并聯(lián)TBCC排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程動(dòng)態(tài)特性研究

彭波，徐驚雷

(南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

目前航空領(lǐng)域以高速偵察機(jī)/轟炸機(jī)和空天飛機(jī)為代表的先進(jìn)飛行器，其航程遠(yuǎn)、速度高、可水平起降，對(duì)未來(lái)航空作戰(zhàn)方式有深遠(yuǎn)影響。該類(lèi)飛行器的最佳動(dòng)力系統(tǒng)為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，它自身質(zhì)量輕，推重比高，受到各國(guó)的密切關(guān)注[1]。水平起降高超聲速飛行器的飛行包線(xiàn)很寬，高度由地面(0 km)上升至臨近空間(40 km+)，速度從靜止?fàn)顟B(tài)(Ma=0)增加到高超聲速巡航狀態(tài)(Ma>4)，僅靠單一的發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法滿(mǎn)足飛行器全包線(xiàn)范圍的高效工作，組合動(dòng)力系統(tǒng)應(yīng)運(yùn)而生[2]，典型的有渦輪基組合循環(huán)(turbine based combined cycle, TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭基組合循環(huán)(rocket based combined cycle, RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)和其他新型組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)[3]。

排氣系統(tǒng)作為T(mén)BCC組合發(fā)動(dòng)機(jī)的重要推力來(lái)源，有同樣寬廣的工作范圍，存在渦輪、沖壓兩個(gè)流道和多種工作狀態(tài)的變化，因而排氣系統(tǒng)需要幾何可調(diào)。模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程是并聯(lián)TBCC排氣系統(tǒng)最關(guān)鍵的技術(shù)之一，為滿(mǎn)足飛行器良好的工作性能和飛行姿態(tài)，需要保證發(fā)動(dòng)機(jī)從渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)平穩(wěn)高效地過(guò)渡。整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換階段是一個(gè)復(fù)雜的高度非定常過(guò)程,該階段的流動(dòng)特性研究制約了TBCC組合發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展，受到各國(guó)研究人員的高度重視[4]。國(guó)內(nèi)外針對(duì)TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)行了大量研究。ZHANG M Y等[5]根據(jù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)變化，提出一種需要3個(gè)階段進(jìn)行的模態(tài)轉(zhuǎn)換方案，利用其開(kāi)發(fā)的并聯(lián)TBCC總體性能仿真模型，得到了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中TBCC的性能變化規(guī)律。結(jié)果表明，在滿(mǎn)足空氣流量連續(xù)的前提下，發(fā)動(dòng)機(jī)整體推力變化基本保持穩(wěn)定，但在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉加力的瞬間，推力會(huì)下降12.5%。LIU J等[6]采用定常/非定常數(shù)值模擬方法研究了內(nèi)并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化和非定常流動(dòng)現(xiàn)象，利用亞聲速管內(nèi)波傳播理論對(duì)非定常流動(dòng)的形成機(jī)理進(jìn)行了分析研究。結(jié)果表明，模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，進(jìn)氣道內(nèi)的結(jié)尾激波存在沿流向的前后震蕩現(xiàn)象。LYU Z等[7]利用非定常數(shù)值模擬獲得了某種等溫控制規(guī)律下TBCC排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的氣動(dòng)性能變化規(guī)律。結(jié)果表明，整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中排氣系統(tǒng)推力系數(shù)和升力的最大變化幅度分別為1.04%和6.72%。汪豐等[8]采用動(dòng)網(wǎng)格等技術(shù)完成了某并聯(lián)TBCC排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的非定常數(shù)值模擬，并對(duì)若干工況進(jìn)行了冷流風(fēng)洞試驗(yàn)。結(jié)果表明，模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程，排氣系統(tǒng)出口流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)復(fù)雜，分流板出口激波對(duì)排氣系統(tǒng)的氣動(dòng)性能產(chǎn)生了一定影響，排氣系統(tǒng)的推力系數(shù)保持在0.9以上，但其升力變化較大，風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的壁面壓力分布及流場(chǎng)紋影與數(shù)值模擬結(jié)果吻合較好。

