2018, Vol. 39
高超声速技术一般是指飞行马赫数大于5，以吸气式发动机或其组合循环发动机为动力、在大气层及跨大气层中实现高超声速远程飞行的技术。它的不断进步将促进高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等新型飞行器的出现，在军事和经济上都具有重大的战略意义，因此高超声速技术成为世界各主要航空航天大国竞相研究的尖端技术之一。
超燃冲压发动机是高超声速飞行器的最佳动力选择。相比于火箭发动机，它可以直接从大气中捕获空气，无需自带氧化剂，因而航程更远；同时也不需要压气机、涡轮等旋转部件，可减小飞行器结构的复杂度，从而减轻重量、提高推重比。因此作为高超声速技术的核心，它已成为各国关注的研究热点[1~4]。
经过60多年的不懈探索，超燃冲压发动机技术已经得到了快速的发展和应用，已从最初的概念和原理探索阶段步入到飞行演示验证阶段。在1991年11月27日，俄罗斯“冷”计划飞行器在飞行马赫数5.6的条件下，实现了超燃冲压发动机的工作模态。美国先后进行了多次以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行试验，其中2004年3月27日X-43A飞行器在第二次飞行试验中，其超燃冲压发动机工作了近10s，飞行速度接近马赫数7；同年11月16日，在第三次飞行试验中飞行马赫数达到了9.6。需要注意的是X-43A的发动机采用的是氢燃料。之后，在2010年5月26日，X-51A飞行器通过“飞马座”助推火箭加速到Ma4.8，然后以采用碳氢燃料的超燃冲压发动机为动力自主飞行，马赫数增大到5左右，飞行时间达到了140s，创下了以超燃冲压发动机为动力的飞行器的记录。
然而超燃冲压发动机必须在达到一定的飞行马赫数下才能启动工作，不能实现从地面起飞到高超声速巡航的独立飞行。因此，研究者提出将涡轮、冲压和火箭三种发动机在各自任务段的优势进行组合，形成了TBCC，火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)，Trijet等多种组合循环动力系统概念，以实现从地面起飞到高超声速巡航的自主飞行。由于TBCC组合动力系统具有很好的应用前景，各航空航天大国相继开展了许多关于TBCC技术发展的研究计划，如美国的RTA计划[5]、日本的HYPR计划[6]和欧洲的LAPCAT计划[7]等。
对于乘波构型的高超声速飞行器而言，出于机体/推进系统一体化的要求，飞行器的后体下表面通常与发动机尾喷管的上膨胀面融合设计，从而形成了非对称喷管(简称SERN)[8]。它易于和飞行器后体实现一体化，结构简单、重量轻；并且在跨较宽的马赫数范围飞行时，虽然几何不可调，但是仍然能够自动进行气动调节，并且具有高度补偿功能，因此具有较好的宽速域、大空域的适应能力。特别是尾喷管不仅是推进系统产生净推力的主要部件，又因为几何非对称，还会导致产生额外的法向力(视具体情况不同可正可负)和俯仰力矩，并且随着工况不同，其值还会发生较大的变化，从而会影响到飞行器的配平和飞行安全。另外，高马赫数下喷管中的热非平衡效应和化学非平衡效应也会逐渐凸显出来。因此，SERN的性能对推进系统乃至整个飞行器的性能都有很大的影响，其设计的重要性日益凸显。有关研究表明：在飞行马赫数6时，非对称膨胀喷管产生的推力占到推进系统总推力的70%[9]。尾喷管的推力系数下降1%会造成安装净推力损失4% [10]。就喷管技术本身而言，TBCC发动机喷管所遇到的关键技术问题更多、更全面、更具有代表性，因此下面以TBCC组合动力系统(图 1[11])来讨论宽速域高超声速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求。
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Fig. 1 Over/under parallel TBCC concept aircraft[11] |
由于其工作范围涵盖了从起飞到高超声速巡航的很宽的马赫数范围，并且经历了涡轮发动机单独工作、涡轮发动机和冲压发动机共同工作并且实现从涡轮到冲压的平稳过渡、冲压发动机单独工作并且实现从亚燃模态到超燃模态的平稳过渡等复杂的工作过程，TBCC尾喷管面临着多种复杂的流动现象、恶劣的工作环境、很高的性能要求和苛刻的约束条件等，比如：(1)在宽马赫数范围内工作时，由于需要兼顾高、低马赫数下的性能，喷管的设计点会选在中间位置，导致在低落压比(定义为喷管进口截面上的总压除以出口截面上的环境背压)时、特别是在发动机喷管启动时会出现严重的过膨胀分离现象，并且分离模式与喷管的几何参数、工作参数和工作过程等都有很大的关系，导致喷管的气动性能参数会发生突变。(2)通常在跨声速范围内严重过膨胀使得推力急剧下降、同时飞行器阻力会迅速增大，导致出现“推力陷阱”现象。