段106内的任何合适数量的涡轮，并且还可包括适于机械地连结压缩机，涡轮，和/或风扇的任何数量的轴或线轴110。类似地，在其他示例性实施例中，热发动机102可包括任何合适的风扇区段，其中，其风扇由涡轮区段106以任何合适的方式驱动。例如，在某些实施例中，风扇可以直接连结到涡轮区段106内的涡轮，或者可以由涡轮区段106内的涡轮跨减速齿轮箱驱动。另外，风扇可以是可变螺距风扇，固定螺距风扇，管道风扇(即，热发动机102可以包括围绕风扇区段的外机舱)，无管道风扇，或者可以具有任何其他合适的构造。

此外，还应认识到，RDC系统100可以进一步结合到任何其他合适的航空推进系统，例如高超音速推进系统，涡轮风扇发动机，涡轮轴发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机，冲压发动机，超燃发动机等，或其组合，例如联合循环推进系统。此外，在某些实施例中，RDC系统100可以被结合到非航空推进系统，例如陆基发电推进系统，航空衍生推进系统等。此外，仍然，在某些实施例中，RDC系统100可以被结合到任何其他合适的推进系统或运载器，例如有人或无人飞行器，火箭，导弹，运载火箭等。在后面的一个或多个实施例中，推进系统可以不包括压缩机区段104或涡轮区段106，而是可以简单地包括分别引向RDC系统100和从RDC系统100引出的会聚和/或发散流动路径。例如，涡轮区段106可大体上限定喷嘴，燃烧产物流过该喷嘴以产生推力。

现在参考图2，提供了可以结合到图1的示例性实施例中的示例性RDC系统100的侧面示意图。如图所示，RDC系统100大体上限定了热发动机102可以共用的纵向中心线轴线116，相对于纵向中心线轴线116的径向方向R，相对于纵向中心线轴线116的周向方向C(参见例如图3-4)和纵向方向L(如图1所示)。

RDC系统100通常包括沿着径向方向R彼此间隔开的外壁118和内壁120。外壁118和内壁120一起部分地限定爆轰室122，爆轰室入口124和爆轰室出口126。爆轰室122沿着纵向中心线轴线116限定了爆轰室长度123。

此外，RDC系统100包括位于爆轰室入口124处的多个燃料喷射器128。燃料喷射器128至少向爆轰室122提供燃料流83。在某些实施例中，燃料喷射器128基本上径向地延伸穿过内壁118和/或外壁120以提供基本上径向的燃料流83。仍在某些实施例中，燃料喷射器128轴向地延伸以提供基本上轴向的燃料流83。在某些实施例中，燃料喷射器128提供燃料和氧化剂的流动混合物。燃料流83与压缩空气或氧化剂82混合以生成燃料/氧化剂混合物132。混合物132被燃烧或爆轰以产生燃烧产物138，更具体地，如下面将更详细解释的爆轰波130。燃烧产物138通过爆轰室出口126离开，例如到达涡轮区段106或排气喷嘴，例如关于图1所述。尽管爆轰室122被描绘为单个爆轰室，但是在本公开的其他示例性实施例中，RDC系统100可以包括至少由多个外壁和内壁限定的多个爆轰室。

在一个实施例中，例如图4所示，外壁118和内壁120分别是大致环形的并且绕纵向中心线轴线116是大致同心的。在另一个实施例中，例如图5所示，外壁118和内壁120相对于中心线轴线116成二维关系，从而限定宽度和高度，或者相对于中心线轴线116的角度114的可变距离115。外壁118和内壁120一起在爆轰室122内限定爆轰路径(例如，图4-5中的爆轰路径410)。RDC系统100包括绕中心线轴线116彼此相邻布置的多个燃料喷射器128。关于图4，多个燃料喷射器128相对于中心线轴线116以周向布置彼此相邻定位。关于图5，多个燃料喷射器128相对于中心线轴线116沿着二维流动路径布置定位。

应当理解，关于图4-5描绘的多个燃料喷射器128通常可以代表燃料喷射器相对于气体流动路径的周向或二维定位。这样，图4-5中描绘的多个燃料喷射器128可以被定位成提供基本上径向的燃料流入或基本上轴向的燃料流入，例如关于图2或图3A-3B所示。

简要地参考图3A-3B，其提供了爆轰室122的立体图，将理解的是，RDC系统100在操作期间产生爆轰波130。爆轰波130在RDC系统100的周向方向C上行进，消耗进入的燃料/氧化剂混合物132，并在燃烧的膨胀区域136内提供高压区域134。燃烧的燃料/氧化剂混合物138(即，爆轰气体)离开爆轰室122并被排出。

更具体地，将理解的是，RDC系统100是爆轰型燃烧器，其从爆轰的连续波130获得能量。对于诸如本文公开的RDC系统100的爆轰燃烧器，与燃烧相比，燃料/氧化剂混合物132的燃烧实际上是爆轰，这在传统爆燃型燃烧器中是典型的。因此，爆燃和爆轰之间的主要区别与火焰传播的机理有关。在爆燃中，火焰传播是从反应区到新鲜混合物的热传递的函数，通常是通过传导。相比之下，在爆轰燃烧器中，爆轰是由冲击引起的火焰，其导致反应区和冲击波的联接。冲击波压缩并加热新鲜混合物132，使这种混合物132增加到自燃点以上。另一方面，由爆轰释放的能量有助于爆轰冲击波130的传播。此外，在连续爆轰的情况下，爆轰波130以相对高的频率连续地在爆轰室122周围传播。另外，爆轰波130可以使得爆轰室122内的平均压力高于典型燃烧系统(即，爆燃燃烧系统)内的平均压力。

因此，爆轰波130后面的区域134具有很高的压力。从下面的讨论中将认识到，RDC系统100的燃料喷射器128被设计成防止在爆轰波130后面的区域134内的高压在上游方向上流动，即，进入燃料/氧化剂混合物132的进入流。

现在参考图4-5，提供了从下游看向上游朝向多个燃料喷射器128的RDC系统100的流动路径视图。参照图3-5，RDC系统100包括绕纵向中心线轴线116延伸的爆轰室122。爆轰路径410例如沿着周向方向C绕中心线轴线116限定。爆轰路径410进一步沿着爆轰室长度123(图2)延伸。

