高超声速飞行器,作为可重复性使用的航天器入轨装置以及高性能的航空战略武器,具有重大的经济和战略价值。然而在高空高速飞行时,飞行器的发动机将面临着进气温度过高的问题。射流预冷作为主要的进气预冷形式,可降低进气温度,提高推力,并可直接用于常规涡轮发动机。本文建立一维超音速进气道模型,得到了高空高马赫数飞行工况下预冷段的进气条件;并根据高温高压的进气条件,对压气机部件进行了流动相似模化。完整地模拟了射流预冷后冷却工质在预冷段和压气机内的蒸发相变过程,并揭示了已蒸发冷却工质和未蒸发冷却工质流动掺混过程对压缩部件性能的相互影响机制。最后对预冷段的喷雾方案进行了探讨。研究表明,水滴蒸发使压气机前温度降低到热负荷范围内,并增加装置的进气速度和密度,导致装置进气质量流量增加。喷水后,预冷段内气流马赫数增加,在大的喷水量下预冷段内气流的速度会超过当地声速成为超声速来流,受扰动后形成激波,影响预冷段和压气机内的气流流动;喷水使压气机内动叶吸力面处激波位置后移,压力面上形成一个新的激波,加剧了径向迁移,降低了压气机的压比和效率。此外,水滴并不能在预冷段内完全蒸发,未蒸发的水滴会在离心作用下发生径向迁移,加大压气机内气流的径向温差,需适当增加叶根处的喷雾量。一定的喷雾角度和粒径能够优化水滴的运动扩散轨迹,增加被冷却区域面积,从而提高冷却效果。