(3)模态转换过程中两套发动机喷管的推力、特别是升力和俯仰力矩有可能会变化很大，设计不好的话会导致飞行器的配平与控制的难题。(4)非对称喷管进口的比热容比、气体组份和设计马赫数(或者落压比)等参数对其设计结果具有重要影响，而超燃冲压发动机工作在高马赫数时，喷管进口参数的非均匀、热/化学非平衡效应等比较显著，从而会造成尾喷管的性能损失，这就要求尾喷管必须和上游的燃烧室相容设计(图 2 [12])。(5)TBCC发动机排气系统的设计不仅要满足发动机本身的性能要求，而且要满足整个飞行器升力、力矩等的性能要求，以及飞行器后体的几何外形和排气系统流道中特殊的几何结构的约束等，即：必须满足尾喷管与机体的一体化设计的要求(图 3[13])。(6)由于TBCC组合循环发动机排气系统的工作范围很宽，涉及到两套发动机流路和多种工作模态，因此几何调节几乎不可避免，如何获得高效、可靠、容易工程实现的调节方案，摸清动态调节、特别是模态转换过程中排气系统气动性能参数的动态变化规律，是组合动力推进系统研究中所要解决的关键技术。(7)高速、宽范围、几何可调的复杂排气系统，还会涉及到高温、高压环境下的冷却与动态密封等问题，其重要性和研究难度都不言而喻。
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Fig. 2 Problems confronted with the air breathing propulsion system [12] |
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Fig. 3 Three dimensional internal flow channel integrated with airframe [13] |
需要指出的是：上述问题是超燃冲压和TBCC组合循环等新型发动机，在高速、宽范围、非对称等的特殊工作条件所引发的，在常规发动机的排气系统中很少遇到，因此相应的研究基础比较薄弱、可供参考的资料也较少，导致目前在高超声速推进系统的研究中，排气系统的研究通常都滞后于其它部件(如：进气道、燃烧室)的研究。因此迫切需要针对超燃冲压和TBCC组合循环等新型发动机的排气系统开展深入的研究。
下面简要介绍一下国内外、特别是本课题组在相关问题上的研究进展。
2 超燃冲压发动机尾喷管的主要设计方法及研究进展 2.1 最大推力喷管的设计方法由于出口气流平行均匀的理想喷管太长，不适合作为大型化学火箭发动机的推力喷管。在给定喷管长度和质量流量的两个约束条件下，能产生最大推力的喷管型面的设计理论，在数学上这是一个受约束的极大值问题，应用拉格朗日乘子法可以得到它的解[14]。该方法对锥形喷管的性能产生了较大的改进，因此在火箭发动机上得到了广泛的应用。图 4，5是不同出口马赫数Mae和不同气体比热容比γ的条件下，二维(用2D表示)最大推力喷管的无量纲气动型面，其中横、纵轴代表用喷管喉道高度进行无量纲化后的喷管型面的流向和法向的坐标。可以看出二者对气动型面的影响非常显著。而在TBCC发动机和超燃冲压发动机中，由于高马赫数和化学非平衡、热非平衡等效应，导致这二者的变化一般都很大，因此很难获得能满足多种使用条件的最佳喷管型面设计。
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Fig. 4 Aerodynamic profiles of nozzle with different exit Mach numbers |
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Fig. 5 Aerodynamic profiles of nozzle with different specific heat ratio |
德国最先提出了一种设计二维最短长度喷管的方法，对应同一个进出口条件，该方法可以获得一系列不同的喷管外型，其上、下壁面的扩张程度也从最不对称到完全对称，从而可以方便地获得具有不同的俯仰力矩和升力大小的非对称喷管构型[15]。基于该方法，张艳慧[16]开发了二维非对称喷管的设计程序。在给定喷管进口参数和出口背压的条件下，喷管下壁面与上壁面的膨胀角之比(即：几何控制参数F)可以从0变到1，对应地会得到一系列对称程度不同的SERN型面(用喷管的喉道高度进行无量纲化)，如图 6所示。在此基础上，研究了不同出口马赫数和不同比热容比的最短长度理论喷管的气动型面(用喷管的喉道高度进行无量纲化)，如图 7(a)和(b)所示。然后对最短长度理论喷管和最大推力喷管进行了数值计算和性能比较，结果表明最短长度理论喷管的性能更优，并获得了了截短比例、几何控制参数、初始膨胀角、比热容比对所得喷管性能的影响规律。
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Fig. 6 Nozzle profiles with different asymmetric factor F |