高超聲速飛行器與發(fā)動(dòng)機(jī)、排氣系統(tǒng)的幾何/氣動(dòng)耦合現(xiàn)象明顯，對(duì)于飛/發(fā)一體化設(shè)計(jì)的排氣系統(tǒng)，要求兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行器的性能，同時(shí)也要滿(mǎn)足機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的相容性[9]。

根據(jù)以上研究現(xiàn)狀，目前針對(duì)TBCC排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的研究多為靜態(tài)單點(diǎn)工況的研究，對(duì)該階段流場(chǎng)的非定常現(xiàn)象研究較少。因此，本文采用非定常數(shù)值模擬方法，對(duì)某臥式布局并聯(lián)TBCC排氣系統(tǒng)及后機(jī)體在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行研究，以探究TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)由渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)變到?jīng)_壓模態(tài)的過(guò)程中，排氣系統(tǒng)的內(nèi)外流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和工作性能的瞬態(tài)變化規(guī)律。

1 物理模型及計(jì)算方法

1.1 Ma為0～4水平布局TBCC排氣系統(tǒng)

本文基于最大推力二元非對(duì)稱(chēng)噴管(single expansion ramp nozzle，SERN)[10]型面設(shè)計(jì)方法得到滿(mǎn)足飛行器后體幾何約束的臥式水平布局TBCC排氣系統(tǒng)基準(zhǔn)構(gòu)型，如圖1所示，為二維俯視圖，從上至下4個(gè)通道分別為：左發(fā)沖壓通道、左發(fā)渦輪通道、右發(fā)渦輪通道和右發(fā)沖壓通道。為了便于圖片展示和減少數(shù)值模擬的計(jì)算量，本文后面關(guān)于排氣系統(tǒng)幾何構(gòu)型以及流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的圖片是以飛行器中軸線(xiàn)為對(duì)稱(chēng)面的1/2俯視圖。為滿(mǎn)足幾何可調(diào)，中間分流板繞前緣轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)以調(diào)節(jié)渦輪噴管喉道面積，同時(shí)，下唇板繞前緣轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)以調(diào)節(jié)沖壓噴管喉道面積。該并聯(lián)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)，飛行馬赫數(shù)Ma為0～4，其工作過(guò)程主要分為3個(gè)階段：Ma為0～2，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作；Ma為2～3，渦輪、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作，發(fā)動(dòng)機(jī)由渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)逐漸轉(zhuǎn)變，即模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程；Ma為3～4，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作，排氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為4。

圖1 排氣系統(tǒng)二維基準(zhǔn)構(gòu)型俯視圖

1.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程條件

本文TBCC排氣系統(tǒng)的模態(tài)轉(zhuǎn)換飛行區(qū)間馬赫數(shù)Ma為2～3，具體情況如下：1)Ma=2，為模態(tài)轉(zhuǎn)換起點(diǎn)，此時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)由不工作狀態(tài)轉(zhuǎn)為點(diǎn)火工作狀態(tài)，渦輪、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作至Ma=3；2)Ma=3，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始逐漸關(guān)閉，模態(tài)轉(zhuǎn)換逐漸結(jié)束，排氣系統(tǒng)由共同工作模態(tài)轉(zhuǎn)為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作模態(tài)。

非定常數(shù)值模擬的時(shí)間取t=20 s，前10 s對(duì)應(yīng)馬赫數(shù)為2～2.5，后10 s對(duì)應(yīng)馬赫數(shù)為2.5～3。圖2為排氣系統(tǒng)的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中對(duì)應(yīng)t=0 s、10 s、20 s3個(gè)時(shí)刻的轉(zhuǎn)動(dòng)位置。可見(jiàn)，前10 s內(nèi)雙通道的流量變化較大，相應(yīng)的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)范圍較大，尤其是沖壓噴管的下唇板，而后10 s內(nèi)雙通道的流量相對(duì)穩(wěn)定，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)幅度大大減小。