预爆轰装置420延伸至爆轰室122，与在爆轰室122处的燃料/氧化剂混合物132可操作地连通，如图3A-3B所示。在各种实施例中，预爆轰装置420包括点火源或其他设备，其提供能量以使燃料/氧化剂混合物132爆轰或在爆轰路径410中释放爆轰波。在特定实施例中，预爆轰装置420基本上切向地延伸至爆轰路径410。预爆轰装置420在爆轰路径410处限定切向地靠近预爆轰装置420的预爆轰区422。预爆轰装置420在爆轰室122处产生燃料/氧化剂混合物132的爆轰波130，例如关于图3A-3B所描绘的。爆轰波130从爆轰区422沿着第一方向91传播。爆轰路径410的第一部分412从预爆轰区422沿着第一方向91限定。爆轰波130沿着第一方向91传播通过爆轰路径410的第一部分412。例如，爆轰波130可以最初在爆轰路径410的第一部分412处产生，并且随后沿着第一方向91传播通过爆轰路径410的第一部分412。

爆轰路径410还限定与爆轰路径410的第一部分412不同的第二部分414。第二部分414限定在预爆轰装置420和爆轰路径410的第一部分412之间。例如，从预爆轰装置420限定了与第一方向91相反地延伸的第二方向92。爆轰路径410的第二部分414沿着第二方向92并且在第一部分412和预爆轰装置420之间限定。作为另一示例，第二部分414沿第一方向91限定在第一部分412和预爆轰装置420之间。在又一个示例中，第二部分414沿着第一方向91在第一部分412和预爆轰装置420之间顺序地限定。在各种实施例中，爆轰路径410的第二部分414对应于爆轰路径410的1％至25％之间，并且第一部分412对应于爆轰路径410的基本上其余部分(即，在爆轰路径410的99％至75％之间)。在一个实施例中，爆轰路径410的第二部分414对应于爆轰路径410的4％至20％之间，并且第一部分412对应于爆轰路径410的基本上其余部分(即，在爆轰路径410的96％至80之间％)。在另一个实施例中，爆轰路径410的第二部分414对应于爆轰路径410的10％至20％之间，并且第一部分412对应于爆轰路径410的基本上其余部分(即，在爆轰路径410的90％至80％之间)。

如上所述，多个燃料喷射器128与爆轰路径410流体连通。多个燃料喷射器128还包括对应于爆轰路径410的第一部分412的第一燃料喷射器228和对应于爆轰路径的第二部分414的第二燃料喷射器328。第一燃料喷射器228被构造成在爆轰路径410的第一部分412处产生第一燃料/氧化剂混合物。第二燃料喷射器328被构造成在爆轰路径410的第二部分414处产生不同于第一燃料/氧化剂混合物的第二燃料/氧化剂混合物。

例如，多个燃料喷射器128包括一个或多个第一燃料喷射器228，其定位成与爆轰路径410流体连通，其中，第一燃料喷射器228在爆轰路径410的第一部分412处提供第一燃料/氧化剂混合物。此外，多个燃料喷射器128包括一个或多个第二燃料喷射器328，其定位成与爆轰路径410流体连通，其中第二燃料喷射器328将第二燃料/氧化剂混合物提供给爆轰路径410的第二部分414。

在各个实施例中，第一燃料喷射器228包括与一个或多个横截面面积或体积对应的第一几何形状226，而第二燃料喷射器包括与一个或多个横截面面积或体积对应的第二几何形状326，第二几何形状326不同于第一几何形状226。在一个实施例中，第一燃料喷射器228和第二燃料喷射器328的彼此不同的几何形状226、326被构造为提供不同的流速，压力，温度或其他特性，从而提供不同的燃料/氧化剂混合物。在其他实施例中，燃料喷射器228、328可以附加地或可替代地连接到燃料系统，该燃料系统被构造为提供不同的燃料流速，燃料压力，燃料温度或其他特性，从而提供与相应的第一燃料喷射器228和第二燃料喷射器328不同的燃料/氧化剂混合物。

与来自第二燃料喷射器328的第二燃料/氧化剂混合物的燃烧相比，来自第一燃料喷射器228的第一燃料/氧化剂混合物的爆轰和燃烧对应于较低的燃料/氧化剂当量比燃烧。第二燃料喷射器328相对于第一燃料喷射器228限定燃烧更浓的燃料喷射器。换句话说，在RDC系统100的操作期间，与在第一部分412处的第一燃料/氧化剂混合物的爆轰和燃烧对应的爆轰气体限定了爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比，该第一燃料/氧化剂当量比限定比与爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比对应的第二部分414处产生的爆轰气体更低的燃料/氧化剂当量比。当量比可以被限定为实际燃料/氧化剂比与化学计量燃料/氧化剂比的比率。

在一个实施例中，第一燃料喷射器228在第一部分412处经由第一燃料/氧化剂混合物产生的爆轰气体的燃烧比在爆轰路径的第二部分414处经由第二燃料/氧化剂混合物产生的爆轰气体的燃烧更稀薄。在另一个实施例中，第二燃料喷射器328在第二部分414处经由第二燃料/氧化剂混合物产生的爆轰气体的燃烧比在爆轰路径410的第一部分412处经由第一燃料/氧化剂混合物产生的爆轰气体的燃烧更浓。

在各个实施例中，第一燃料/氧化剂当量比限定了来自第一燃料/氧化剂混合物的稀薄燃烧，并且来自第二燃料/氧化剂混合物的第二燃料/氧化剂当量比限定了比第一燃料/氧化剂当量比更稀或更浓的燃烧。在一个实施例中，第一燃料/氧化剂当量比是稀的(即，第一燃料/氧化剂当量比小于1)，并且第二燃料/氧化剂当量比比第一燃料/氧化剂当量比更浓(即，第二燃料/氧化剂当量比大于第一燃料/氧化剂当量比)。在另一个实施例中，第一燃料/氧化剂当量比是稀的，而第二燃料/氧化剂当量比是浓的(即，第二燃料/氧化剂当量比大于1)。