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Fig. 7 The minimum length nozzle profiles with different specific heat ratio (a) and exit Mach number (b) |
虽然基于特征线方法设计得到的喷管型面在设计点上能够获得很好的推力性能，但是其非设计点性能较差，而且型面太长，往往会超出飞行器和发动机总体的几何限制。为此已经有研究者提出了截短理想喷管[17]和线性缩短型理想喷管[18]的设计方法。全志斌等[19]提出并研究了非线性缩短的SERN膨胀型面，得到了较好的设计结果。图 8是线性和非线性缩短理想喷管的示意图，平均缩短因子定义为：
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Fig. 8 Linearly and nonlinearly compressed perfect nozzle[18] |
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Fig. 9 Variation of axial thrust coefficient of compressed profile under different NPR |
图 9中：MLN表示按最短长度理论设计的理想喷管；0.25~0.6表示非线性缩短的起始点
为了进一步说明非线性缩短型面(CTP)的优越性，设计了一膨胀面积比与理想喷管相当的最大推力喷管(RAO)作为对照，并且使理想喷管的长度缩至与RAO喷管的长度相等，如图 10(a)所示。然后选取多个压比进行计算，结果如图 10(b)所示。只有在完全膨胀(NPR=170)时，RAO喷管较CTP喷管的推力系数仅高出0.7%，非设计点下均是CTP喷管的推力系数更高，特别是在严重过膨胀NPR=40时，其推力系数甚至高出了15.6%，体现了非线性缩短喷管型面设计的优越性。
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Fig. 10 Comparison of nonlinearly compressed profile nozzle(CTP)and maximum thrust nozzle(RAO) |
SERN的非对称构型使其在宽马赫数范围内工作时，往往会产生俯仰力矩和法向力(可正可负)，尤其在发动机点火/熄火瞬间，还会产生较大的冷热态俯仰力矩差，从而会严重影响飞行器的配平和整个动力系统的稳定工作。因此如何在宽范围内保证推力性能的前提下控制SERN的俯仰力矩，成为SERN设计中亟待解决的难题之一。常规方法主要是利用几何/气动调节方式，但都有不利影响。
赵强等[20]提出通过控制气流在喷管不同位置的膨胀程度，得到合理的压力分布，使得喷管不仅具有较好的推力性能，并且可以有效地提高喷管的俯仰力矩性能，尤其是能够大幅度减小点火/熄火瞬间的冷热态俯仰力矩差。随后对设计出的喷管模型进行了风洞试验验证和详细的数值模拟研究，如图 11是相应壁面上的计算与实验结果的对比，表 1是性能参数对比(其中Ma代表马赫数)。可见：基于壁面膨胀程度可控方法设计出的SERN(B)，与基准的最大推力喷管(A)的结果相比：在发动机点火的瞬间，推力仅减小0.1%，但是热态俯仰力矩和冷热态俯仰力矩差分别减小56.57%和80.49%；而在发动机熄火的瞬间，推力增大1.1%，并且热态俯仰力矩和冷热态俯仰力矩差分别减小了39%和12.73%，取得了很好的效果。
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Fig. 11 Pressure distribution along nozzle wall with controllable degree of expansion |
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Table 1 Performance parameters of nozzle |
超燃冲压发动机中，SERN的性能与上游超声速来流条件有很大的关系。常规的尾喷管设计方法中，通常都假定其进口参数均匀以及流动过程等熵，忽略了进口非均匀的影响。实际上，由于超燃冲压发动机燃烧室之后没有几何喉道的整流，尾喷管实际的进口参数并不均匀，如果仍然基于进口参数均匀的假定来设计喷管型面，势必会造成一定的气动性能损失。针对该问题，莫建伟等[21]在考虑进口气流参数沿高度方向非均匀分布的前提下，采用有旋特征线设计了超燃冲压发动机非对称喷管的型线，并采用数值模拟和风洞试验研究了冷流条件下喷管的气动性能。图 12是喷管试验模型的结构图，图 13是非均匀设备喷管出口马赫数的试验与数值模拟对比结果，图 14，15分别是进口非均匀程度为100%和150%时喷管沿程压力(NPR=100)。