圖2 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)過(guò)程

利用線(xiàn)性插值和多項(xiàng)式擬合得到模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程排氣系統(tǒng)的進(jìn)口參數(shù)和噴管落壓比(nozzle pressure ratio,NPR)隨時(shí)間的變化曲線(xiàn)如圖3所示，其中噴管進(jìn)口的總溫、總壓用設(shè)計(jì)狀態(tài)的進(jìn)口總溫、總壓數(shù)值進(jìn)行了無(wú)量綱化。由圖可見(jiàn)：渦輪噴管在前10 s的進(jìn)口總壓比較穩(wěn)定，而后10 s的總壓迅速下降，其總溫則基本不變；沖壓噴管的總溫、總壓均逐漸增加；渦輪、沖壓噴管的落壓比也呈上升趨勢(shì)，渦輪噴管NPR由12逐漸升至21，沖壓噴管NPR由6逐漸升至19；整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程，排氣系統(tǒng)表現(xiàn)出由渦輪噴管為主導(dǎo)狀態(tài)向沖壓噴管主導(dǎo)狀態(tài)過(guò)渡。

圖3 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的進(jìn)口條件變化曲線(xiàn)

1.3 數(shù)值模擬方法

排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程，由于調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的不斷旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，導(dǎo)致其周?chē)?jì)算域的形變，因此需要利用Fluent軟件的動(dòng)網(wǎng)格模塊以實(shí)現(xiàn)部分網(wǎng)格的自適應(yīng)調(diào)節(jié)。圖4為劃分好的排氣系統(tǒng)二維流場(chǎng)網(wǎng)格以及其邊界條件設(shè)置情況。將整個(gè)計(jì)算域分為若干個(gè)獨(dú)立的計(jì)算域，其中排氣系統(tǒng)以及其周?chē)浇牧鲌?chǎng)用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，以適應(yīng)調(diào)節(jié)過(guò)程網(wǎng)格的形狀變化，其他靜止區(qū)域和壁面邊界層則采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，讓邊界層網(wǎng)格跟隨轉(zhuǎn)動(dòng)部件同步轉(zhuǎn)動(dòng)，以保證壁面邊界層網(wǎng)格處于加密狀態(tài)。Fluent中選擇彈簧光順和重構(gòu)相結(jié)合的方法實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格的動(dòng)態(tài)變化，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)可動(dòng)部件的壁面以及邊界層區(qū)域一起設(shè)置為剛體，以實(shí)現(xiàn)邊界層隨旋轉(zhuǎn)部件同步旋轉(zhuǎn)。計(jì)算的邊界條件如下：噴管進(jìn)口設(shè)置為壓力進(jìn)口，下游遠(yuǎn)場(chǎng)出口設(shè)置為壓力出口，外界自由來(lái)流設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)；噴管壁面設(shè)置為絕熱無(wú)滑移條件，求解器選擇密度基隱式耦合算法，湍流模型為RNGk-ε兩方程模型，流體介質(zhì)為理想定比熱氣體，動(dòng)力黏性系數(shù)采用Sutherland公式擬合，對(duì)流項(xiàng)使用 Roe二階迎風(fēng)格式進(jìn)行離散；邊界層第一層網(wǎng)格的高度為0.5 mm，從而保證y-plus在30～60之間，以滿(mǎn)足標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)的要求。

圖4 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程邊界條件及動(dòng)網(wǎng)格劃分

時(shí)間步長(zhǎng)需要一個(gè)合適的取值，根據(jù)式(1)計(jì)算，其中Vmax為流場(chǎng)的最大速度，選取沖壓噴管喉道截面的速度為834 m/s；L為流場(chǎng)的特征長(zhǎng)度，選取飛行器后體進(jìn)出口的軸向長(zhǎng)度為1 128 mm，計(jì)算得到Δt=1.35×10-4s。為方便計(jì)算數(shù)據(jù)的保存與讀取，最后確定時(shí)間步長(zhǎng)為1×10-4s。

(1)

1.4 性能評(píng)價(jià)參數(shù)定義

(2)

(3)

(4)

(5)

Fd=FP_turb+FP_ram+Fout

(6)

