崔 凯 闫志男 胡锡文 夏国正 邓庆锋

（1.中国核电工程有限公司北京核化工研究设计院；2.中国船舶集团第703研究所）

0 引言

作为具有“常规战略武器”之称的高马赫数飞行器，其优秀的突防能力、即时高精度打击能力，已逐步成为未来空天力量发展的关键，而高超声速飞行器对动力系统有着苛刻的要求。

研究发现，随着飞行高度和飞行速度的增加，愈发恶劣的工作环境，空气在粘滞作用下使气流的动能不可逆的转变为热能[1～2]，而过高的气流温度很可能形成旋流畸变导致飞行器变形，刚度、强度降低，影响飞行安全[3～4]。同时，高温会使气流密度减小，进而导致进气质量流量减小，发动机的推力也会随之减小[5]。高超声速飞行条件下，采用射流预冷技术（MIPCC）可有效降低进气温度、扩展飞行包线的同时，提高发动机质量流量进而提高发动机推力[6～8]，实现发动机高温部件有效降温，提高发动机寿命。

Kim等[9]，Mahto等[10]对射流蒸发时的传质传热过程进行热力学分析，模拟验证了射流预冷技术在热力学方面的可操作性。Burkardt 等[11]和Henneberry 等[12]分析论证了射流系统的构造，并探究不同冷却介质对于提高飞行马赫数和发动机性能的作用。侯圣文[13]和夏国正[14]等人对不同工况下，吞雨量、水滴粒径和水滴速度对压气机性能的影响进行研究，表明适当吞水有助于降低进气温度，提高循环效率。李成[15]基于冷却介质对工质物性的影响，发现射流预冷可以有效扩展涡轮火箭发动机的工作范围，在高马赫数下极大提高发动机的单位推力。……