具体实施方式

下面，结合附图对本发明做进一步详细说明。

如图1所示，一种前体带有预喷注的定几何二元高超声速进气道，包括唇罩1、内壁面2、自内壁面向前延伸的压缩面3、设置在压缩面3上的后台阶端面4以及置于压缩面3中的高压燃气腔9和高压阻燃气腔10；所述唇罩1、内壁面2形成内通道5以及自内通道向后延伸的等直段6。如果该进气道具体应用在飞行器上时，内壁面2即为进气道贴近飞行器机身外表面设置的面。

为利用进气道较长的流向长度实现燃料和来流空气的充分掺混，在进气道第二级压缩面设置与进气道整体尺寸相比较小的后台阶面4用于喷注口的布置。这种后台阶构型较为简单对进气道整个前体波系影响较小。后台阶面边界通过上棱边41和下拐角42与压缩面3相连。由于后台阶面4的存在，压缩面3可分为三个部分，第一部分为自内壁面延伸至后台阶面下拐角42的第二级压缩面后段，第二部分为后台阶面上棱边41至转折点31之间的第二级压缩面前段，第三部分为转折点31之前的第一级压缩面。第二级压缩面虽然分为了不共线但平行的前段和后段，但由于两段对于气流流向的改变作用相同，故而仍统称为第二级压缩面。而后台阶面4与两段第二级压缩面均垂直。

进一步说明进气道两级压缩面的设计方式，第一级压缩面与第二级压缩面前段按其诱导斜激波交汇于进气道唇罩1前缘进行设计。后台阶面上棱边41与转折点31之间的距离按照实际情况恰当设计得到，目的是使得后台阶面不影响进气道前体压缩波系，保证进气道对于来流空气的捕获作用，同时完成预喷注燃料在进气道内与主流掺混。随后，从后台阶面下拐角42做平行于第二级压缩面前段的壁面至内壁面5作为第二级压缩面的后段。

在后台阶端面上设置两个用于超声速喷注的上狭缝7和下狭缝8，上狭缝7和下狭缝8平行排列，二者面法线方向均与后台阶面4的面法线方向平行即气流垂直于后台阶面喷出。在压缩面3中设置高压氢气腔9和高压氮气腔10作为喷注所需氢气和氮气的气源。上狭缝7为燃料喷注口，狭缝喷注口通过管道和置于压缩面3中的高压氢气腔9相连，狭缝面积由燃料喷注的流量、马赫数、总压和总温共同决定。若单独从上狭缝喷注燃料，燃料喷出口会向压缩面3膨胀，之后在近壁面范围内向主流扩散，会导致燃料在主流中分布不均匀以及被压缩面3的高温边界层点燃的风险。因此设置下狭缝8进行阻燃气体的喷注，实现对燃料在主流中分布的调节以及阻隔燃料和高温边界层的接触。下狭缝8通过管道与高压氮气腔相连，面积由阻燃气体喷注的流量、马赫数、总压和总温共同决定。

下面，为了验证本发明，设计如下验证实验。实验中，二元高超声速进气道采用设计来流马赫数为Ma10的二元三波系高超声速进气道。该进气道的前体压缩面3设置依次向后延伸排布的两级压缩楔面，两级压缩楔面对应的压缩角均为6.6°，此时第一级压缩面前缘激波和转折点31发出的第二级激波刚好汇聚于唇口。在第二级压缩面上设置后台阶端面，后台阶端面高度即上棱边41到下拐角42之间的距离为10.4mm。

验证实验一，验证后台阶端面的设计对进气道流场影响，以及后台阶端面位置对进气道流场影响。为得到上述结果，改变后台阶沿流向位置即后台阶端面上棱边41至压缩面拐点31之间的距离。比较无后台阶结构的进气道和第二级压缩面前缘之间距离L＝100mm、200mm、300mm和400mm的进气道的出口马赫数、流量系数和总压恢复系数，评估后台阶面构型的设置以及在第二级压缩面不同位置设置后台阶端面对进气道性能的影响。图2(a)至图2(e)为上述五种进气道的全局数值纹影图，从图中可以看出，在进气道第二级压缩面设置后台阶端面后，进气道前体波系结构无明显变化，前体激波仍相交于唇口，说明后台阶设置对进气道的流量捕获能力没有显著影响，设置后台阶端面的进气道仍能为燃烧室提供充足的空气。而随着后台阶端面沿第二级压缩面向进气道内通道靠近过程中，进气道内通道波系结构有轻微变化，导致后台阶端面位置不同的进气道在性能上会有所差异。经过计算得到各进气道未实施燃料预喷注时的性能参数如下表所示，从表中可以看出，在进气道第二级压缩面设置后台阶端面会影响到进气道出口的马赫数和总压恢复系数。后台阶端面越靠近第二级压缩面前缘，进气道出口总压恢复越高，同时出口马赫数越高。当后台阶面与压缩面拐点31相距100mm时，进气道出口马赫数较无后台阶端面设计提高了0.2马赫，但仍能保证进气道对来流产生了足够的压缩，且较高的总压恢复系数也保证进气道捕获空气的机械能损失较小，仍有很强的做功能力。综上来看，设置了后台阶端面的进气道，仍具备捕获充足的来流空气，并对捕获的空气有充分的压缩能力，具有可行性。