在各个实施例中，第二燃料/氧化剂当量比限定来自第一燃料/氧化剂混合物的浓燃烧，并且来自第二燃料/氧化剂混合物的第二燃料/氧化剂当量比限定比第二燃料/氧化剂当量比更不浓的燃烧或更稀的燃烧。在一个实施例中，第二燃料/氧化剂当量比是浓的并且第一燃料/氧化剂当量比比第二燃料/氧化剂当量比稀(即，第一燃料/氧化剂当量比小于第二燃料/氧化剂当量比)。在另一个实施例中，第二燃料/氧化剂当量比是浓的，而第一燃料/氧化剂当量比是稀的(即，第一燃料/氧化剂当量比小于1)。

这样，在各个实施例中，第一燃料喷射器228可以被构造为产生小于第二燃料/氧化剂当量比的第一燃料/氧化剂当量比，使得第一燃料/氧化剂当量比可以是浓的，稀的或化学计量的，并且比第二燃料/氧化剂当量比更稀或更不浓。替代地，第二燃料喷射器328可以被构造为产生大于第一燃料/氧化剂当量比的第二燃料/氧化剂当量比，使得第二燃料/氧化剂当量比可以是浓的，稀的或化学计量的，以及比第一燃料/氧化剂当量比更浓。

返回参考图1，结合图2-5，RDC系统100还包括控制器，该控制器被构造为调节，调整或以其他方式提供燃料/氧化剂混合物和当量比，如本文所述。通常，控制器210可以对应于任何合适的基于处理器的装置，包括一个或多个计算装置。例如，图1示出了可以包括在控制器210内的合适部件的一个实施例。如图1所示，控制器210可以包括处理器212和相关联的存储器214，该处理器212和相关联的存储器214被构造为执行各种计算机实现的功能(例如，执行本文公开的方法，步骤，计算等)。如本文所使用的，术语“处理器”不仅是指本领域中包括在计算机中的集成电路，而且是指控制器，微控制器，微型计算机，可编程逻辑控制器(PLC)，专用集成电路(ASIC)，现场可编程门阵列(FPGA)和其他可编程电路。另外，存储器214通常可以包括存储器元件，包括但不限于计算机可读介质(例如，随机存取存储器(RAM))，计算机可读非易失性介质(例如，闪存)，光盘只读存储器(CD-ROM)，磁光盘(MOD)，数字多功能盘(DVD)和/或其他合适的存储器元件或其组合。在各种实施例中，控制器210可以限定全权限数字发动机控制器(FADEC)，螺旋桨控制单元(PCU)，发动机控制单元(ECU)或电子发动机控制(EEC)中的一个或多个。

如所示，控制器210可以包括存储在存储器214中的控制逻辑216。控制逻辑216可以包括当由一个或多个处理器212执行时使一个或多个处理器212执行操作的指令，操作诸如关于图6概述和描述的用于维持旋转爆轰燃烧的方法1000的步骤。

另外，如图1所示，控制器210还可以包括通信接口模块230。在几个实施例中，通信接口模块230可以包括用于发送和接收数据的相关联的电子电路。这样，控制器210的通信接口模块230可以用于向/从发动机102和RDC系统100发送和/或接收数据。另外，通信接口模块230还可以用于与发动机102的任何其他合适的部件通信，任何其他合适的部件包括任何数量的传感器，阀，流量控制装置，孔口等，其被构造为确定，计算，修改，替代，清楚地表达，调节或以其他方式向爆轰室122提供期望的燃料特性和/或氧化剂特性，包括但不限于流体流速，流体压力，流体温度，流体密度，流体雾化等。应当理解，通信接口模块230可以是适当的有线和/或无线通信接口的任何组合，并且因此可以经由有线和/或无线连接通信地联接到RDC系统100和发动机102的一个或多个部件。。这样，控制器210可以在发动机102，发动机102所连接的装置(例如，飞机)或发动机102处获得，确定，存储，产生，传输或操作在发动机102处的方法1000的任何一个或多个步骤，附接发动机102的设备(例如，飞行器)，或与发动机102通信的基于地面，空中或卫星的设备(例如，分布式网络)。

现在参考图6，提供了用于操作旋转爆轰燃烧(RDC)系统并维持旋转爆轰燃烧的方法1000的示例性概述(以下称为“方法1000”)。方法1000可以用任何合适的发动机的任何合适的旋转爆轰燃烧系统来进行，例如本文提供的RDC系统100的一个或多个实施例和/或本文提供的发动机102的一个或多个实施例。如上所述，可以经由本文描述的控制器210的一个或多个实施例来存储和/或执行方法1000的一个或多个步骤。

方法1000包括在1010处，例如经由第一燃料/氧化剂混合物，在爆轰路径的第一部分处产生爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比，例如关于图1-4示出和描述的。方法1000包括在1020处，经由第二燃料/氧化剂混合物在爆轰路径的第二部分处产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比，例如关于图1-4示出和描述的。方法1000可进一步包括在1030处，经由爆轰路径的第二部分处的爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比维持爆轰波。在一些实施例中，在1030处维持爆轰波还包括经由第二燃料/氧化剂混合物维持爆轰波，该第二燃料/氧化剂混合物对应于第二燃料/氧化剂混合物相对于第一燃料/氧化剂混合物的更浓的燃烧。

在各个实施例中，爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比限定比爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比低的当量比。在一个实施例中，产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比对应于第二燃料/氧化剂混合物的浓燃烧。在另一个实施例中，产生爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比对应于第一燃料/氧化剂混合物的稀薄燃烧。仍在各种实施例中，在爆轰路径的第二部分处产生轰气体的第二燃料/氧化剂当量比对应于在爆轰路径的1％至25％之间产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比。在各种实施例中，在爆轰路径中产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比的部分对应于爆轰路径410的第二部分414，例如本文中进一步描述的。

应当理解，产生爆轰气体的第一或第二燃料/氧化剂当量比可以分别对应于第一燃料喷射器228和第二燃料喷射器328，如关于图1-5示出和描述地布置、提供或分布的。在方法1000的某些实施例中，在爆轰路径(例如，图4-5中的爆轰路径410)的第一部分(例如，图4-5中的第一部分412)处产生爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比，包括与在爆轰路径的第二部分(例如，图4-5中的第二部分414)处产生的爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比相比，提供来自第一燃料喷射器(例如，图4-5中的第一燃料喷射器228)的第一燃料/氧化剂混合物的更稀的燃烧。在方法1000的某些实施例中，在爆轰路径(例如，图4-5中的爆轰路径410)的第二部分(例如，图4-5中的第二部分414)处产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比，包括与在爆轰路径的第一部分(例如，图4-5中的第一部分414)处产生的第一燃料/氧化剂当量比相比，提供来自第二燃料喷射器(例如，图4-5中的第二燃料喷射器328)的第二燃料/氧化剂混合物的更浓的燃烧。