2 數(shù)值模擬結(jié)果及分析

2.1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

1)初始時(shí)刻

雙通道共同工作的起始時(shí)刻t=0，其流場(chǎng)馬赫云圖如圖5所示。可以看到，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，存在激波、膨脹波、剪切層等結(jié)構(gòu)以及激波/激波相互干擾、激波/膨脹波相互干擾、激波/剪切層相互干擾等現(xiàn)象。該時(shí)刻，沖壓噴管喉道面積處于模態(tài)轉(zhuǎn)換階段的最大值，其上下膨脹面尾緣各產(chǎn)生了一道斜激波并相交形成了正激波，流場(chǎng)內(nèi)出現(xiàn)了馬赫盤(pán)結(jié)構(gòu)，正激波波后形成了局部亞聲速區(qū)域，同時(shí)還有兩道反射斜激波產(chǎn)生，分別向流道的上、下兩側(cè)傳播。由于雙通道排氣射流的速度差異以及噴管內(nèi)外流的速度差異，流場(chǎng)中形成了多個(gè)剪切層，渦輪、沖壓和外部氣流三股射流的相互耦合明顯。同時(shí)，由于外部氣流繞過(guò)后體壁面，形成過(guò)膨脹流動(dòng)，使得后體壁面沿程壓力降低，產(chǎn)生了一定的后體阻力。

圖5 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程初始時(shí)刻流場(chǎng)馬赫云圖

2)t=0～10 s

圖6給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換前10 s的典型時(shí)刻對(duì)應(yīng)的排氣系統(tǒng)流場(chǎng)馬赫云圖。由圖可見(jiàn)，隨著時(shí)間推進(jìn)t=5 s，沖壓噴管下唇板向上旋轉(zhuǎn)，使得沖壓噴管下膨脹面氣流在喉道處的初始膨脹角減小，氣流的膨脹有所減緩，噴管內(nèi)氣流的過(guò)膨脹逐漸轉(zhuǎn)為欠膨脹。沖壓噴管下膨脹面出口氣流沿下側(cè)空腔內(nèi)回流區(qū)的氣動(dòng)邊界繼續(xù)膨脹，但受到飛行器后體內(nèi)型面的阻滯而產(chǎn)生斜激波，這道激波與沖壓噴管上膨脹面尾緣激波相交并反射形成另外兩道斜激波，其中一道激波向上穿過(guò)雙通道射流剪切層，與渦輪噴管上膨脹面尾緣激波相交。隨著時(shí)間繼續(xù)推進(jìn)t=10 s，沖壓噴管出口氣流逐漸向上偏轉(zhuǎn)，其受飛行器后體型面的阻滯作用逐漸減弱，排氣系統(tǒng)出口附近的斜激波波角也逐漸減小，強(qiáng)度逐漸減弱。在t=0～10 s階段，渦輪噴管上膨脹面基本沒(méi)有分離區(qū)，在出口有尾緣激波產(chǎn)生，氣流處于輕微過(guò)膨脹狀態(tài)。

圖6 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程t=0～10 s流場(chǎng)馬赫云圖

3)t=10～20 s

進(jìn)入到模態(tài)轉(zhuǎn)換的后10 s，渦輪、沖壓噴管的工作逐漸趨于穩(wěn)定，流量變化相對(duì)平緩，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)范圍相對(duì)于前10 s來(lái)說(shuō)不再明顯。圖7為該時(shí)間段典型時(shí)刻對(duì)應(yīng)的排氣系統(tǒng)流場(chǎng)馬赫云圖。

由圖7可見(jiàn)，該階段的流場(chǎng)和前10 s的流場(chǎng)類(lèi)似，波系結(jié)構(gòu)變化不大，而隨著落壓比的增加，雙通道的排氣射流速度逐漸增加，渦輪、沖壓噴管兩股射流之間仍然存在明顯的相互干擾。在分流板出口處，由于上下兩股氣流的壓差作用，沖壓噴管內(nèi)氣流受到上側(cè)渦輪噴管射流的阻滯，在分流板尾緣下側(cè)產(chǎn)生了一道斜激波。在t=20 s時(shí)，沖壓噴管上膨脹面產(chǎn)生的斜激波直接與后體內(nèi)壁面上側(cè)的回流區(qū)邊界相交。而在飛行器后體尾緣處由于上下兩側(cè)氣流互相摻混，排氣系統(tǒng)內(nèi)外流耦合現(xiàn)象明顯，產(chǎn)生了上下兩側(cè)多道斜激波和中間剪切層。此階段，渦輪噴管上膨脹面氣流基本接近于理想膨脹。

圖7 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程t=10～20 s流場(chǎng)馬赫云圖

2.2 氣動(dòng)性能

圖8分別給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程排氣系統(tǒng)的軸向推力、軸向阻力和軸向推力系數(shù)隨時(shí)間的變化曲線(xiàn)。