根据实验一中得到的结果可知，不论后台阶面的位置是否变化，进气道捕获流量均为6.39kg/s左右，根据全局当量比为1进行计算可得，该进气道所需氢气流量为0.185kg/s左右。因此，针对后台阶端面与压缩面拐点31相距L＝100mm、200mm、300mm和400mm的四种进气道开展实验二，在每种进气道的后台阶端面上狭缝7喷注0.185kg/s的氢气，下狭缝8喷注0.637kg/s的阻燃气体氮气。验证喷口位置对进气道性能和预喷注燃料掺混的影响。

图3(a)至图3(d)给出了上述四种进气道，进行燃料预喷注后的数值纹影图，从图中可以看出，后台阶面靠近压缩面拐点31时，喷注诱导产生的激波与第二级压缩面产生的激波相交，汇聚产生的激波角度较大，使进气道前体激波汇聚于唇口之前。但在本实验中，当后台阶面距压缩面拐点为300mm时，即如图3(c)所示，前体激波汇聚在唇口，进气道无溢流现象。进一步增加后台阶端面距压缩面拐点的距离，燃料预喷注诱导的激波会打入进气道内通道，对进气道前体波系不再有影响。图4给出了进气道流量系数随着后台阶端面与压缩面拐点距离增加的变化趋势，从图可以看出，当后台阶端面靠近进气道内通道时流量系数显著上升。这也说明了本发明的后台阶预喷注结构，可以在不影响进气道前体波系保证进气道对来流空气捕获能力的基础上，实现发动机所需燃料的喷注。

图4给出了，后台阶预喷注结构在不同位置时，进气道出口截面的油气当量比分布。从图中可以看出，进气道出口截面下半部分油气当量比普遍较高，但出口截面上半部分油气当量比不为零，说明燃料已经扩散至进气道出口上半部分。当后台阶面距压缩面拐点为100mm时，进气道上壁面处油气当量比已接近1，达到可以在燃烧室中燃烧的要求。此外，随着后台阶端面向进气道内通道靠近的过程中，进气道出口下半部分的油气分布也逐渐向化学反应所需的恰当当量比变化，当后台阶距压缩面拐点为300mm时，进气道出口截面下半部分油气分布变为最佳，后台阶若继续沿流向后移会导致进气道出口截面油气分布向不均匀化发展。

综上，可以看出后台阶喷注结构的位置向进气道内通道靠近时，会提高进气道捕获来流空气的能力，但进气道出口截面上半部分燃料分布向贫油发展，下半部分燃料分布先趋于均匀后又发展为富油状态。故而，设计过程中需综合考虑进气道捕获来流空气的能力以及燃料在进气道内掺混的情况，选取最佳的后台阶结构位置。在本实验中，选取后台阶与压缩面拐角距离为300mm作为折中设计，并在该构型基础上进行实验三，验证阻燃气体氮气喷注流量不同对进气道性能以及燃料掺混的影响。

本发明中阻燃气体氮气的喷注对进气道波系结构以及燃料在进气道出口截面的分布也有一定的影响，故而进行实验三，针对氮气喷注流量为0.637kg/s、0.913kg/s、1.074kg/s、1.177kg/s的四种情况进行比较，分析氮气喷注流量不同的影响。

图6(a)到(d)为不同流量的氮气喷注时的数值纹影图，从图中可以看出，随着氮气流量的提高，喷注诱导产生的激波角增加，与第二级激波提前交汇导致进气道前体波系上抬汇聚于唇口之前，进气道对来流空气的捕获能力减弱。进一步结合图7可以看出，随着氮气喷注流量的增加，进气道流量系数整体下降。但在本实验中，当氮气喷注流量增加至1.177kg/s时，仍然可以保证85％以上的来流被进气道捕获。

此外，虽然进气道流量系数下降，但如图8所示，随着氮气喷注流量的上升，进气道出口截面油气当量比的分布趋于均匀。原本实验二中观察到的进气道出口截面下半部分的富油区油气当量比逐渐减小，而上半部分的贫油区油气当量比逐渐增加。进气道出口截面上半区和下半区的油气当量比均随着氮气喷注流量的增加向恰当油气比1靠近。由此可以对实验三做出总结，随着氮气喷注流量的提高，进气道流量系数会降低，但氢气能更好的与来流空气掺混。因此，选取恰当的阻燃气体氮气的喷注流量，可以在保证进气道出口流量的同时，实现氢气的充分掺混，从而为发动机燃烧提供合适可燃混合气。

综合三个实验可以看出，合理设计本发明中的后台阶位置，并选取最佳的阻燃气体喷注流量可以实现一个兼顾进气道性能以及燃料预掺混的二元高超声速进气道。本发明可以用较简单的几何结构，充分利用高超声速进气道较长的内外流道实现来流空气与燃料的掺混，为高超声速吸气式发动机的燃烧提供合适的燃气混合来流。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。