在各种实施例中，例如关于图4-5所示和所述的，爆轰路径410的第一部分412对应于爆轰路径410的近似75％至99％，爆轰路径的第二部分414对应于爆轰路径的其余部分(即，爆轰路径410的近似25％至1％)。在某些实施例中，第一部分412对应于爆轰路径410的周边或环形区域的近似75％至99％，并且第二部分414对应于爆轰路径410的其余部分。

还应当理解，第一部分412可以限定或对应于第一燃料喷射器228的顺序或连续布置，第二部分414可以限定或对应于第二燃料喷射器328的顺序或连续布置。因此，第一燃料喷射器228的顺序或连续布置可以对应于燃料喷射器128的75％至99％之间，并且第二燃料喷射器328的顺序或连续布置可以对应于燃料喷射器128的大约25％至1％。更进一步地，在各种实施例中，第一燃料喷射器228和第二燃料喷射器328的布置可以相对于预爆轰装置420来限定，诸如本文关于图1-5所示和所述的。

在各个实施例中，维持爆轰波(例如，图3A-3B中的爆轰波130)是指在相对于其他爆轰燃烧系统的更广泛的范围内和相对更好的质量下提供RDC系统100的爆轰模式下的操作。维持的爆轰波可提供更宽的操作范围，例如更大范围的燃料和/或氧化剂输入，压力范围，入口温度或与RDC系统100和/或热发动机102或其附接的运载器的操作模式相对应的其他流体特性。

本文示出和描述的系统100和方法1000的实施例可以提供相对于已知的爆轰燃烧系统和操作方法的一种或多种改进。在各种实施例中，用于操作的RDC系统100和/或方法1000可以将不对称的燃料喷射(即，到爆轰路径410的相应的第一部分412和第二部分414的燃料/氧化剂混合物)提供到对称的，环形的，或二维的爆轰路径。到预爆轰进入区(即，第二部分414)的相对较浓的燃料/氧化剂混合物可以增加，加宽或以其他方式改善RDC系统的操作范围。在某些实施例中，与爆轰路径410的第一部分412相反，到第二部分414的较浓的燃料/氧化剂混合物可以提供维持的爆轰波。在其他各种实施例中，如本文所示和所述的第一部分412相对于第二部分414的范围或比率中的一个或多个提供了在RDC系统处维持爆轰波的意想不到的益处。

维持的爆轰波可以改善RDC系统和/或包括RDC系统的运载器(例如，发动机200，飞行器700或诸如本文进一步描述的其他推进系统或运载器)的操作范围。维持燃料/氧化剂混合物的爆轰，以减轻或消除通过爆轰室的爆轰损失，可以为热发动机(例如，热发动机102，发动机100，飞行器700等)提供改善的可操作性和/或性能范围。改善的可操作性和/或性能范围可包括但不限于RDC系统100在着陆起飞(LTO)周期(例如滑行，起飞，爬升，巡航，进近，着陆等)的多个部分，地面高度熄灭，高度熄灭或重新点燃，缓解井喷或瞬态性能时的可操作性。另外地或可替代地，改善的可操作性和/或性能范围可包括减轻爆轰损失，包括减轻因燃料和/或氧化剂压力，流速，温度或物理性质(例如，粘度，密度，燃料类型等)的变化而引起的爆轰损失。更进一步地或可替代地，改善的可操作性和/或性能范围可包括减轻因入口氧化剂压力，温度或物理性质的变化而引起的爆轰损失，入口氧化剂压力，温度或物理性质的变化因发动机和/或运载器高度，速度的变化而引起的，或者可以对应于LTO周期的一个或多个部分。

在另外的各种实施例中，方法1000包括在1002处，经由第一燃料喷射器将第一燃料/氧化剂混合物喷射到爆轰路径的第一部分中，以及在1004处，经由第二燃料喷射器将第二燃料/氧化剂混合物喷射到爆轰路径的第二部分中。在又一个实施例中，方法1000包括在1006处，经由预爆轰装置在爆轰区处爆轰第一燃料/氧化剂混合物，以及在1008处，经由第一燃料/氧化剂混合物在爆轰路径的第一部分处产生爆轰波。

在其他各种实施例中，方法1000进一步包括在1050处，定位与爆轰路径可操作连通的预爆轰装置，在该爆轰路径处，至少基于该预爆轰装置的定位来确定爆轰区。在一实施例中，至少基于预爆轰装置420的定位来确定限定爆轰路径410的第二部分414。在一个实施例中，方法1000还包括：在1060处，在爆轰路径的第一部分处布置多个第一燃料喷射器，其中，第一燃料喷射器被构造成向爆轰路径的第一部分提供第一燃料/氧化剂混合物，例如关于图1-5所描述的。在另一个实施例中，方法1000还包括：在1070处，在爆轰路径的第二部分处布置多个第二燃料喷射器，其中，第二燃料喷射器被构造成向爆轰路径的第二部分提供第二燃料/氧化剂混合物，例如关于图1-5所描述的。

应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以对本文提供的方法1000的步骤进行重新排序，重新安排，省略，更改或添加。另外地或可替代地，可以在一个或多个控制器210或其部分处将本文提供的方法1000的步骤存储，实现或执行为指令。可以关于图1-5所示出和描述的示例性RDC系统100理解图6中概述的方法1000或其步骤。然而，应当理解，方法1000的某些实施例可以在本文未另外示出或描述的其他RDC系统中进行或执行。应当理解，如果用除本文所述的一种之外的RDC系统来实施，方法1000或其步骤可提供意想不到的益处，具有诸如本文所述的本领域先前未知的益处。例如，与第二燃料喷射器构造成在爆轰路径的第二部分(对应于爆轰路径横截面积的近似25％至1％)处产生浓的或更浓的燃烧相比，第一燃料喷射器构造成在爆轰路径的第一部分(对应于爆轰路径横截面积的近似75％至99％)处产生稀的或更稀的燃烧的布置，可以理想地传播和/或维持一个或多个爆轰波，以对可操作性和/性能产生一个或多个改进，例如本文所描述的。

