不同入口馬赫數對超燃沖壓發動機尾噴管的性能影響研究

文 科，李旭昌，馬岑睿，馬海英，宋亞飛

（空軍工程大學導彈學院，陜西三原713800）

0 引言

以超燃發動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器往往需要跨大馬赫數范圍飛行，工況變化范圍很大，噴管的膨脹比極高，通常采用機體/推進一體化設計。此時，飛行器后體壁面作為超燃沖壓發動機的外噴管膨脹面來使用，形成非對稱噴管。尾噴管是超燃沖壓發動機產生推力的主要部件，如在飛行馬赫數Ma=6時，尾噴管產生的推力可達到發動機總推力的70%左右[1]。尾噴管的性能既取決于其幾何構型，又取決于沿飛行軌道的Ma、動壓、飛行攻角、進氣道和燃燒室性能等，對尾噴管性能的影響規律研究已成為超燃沖壓發動機領域的重要研究方向。文獻 [2-7]分別研究了SERN的主要幾何參數、化學非平衡、熱非平衡、湍流模型、壁面催化、靜壓比以及外流對其流場和性能的影響。由于噴管入口截面之前流場的不確定影響因素非常多，必然引起入口截面流體狀態參數的變化，本文初步研究了不同入口馬赫數對超燃沖壓發動機尾噴管的性能影響規律。

1 物理模型與計算模型

1.1 物理模型

本文計算的物理模型采用的是文獻 [8]中采用多目標優化方法設計的超聲速燃燒沖壓發動機尾噴管，設計狀態下的飛行高度為25 km，飛行馬赫數為6，噴管入口靜壓為1.2795×105Pa，入口馬赫數為1.543，總溫2000 K。噴管型面如圖1所示，以噴管型線的起始點為坐標原點，主流的流動方向為x的正方向，垂直于主流指向尾噴管面罩的方向為正方向。……