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Fig. 12 Structure diagram of nozzle test model |
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Fig. 13 Comparison of experimental Mach number with numerical simulation at wind tunnel exit |
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Fig. 14 Pressure distribution along nozzle wall with 100% of non-uniform inlet(NPR=100) |
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Fig. 15 Pressure distribution along nozzle wall with 150% of non-uniform inlet(NPR=100) |
在此基础上研究了在相同非均匀进口条件下，考虑和未考虑进口非均匀性所设计的喷管之间的性能差异，结果表明：考虑进口马赫数非均匀所设计的喷管相对于假定均匀进口的喷管，其推力增加了0.6%~2.0%，在相同落压比下，随进口非均匀程度的增加，其推力增大越明显；同时SERN的负升力明显得到改善，最多的可达82%；此外其俯仰力矩增大8.6%~13%，表明在喷管设计中有必要考虑进口参数的非均匀。
由于实际情况下，喷管进口的非均匀主要是由复杂波系造成的，因此张璞等[22]又进一步研究了激波/膨胀波造成的非均匀进口对SERN性能的影响。首先在流量平均总压保持一致的情况下，分别得到由激波/膨胀波造成的马赫数分布分别为100%，125%，150%的非均匀入口，通过数值模拟和风洞实验，获得了激波/膨胀波造成的马赫数非均匀入口条件下的尾喷管性能，并与均匀入口的计算结果进行对比分析。结果表明，激波/膨胀波造成的马赫数非均匀入口使得喷管推力性能下降3%~6%，负升力可达均匀进口SERN升力的85.92%~117.2%，俯仰力矩减小2.5%~7%。典型结果如图 16，17所示。
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Fig. 16 Pressure distribution along nozzle wall with 150% of non-uniform inlet (NPR=60) |
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Fig. 17 Pressure distribution along nozzle wall with different shock wave systems of non-uniform inlet(NPR=100) |
由于气流在超燃冲压发动机燃烧室停留的时间非常短，通常为毫秒量级，同时在高马赫数、长喷管流动中有可能会产生复合反应，导致高速喷管流动中存在化学非平衡效应，同时沿流线温度、组份等的变化也会显著地影响到比热比的变化。这些因素都会影响到喷管型面的设计结果。目前的设计方法大多未考虑化学非平衡的影响。
莫建伟[23]针对高马赫数下Scramjet尾喷管化学非平衡流动问题，获得了考虑化学非平衡效应的SERN型面设计程序，通过设计实例验证了该方法的可靠性，并在飞行马赫数为10的条件下，分别基于化学非平衡流和冻结流各设计了一套非对称尾喷管，通过数值计算结果表明：考虑化学非平衡效应所设计的喷管较基于冻结流所设计的结果，推力增加了3.2%，升力增加了3.6%。典型结果如图 18所示。
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Fig. 18 Each component of molar fraction contours of imbalance flow in nozzle at Ma=10 |
对于实际的飞行器，由于需要与机身一体化设计以及喷管膨胀面积比往往受限，喷管侧向也需要一定的扩张。通常是将数值模拟和优化技术结合，直接对三维后体构型开展优化设计，但是需耗费大量的计算资源和时间。莫建伟[23]针对带侧向膨胀的矩形截面三维非对称喷管，推导出了考虑侧向膨胀的二维控制方程和特征线方程，建立了带侧向膨胀三维喷管的二维设计方法，可以将喷管设计周期缩短至几分钟，与CFD优化设计动辄几十个小时的计算耗时相比，大大缩短了设计周期。而且当侧壁膨胀型线给定后，基于特征线法和基于三次曲线优化设计的喷管的上、下壁面型线基本重合，且二者推力相差1%之内，升力最大相差5%左右。最后对该设计方法进行了风洞实验验证，典型结果如图 19所示。