现在参考图7，提供了根据本公开的示例性方面的高超音速运载器或高超音速飞行器700的立体图。图1的示例性高超音速飞行器700大体限定竖直方向V，横向方向(未标记)和纵向方向L。此外，高超音速飞行器700大体上沿着纵向方向L在前端702和后端704之间延伸。对于所示实施例，高超音速飞行器700包括机身706，从机身706的左舷侧延伸的第一机翼708和从机身706的右舷侧延伸的第二机翼710，以及竖直稳定器。高超音速飞行器700包括推进发动机或系统，对于所示实施例，其包括一对高超音速推进系统或发动机712，其中第一发动机712安装在第一机翼708下方，而第二发动机712安装在第二机翼710下方。高超音速推进系统712可以被构造为与关于图1-5中的热发动机102或关于图8中所示出和描述的发动机200所示出和描述的基本相似。将会理解，推进系统可以被构造成用于将高超音速飞行器700从起飞推进到高超音速飞行(例如，每小时0英里直至每小时约250英里)。将理解的是，如本文所使用的，术语“高超音速”通常是指大约4马赫至大约10马赫的空气速度，例如5马赫以上。

值得注意的是，图1所示的示例性高超音速飞行器700仅作为示例提供，并且在其他实施例中可以具有任何其他合适的构造。例如，在其他实施例中，机身706可以具有任何其他合适的形状(例如更尖的，空气动力学形状，不同的稳定器形状和取向等)，推进系统可以具有任何其他合适的发动机布置(例如，内置于竖直稳定器中的发动机)，任何其他合适的构造等。

现在参考图8，提供了根据本公开的示例性方面的高超音速推进系统200的横截面视图。关于图8提供的发动机200被构造成基本上类似于关于图1-5中的热发动机102所示出和描述的。附加地或可替代地，发动机200被构造为与方法1000的一个或多个步骤基本上类似地操作，例如关于图6概述和描述的。应当理解，关于图8示出和描述的发动机200的各种实施例可以被构造为包括诸如关于图1-6示出和描述的RDC系统100。附加地或可替代地，发动机200包括旋转爆轰燃烧系统，其构造成执行诸如关于图1-6概述和描述的指令。

如将意识到的，所示的示例性高超音速推进系统200通常包括涡轮发动机202和管道组件204。图8提供了涡轮发动机202的整个长度的横截面视图(示出了所有的管道组件204)。值得注意的是，高超音速推进系统200可以被结合到高超音速飞行器(诸如作为发动机712结合到图7的高超音速飞行器700)。

所描绘的示例性高超音速推进系统200大体沿着纵向方向L在前端211处限定发动机入口208，并且沿着纵向方向L在后端215处限定发动机排气装置213。参照示例性涡轮发动机202，将理解的是，所示的示例性涡轮发动机202限定了涡轮发动机入口217，例如可以根据图1的入口108来构造。涡轮发动机202还包括涡轮发动机排气装置218。此外，示例性涡轮发动机202包括例如可以关于图1的压缩机区段104构造的压缩机区段，燃烧区段205和例如可以关于图1的涡轮区段106构造的涡轮区段。压缩机区段，燃烧区段205和涡轮区段相对于彼此分别以串行流动顺序布置。在各种实施例中，燃烧区段205可以包括诸如关于图1-5示出和描述的RDC系统100的实施例。可替代地，燃烧区段205可以包括爆燃燃烧系统。

关于涡轮发动机202，压缩机区段可包括第一压缩机220，该第一压缩机220具有多个顺序级的压缩机转子叶片(包括最前级的压缩机转子叶片)。类似地，涡轮区段包括第一涡轮224，并且进一步包括第二涡轮227。第一涡轮224是通过第一发动机轴229联接到第一压缩机220的高速涡轮。以这种方式，第一涡轮224可以驱动压缩机区段的第一压缩机220。第二涡轮227是联接至第二发动机轴231的低速涡轮。

如将意识到的，对于所示实施例，高超音速推进系统200还包括风扇232。风扇232位于涡轮发动机入口217的前方(和上游)。此外，风扇232包括风扇轴234，在所示的实施例中，风扇轴234联接至第二发动机轴231或与第二发动机轴231一体形成，使得涡轮发动机202的涡轮区段的第二涡轮227可在高超音速推进系统200的操作期间驱动风扇232。发动机200还包括多个出口导向轮叶233，在所示的实施例中，这些出口导向轮叶是可变出口导向轮叶(构造成绕旋转螺距轴线(以虚线示出)枢转)。可变出口导向轮叶还可以用作支柱。无论如何，可变出口导向轮叶233可以使风扇232以可变速度运行并且仍然以相对笔直的气流出来。在其他实施例中，出口导向轮叶233可以替代地是固定螺距导向轮叶。

仍参考图8，管道组件204大体包括外壳236，并限定了旁路管道238，外壳236和旁路管道238绕涡轮发动机202延伸。旁通管道238可具有绕涡轮发动机202延伸的基本上环形形状，例如绕涡轮发动机202基本上360度。附加地或可替代地，外壳236和/或旁路管道238可至少部分地限定二维截面(例如，矩形截面)，二维截面限定了高度和宽度。外壳236和/或旁路管道238的各种实施例可以对应于RDC系统100，例如关于图4(例如，环形的)和图5(例如，二维的)描绘的。应当理解，在各种实施例中，外壳236和/或旁路管道238可以限定环形部分和二维部分。

对于关于图8所示的实施例，旁路管道238在旁路管道入口240和旁路管道排气装置242之间延伸。对于所示实施例，旁路管道入口240与涡轮发动机入口217对准，并且对于所示实施例，旁路管道排气装置242与涡轮发动机排气装置218对准。