由圖8(a)可見(jiàn)：整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，帶飛行器后體的TBCC組合排氣系統(tǒng)產(chǎn)生的軸向推力隨時(shí)間的變化較為穩(wěn)定，其中渦輪噴管產(chǎn)生的軸向推力約占總推力的60%，其隨時(shí)間的推進(jìn)呈先增加后減小的趨勢(shì)，在10 s附近其軸向推力最大，渦輪噴管最接近理想膨脹。

模態(tài)轉(zhuǎn)換階段排氣系統(tǒng)的軸向阻力主要由噴管內(nèi)壁面前后的壓差阻力、黏性摩擦力產(chǎn)生，由圖8(b)可見(jiàn)：沖壓噴管的軸向阻力隨時(shí)間逐漸增加，這是因?yàn)闆_壓噴管下唇板由向下逐漸向上偏轉(zhuǎn)，使得氣流在沖壓噴管收縮段流通截面迅速減小，阻力因此迅速增加；渦輪噴管的軸向阻力隨時(shí)間逐漸減小，這也是因?yàn)榉至靼逯饾u向下偏轉(zhuǎn)導(dǎo)致渦輪噴管收縮段流通型面平緩，使得氣流流動(dòng)損失減少；沖壓噴管阻力在t=20 s時(shí)占比最大，達(dá)到了約90%，而外部阻力對(duì)噴管內(nèi)壁面阻力的影響很小，僅占總阻力的1%。

由圖8(c)可見(jiàn)：渦輪噴管的推力系數(shù)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中保持在0.92～0.94之間，基本呈上升趨勢(shì)；而沖壓噴管的推力系數(shù)在前10 s由0.82逐步上升至0.88，此時(shí)比較接近理想膨脹，隨后由于氣流逐漸欠膨脹，其推力系數(shù)逐漸下降至0.86；排氣系統(tǒng)的內(nèi)推力系數(shù)保持在0.88～0.92之間，呈先上升后下降的趨勢(shì)；考慮了外部阻力的排氣系統(tǒng)一體化推力系數(shù)在0.87～0.91之間。

圖8 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程氣動(dòng)性能變化曲線(xiàn)

綜合來(lái)看，在非定常數(shù)值模擬的t=0～20 s時(shí)間內(nèi)，并聯(lián)TBCC排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中推力、推力系數(shù)的變化規(guī)律受渦輪噴管性能影響較大，而阻力的變化規(guī)律則受沖壓噴管性能影響較大。排氣系統(tǒng)的工作性能整體變化穩(wěn)定，排氣系統(tǒng)一體化性能表現(xiàn)優(yōu)良，能夠滿(mǎn)足飛行器的流暢和穩(wěn)定飛行。

3 結(jié)語(yǔ)

本文對(duì)某臥式布局并聯(lián)TBCC排氣系統(tǒng)及飛行器后體的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程開(kāi)展了非定常數(shù)值模擬研究和分析，得到以下結(jié)論：

1)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，排氣系統(tǒng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，存在激波、膨脹波、剪切層等結(jié)構(gòu)以及激波/激波相互干擾、激波/膨脹波相互干擾、激波/剪切層相互干擾等現(xiàn)象，渦輪、沖壓和外流三股射流的相互耦合明顯；

2)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，排氣系統(tǒng)氣動(dòng)性能受幾何調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的影響很大，當(dāng)噴管喉道面積減小時(shí)，氣流在收縮段的流通型面劇烈收縮，增大了阻力，而在擴(kuò)張段氣流的膨脹程度有所減緩，能夠緩解氣流的過(guò)膨脹或者引起氣流的欠膨脹；

3)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，渦輪噴管總溫和落壓比均高于沖壓噴管，因此其軸向推力和推力系數(shù)主導(dǎo)著排氣系統(tǒng)對(duì)應(yīng)的性能變化趨勢(shì)，而沖壓噴管由于調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)范圍較大，其阻力則主導(dǎo)著排氣系統(tǒng)的阻力變化趨勢(shì)；

4)本文設(shè)計(jì)的排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的氣動(dòng)性能變化整體較為穩(wěn)定，滿(mǎn)足高超聲速飛行器在該階段的穩(wěn)定飛行和良好控制要求。