此外，对于所示实施例，管道组件204还限定了至少部分位于旁路管道238前面的入口区段244和位于旁路管道238下游并且至少部分在涡轮发动机排气装置218后方的后燃室(afterburning chamber)246。对于所示的实施例，特别地参考入口区段244，入口区段244位于旁路管道入口240和涡轮发动机入口217的前方。此外，对于所示的实施例，入口区段244从高超音速推进系统入口208延伸到涡轮发动机入口217和旁路管道入口240。相反，后燃室246从旁路管道排气装置242和涡轮发动机排气装置218延伸至高超音速推进系统排气装置213(图8)。

仍参考图8，所示的高超音速推进系统200还可包括入口预冷器248，其至少部分地位于管道组件204的入口区段244内，并且在涡轮发动机入口217、旁路管道238、或两者的上游(更特别地，对于所示实施例而言，在两者的上游)。通常提供入口预冷器248，以冷却通过管道组件204的入口区段244到涡轮发动机入口217，旁路管道238或两者的气流。

在高超音速推进系统200的操作期间，通过高超音速推进系统入口208接收入口气流。入口气流通过入口预冷器248，从而降低了入口气流的温度。入口气流然后流入风扇232。将会理解，风扇232通常包括可通过风扇轴234(和第二发动机轴231)旋转的多个风扇叶片250。风扇232的风扇叶片250的旋转增加了入口气流的压力。对于所示的实施例，高超音速推进系统200还包括位于风扇232的多个风扇叶片250的下游并且在涡轮发动机入口217(和旁路管道入口240)的上游的一级导向轮叶252。对于所示实施例，该一级导向轮叶252是一级可变导向轮叶，每个可变导向轮叶可绕其相应的轴线旋转。导向轮叶252可以改变来自风扇232的多个风扇叶片250的入口气流的方向。从该一级导向轮叶252，入口气流的第一部分流过涡轮发动机入口217并沿着涡轮发动机202的核心空气流动路径，并且入口气流的第二部分流过管道组件204的旁路管道238，如将在下面更详细解释的。简而言之，将意识到，示例性高超音速推进系统200包括前框架，该前框架包括前框架支柱256(并且更具体地，多个周向隔开的前框架支柱256)，该前框架支柱256延伸通过靠近旁路管道入口240的旁通管道238、并通过靠近涡轮发动机入口217的涡轮发动机202的核心空气流动路径。

通常，空气的第一部分穿过第一压缩机220，其中，该空气的第一部分的温度和压力增加并且被提供给燃烧区段205。燃烧部分205包括沿周向方向C间隔开的多个燃料喷射器128，以向燃烧区段205的燃烧室(例如，图1-5的爆轰室122)提供氧化剂(例如压缩空气)和液体和/或气体燃料的混合物。在各种实施例中，根据关于图1-6示出和描述的RDC系统100的多个燃料喷射器128的一个或多个实施例来布置和构造发动机200的多个燃料喷射器128。在特定实施例中，多个燃料喷射器128包括第一燃料喷射器228和第二燃料喷射器328，第一燃料喷射器228和第二燃料喷射器328被构造成分别提供第一燃料/氧化剂混合物和第二燃料/氧化剂混合物，例如关于图1-6所示和所述的。

压缩空气和燃料混合物燃烧以产生燃烧气体，该燃烧气体被提供通过涡轮区段。燃烧气体在第一涡轮224和第二涡轮227上膨胀，从而驱动第一涡轮224(以及通过第一发动机轴229驱动第一压缩机220)和第二涡轮227(以及通过第二发动机轴231驱动风扇232)。然后，燃烧气体通过涡轮发动机排气装置218排出，并提供给管道组件204的后燃室246。

仍然参考图8，如上所述，入口气流的第二部分被提供通过旁路管道238。值得注意的是，对于所示的实施例，旁路管道238可包括双流区段，例如包括以平行流构造的内旁路流和外旁路流。值得注意的是，管道组件204被空气动力学地设计，使得当在高超音速飞行操作条件期间外旁路流门处于打开位置时，通过外旁路管道流的气流量与通过内旁路管道流的气流量之比大于1：1，例如大于约2：1，例如大于约4：1，并且小于约100：1，例如小于约10：1。

在旁路管道238的双流区段的下游，入口气流的第二部分汇回到一起，并且大体上沿着纵向方向L流到旁路管道排气装置242。对于所示实施例，通过旁路管道238的气流在后燃室246处与涡轮发动机202的排气合并。所描绘的示例性高超音速推进系统200包括位于涡轮发动机排气装置218和旁路管道排气装置242处的旁路气流门。旁路气流门可在打开位置和关闭位置(用虚线表示)之间移动，在打开位置，通过涡轮发动机202的核心空气流动路径的气流可以自由地流入后燃室246，在关闭位置，来自旁路管道238的气流可以自由地流入后燃室246。值得注意的是，旁路气流门270还可以在它们之间的各个位置之间移动，以允许来自涡轮发动机202的气流与从旁路管道238进入后燃室246的气流的期望比率。

在某些操作期间，例如在高超音速飞行操作期间，可以从流入并通过后燃室246的气流中实现进一步的推力。更具体地，对于所示的实施例，高超音速推进系统200还包括至少部分地定位在后燃室246内的增强器272。特别地，对于所示的实施例，增强器272位于后燃室246的上游端，并且更具体地，紧接在旁路管道排气装置242和涡轮发动机排气装置218的下游。

值得注意的是，对于所示的实施例，后燃室246被构造为高燃室，并且增强器272包括旋转爆轰燃烧器274，例如关于图1-5所示和所述的RDC系统100的实施例。在特定实施例中，增强器272包括多个燃料喷射器128，包括第一燃料喷射器228和第二燃料喷射器328，该多个燃料喷射器128被构造为例如关于图1-6示出和描述的。还应当理解，后燃室246的实施例可以至少部分地对应于构造成例如关于图1-6所示和所述的爆轰室122。

此外，再次参考图8，将理解，后燃室246大体延伸至高超音速推进系统排气装置213，在高超音速推进系统排气装置213处限定了喷嘴出口282。此外，后燃室246在涡轮发动机排气装置218和高超音速推进系统排气装置213之间限定了后燃室轴向长度284。在各种实施例中，后燃室轴向长度284对应于关于图1-5示出和描述的RDC系统100的爆轰室长度123。在特定实施例中，高超音速推进系统排气装置213对应于如关于图1-5所示和所述的爆轰室出口126。类似地，涡轮发动机202在涡轮发动机入口217和涡轮发动机排气装置218之间限定了涡轮发动机轴向长度286。对于所示实施例，后燃室轴向长度284为涡轮发动机轴向长度286的至少约百分之五十，并且高达涡轮发动机轴向长度286的约百分之500。更特别地，对于所示的实施例，后燃室轴向长度284大于涡轮发动机轴向长度286。例如，在某些实施例中，后燃室246可限定后燃室轴向长度284，其为涡轮发动机轴向长度286的至少约125％，例如为涡轮发动机202的至少约150％。但是，在其他实施例中(例如，包含旋转爆轰燃烧器274的实施例)，后燃室轴向长度284可以小于涡轮发动机轴向长度286。

此外，将理解的是，在至少某些示例性实施例中，高超音速推进系统200可包括用于改变喷嘴出口282的横截面积的一个或多个部件。这样，喷嘴出口282可以是可变几何形状的喷嘴出口，其构造成基于例如RDC系统100的一种或多种飞行操作，环境条件或操作模式等来改变横截面积(例如，以维持燃料/氧化剂混合物的旋转爆轰)。

对于所示实施例，将理解，示例性高超音速推进系统200还包括燃料输送系统288。燃料输送系统288构造成用于向涡轮发动机202的燃烧区段205提供流动燃料，并且对于所示实施例，增强器272至少部分地定位在后燃室246内。发动机200的实施例包括例如关于图1-5示出和描述的控制器210，并且控制器210还被构造成存储和/或执行关于图6概述的方法1000的一个或多个步骤。所描绘的示例性燃料输送系统288通常包括燃料箱290和燃料氧减少单元292。燃料氧减少单元292可以被构造为减少来自燃料箱290并且通过燃料输送系统288的燃料流的氧含量。

燃料输送系统288还包括构造成增加通过燃料输送系统288的燃料流的压力的燃料泵294。此外，对于所示的实施例，入口预冷器248是燃料-空气热交换器，其热联接至燃料输送系统288。更具体地，对于所示的实施例，入口预冷器248被构造为直接利用燃料作为热交换流体，从而从通过管道组件204的入口区段244的入口气流提取的热量被传递到通过燃料输送系统288的燃料流。对于所示的实施例，然后将加热的燃料(其温度可升高的量对应于入口气流温度被入口预冷器248降低的量，如上所述)提供给燃烧区段205和/或增强器272。值得注意的是，除了充当相对高效的散热器之外，在燃烧之前提高燃料的温度还可以进一步提高高超音速推进系统200的效率。

在各个实施例中，燃料输送系统288与控制器210可操作地通信，以在彼此之间接收和/或发送数据，指令或反馈。诸如位于燃烧区段202和/或后燃室236处的燃料输送系统288，控制器210和RDC系统100可以连通并且可操作地彼此联接。在特定实施例中，燃料输送系统288被构造为向与第一燃料喷射器228处的第一燃料/氧化剂混合物和第二燃料喷射器328处的第二燃料/氧化剂混合物对应的燃料流提供流速，压力，温度，密度或其他燃料流动特性，诸如本文所述。燃料输送系统288还可以与控制器210可操作地通信，以将液体和/或气体燃料的相应流提供给RDC系统100(图1-5)，例如可以位于燃烧区段202和/或后燃室236处。在特定实施例中，燃料输送系统288可以至少部分地基于期望燃料特性来提供与入口预冷器248热连通的燃料流，该期望燃料特性与经由从爆轰路径410的第二部分414(图4-5)处的第二燃料喷射器328流出的第二燃料/氧化剂混合物的较浓燃烧维持爆轰波130(图3A-3B)相对应，从爆轰路径410的第二部分414处的第二燃料喷射器328流出的第二燃料/氧化剂混合物的较浓燃烧相比于从爆轰路径410的第一部分412(图4-5)处的第一燃料喷射器228流出的第一燃料/氧化剂混合物的较稀燃烧。

该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何结合的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：

1.一种用于操作旋转爆轰燃烧组件的方法，该方法包括在爆轰路径的第一部分处产生爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比，其中，爆轰路径的第一部分从爆轰区沿着第一方向限定，爆轰波沿着第一方向传播。该方法还包括在爆轰路径的第二部分处产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比，其中第二燃料/氧化剂当量比与第一燃料/氧化剂当量比不同，并且其中爆轰路径的第二部分限定在第一部分和预爆轰装置之间。该方法进一步包括经由爆轰路径的第二部分处的爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比来维持爆轰波。

2.根据任何前述条项所述的方法，其中，爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比限定比爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比低的当量比。

3.根据任何前述条项所述的方法，其中产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比对应于第二燃料/氧化剂混合物的浓燃烧。

4.根据任何前述条项所述的方法，其中，产生爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比对应于第一燃料/氧化剂混合物的稀薄燃烧。

5.根据任何前述条项所述的方法，该方法进一步包括：将第一燃料/氧化剂混合物喷射到爆轰路径的第一部分中，第一燃料/氧化剂混合物对应于产生第一燃料/氧化剂当量比；将第二燃料/氧化剂混合物喷射到爆轰路径的第二部分中，第二燃料/氧化剂混合物对应于产生第二燃料/氧化剂当量比。

6.根据任何前述条项所述的方法，其中，在爆轰路径的第一部分处产生爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比包括：在爆轰区处爆轰第一燃料/氧化剂混合物；在爆轰路径的第一部分处产生爆轰波。

7.根据任何前述条项所述的方法，其中维持爆轰波包括经由第二燃料/氧化剂混合物维持爆轰波，该第二燃料/氧化剂混合物对应于第二燃料/氧化剂混合物相对于第一燃料/氧化剂混合物更浓的燃烧。

8.根据任何前述条项所述的方法，其中，在爆轰路径的第二部分处产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比对应于在爆轰路径的1％至25％之间产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比。

9.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括：将预爆轰装置定位成与爆轰路径可操作地连通，在该爆轰路径处，至少基于预爆轰装置的定位来确定爆轰区；在爆轰路径的第一部分处布置多个第一燃料喷射器，其中，第一燃料喷射器构造成向爆轰路径的第一部分提供第一燃料/氧化剂混合物；在爆轰路径的第二部分处布置多个第二燃料喷射器，其中，第二燃料喷射器构造成向爆轰路径的第二部分提供第二燃料/氧化剂混合物。

10.根据任何前述条项所述的方法，其中，布置多个第一燃料喷射器包括：从预爆轰装置沿着第一方向以顺序布置来布置多个第一燃料喷射器；并且进一步其中，布置多个第二燃料喷射器包括：从多个第一燃料喷射器到预爆轰装置沿着第一方向以顺序布置来布置多个第二燃料喷射器。

11.一种旋转爆轰燃烧组件，该旋转爆轰燃烧组件包括绕中心线轴线延伸的爆轰室，其中该爆轰室限定爆轰路径，并且其中该旋转爆轰燃烧组件包括预爆轰装置，该预爆轰装置延伸到爆轰室并与爆轰室处的燃料/氧化剂混合物可操作地连通，其中预爆轰装置在爆轰路径处限定爆轰区，在爆轰区处，预爆轰装置在爆轰室处产生燃料/氧化剂混合物的爆轰波，并且其中从爆轰区沿着第一方向限定爆轰路径的第一部分，爆轰波沿着第一方向传播，并且进一步其中，沿着与第一方向相反的第二方向在预爆轰装置和爆轰路径的第一部分之间限定不同于爆轰路径的第一部分的爆轰路径的第二部分。该旋转爆轰燃烧组件进一步包括多个燃料喷射器，该多个燃料喷射器绕中心线轴线以相邻布置定位，其中，多个燃料喷射器与爆轰路径流体连通。该多个燃料喷射器包括：第一燃料喷射器，该第一燃料喷射器构造成在爆轰路径的第一部分处产生第一燃料/氧化剂混合物；第二燃料喷射器，该第二燃料喷射器构造成在爆轰路径的第二部分处产生第二燃料/氧化剂混合物，其中第二燃料/氧化剂混合物不同于第一燃料/氧化剂混合物。

12.根据任何前述条项所述的旋转爆轰燃烧组件，其中，爆轰路径的第二部分对应于爆轰路径的1％至25％之间。

13.根据任何前述条项所述的旋转爆轰燃烧组件，其中，第一燃料喷射器包括与第二燃料喷射器不同的一个或多个横截面面积或体积。

14.根据任何前述条项所述的旋转爆轰燃烧组件，其中，第一燃料喷射器限定比第二燃料喷射器低的当量比燃烧燃料喷射器，第二燃料喷射器限定比第一燃料喷射器更浓燃烧的燃料喷射器。

15.一种用于高超音速飞行器的推进系统，该推进系统包括旋转爆轰燃烧组件，该旋转爆轰燃烧组件包括爆轰室，该爆轰室绕中心线轴线延伸，其中爆轰室限定爆轰路径，并且其中，该旋转爆轰燃烧组件包括预爆轰装置，该预爆轰装置延伸至爆轰室，其中，预爆轰装置在爆轰路径处限定爆轰区，在爆轰区处，预爆轰装置在爆轰室处产生爆轰气体的爆轰波，并且其中，爆轰路径的第一部分从爆轰区沿着第一方向限定，爆轰波沿着第一方向传播，并且进一步其中，不同于爆轰路径的第一部分的爆轰路径的第二部分从爆轰路径的第一部分到预爆轰装置沿着第一方向限定。该旋转爆轰燃烧组件还包括多个燃料喷射器，该多个燃料喷射器绕中心线轴线以相邻布置定位，其中，多个燃料喷射器与爆轰路径流体连通。多个燃料喷射器包括：第一燃料喷射器，该第一燃料喷射器构造成在爆轰路径的第一部分处产生第一燃料/氧化剂混合物；第二燃料喷射器，该第二燃料喷射器构造成在爆轰路径的第二部分处产生第二燃料/氧化剂混合物，其中第二燃料/氧化剂混合物与第一燃料/氧化剂混合物不同。该推进系统进一步包括控制器，该控制器构造成执行指令，该指令包括：经由第一燃料/氧化剂混合物在爆轰路径的第一部分处产生爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比；经由第二燃料/氧化剂混合物在爆轰路径的第二部分处产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比，其中第二燃料/氧化剂当量比与第一燃料/氧化剂当量比不同。

16.根据任何前述条项所述的推进系统，其中，爆轰气体的第一燃料/氧化剂当量比限定比爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比更低的当量比。

17.根据任何前述条项所述的推进系统，其中，产生爆轰气体的第二燃料/氧化剂当量比对应于第二燃料/氧化剂混合物相对于第一燃料/氧化剂混合物的浓燃烧。

18.根据任何前述条项所述的推进系统，该指令还包括：经由第一燃料喷射器将第一燃料/氧化剂混合物喷射到爆轰路径的第一部分中；经由第二燃料喷射器将第二燃料/氧化剂混合物喷射到爆轰路径的第二部分中。

19.根据任何前述条项所述的推进系统，该指令进一步包括：经由预爆轰装置在爆轰区处爆轰第一燃料/氧化剂混合物；经由第一燃料/氧化剂混合物在爆轰路径的第一部分处产生爆轰波。

20.根据任何前述条项所述的推进系统，该指令进一步包括：经由第二燃料/氧化剂混合物维持爆轰波，第二燃料/氧化剂混合物对应于爆轰路径的第二部分处的第二燃料/氧化剂混合物相对于第一燃料/氧化剂混合物更浓的燃烧。

21.根据任何前述条项所述的推进系统，进一步包括：燃烧区段；管道组件，该管道组件限定后燃室；增强器，该增强器至少部分地定位在后燃室内，其中旋转爆轰燃烧系统定位在增强器或燃烧区段中的一个或多个处。

22.根据任何前述条项所述的推进系统包括任何前述条项所述的旋转爆轰燃烧组件。

23.根据任何前述条项所述的推进系统构造成执行任何前述条项所述的用于操作旋转爆轰燃烧组件的方法的一个或多个步骤。

24.根据任何前述条项所述的推进系统包括构造成执行指令的控制器，该指令包括任何前述条项所述的用于操作任何前述条项所述的旋转爆轰燃烧组件的方法的一个或多个步骤。