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Fig. 19 Experimental verification of three-dimensional nozzle design method considering lateral expansion |
目前针对SERN的绝大多数都是正设计方法，为了获得最终的结果，通常需要经过多次迭代和完善，在设计参数较多时计算量很大。而反设计方法可以直接给出满足指定约束和性能要求的型面，具有更好的工程应用前景和研究价值。
针对单边膨胀喷管的反设计需求，唐兰等[24]提出通过指定壁面压力分布规律来反设计SERN型线的方法，实现了气动参数可控的喷管设计，并采用数值模拟和冷流试验研究了该喷管的气动性能，试验和数值模拟结果吻合很好。进一步地，在相同的几何约束条件下，以经典的最大推力喷管的结果为基准，将新方法的设计结果与之进行了对比研究，结果表明：在设计点，该喷管的轴向推力系数与最大推力喷管的相当，而升力和俯仰力矩分别提升了23.08%和2.82%，不仅验证了设计思想的正确性，而且为SERN的高效设计提供了一种新的方法。典型结果如图 20，21所示。
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Fig. 20 Test model picture |
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Fig. 21 Pressure distribution along the center line of the upper and lower expansion surfaces at NPR=52.8 |
随着高超声速技术的发展，圆形或椭圆形燃烧室的优势越来越明显：流道湿面积小，结构刚性好，更容易组织燃烧，还容易实现与机身的一体化。例如，DARPA发展的“FaCET”计划[25]的系列飞行器，如图 22所示。这类飞行器所需的三维喷管不仅要在满足飞行器机体几何约束的条件下实现任意进口到出口的复杂变截面设计，还需提供优异的气动性能，设计难度很大。鉴于此，莫建伟等[23, 26]针对三维变截面非对称尾喷管开展了设计方法研究，提出了一种基于环形流场和双向流线追踪技术的、进出口形状可控的、三维变截面非对称喷管的设计方法，并进行了风洞实验验证。典型结果如图 23，24所示。基于该方法设计的三维喷管，不仅体现出对强几何约束条件很好的适应性，而且在推力、升力和俯仰力矩等气动性能上都优于基准三维喷管，其中推力提升1.0%，升力提升92.5%，俯仰力矩提升19.7%，这对提供飞行器正升力和进行力矩配平都是非常重要的。
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Fig. 22 FaCET aircraft |
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Fig. 23 Sketch diagram of three-dimensional nozzle model |
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Fig. 24 Mach number contours of different cross sections |
对于宽范围工作的高超声速飞行器而言，TBCC发动机是一种备选的动力方案，并且具有更好的可实现性。按照组合方式不同，可以粗略划分为并联式和串联式。其中并联式TBCC发动机有两个互相独立的流通通道，两台发动机的工作范围和状态有很大的不同，因此要求两套喷管不仅要在自己单独工作的飞行包线内有良好的气动性能，而且要充分考虑到气动耦合效应对整个排气系统性能的影响，以及在工作模态转级过程中，其气动性能的平稳过渡，它们在很大程度上取决于整个TBCC排气系统的布局方式及设计点的选取。按照涡轮发动机喷管的开、闭方式不同，并联式二元TBCC排气系统又可以分为中间分流板旋转方案、绕尾缘点旋转方案和上膨胀面滑动/转动等方案。下面分别进行介绍。
3.1 Ma=0~4，上下并联式二元TBCC排气系统 3.1.1 中间分流板旋转方案典型的排气系统结构如图 25所示[23]。其中含有两个转轴，分别处于中间分流板和下唇口板上，通过旋转，可以分别准确调节涡轮通道和冲压通道的喉道面积，实现涡轮通道的开闭。针对Ma=0~4，上下并联式二元TBCC排气系统，莫建伟[23]重点研究了并联式TBCC排气系统的设计方法，对涡喷发动机喷管和冲压发动机喷管布局进行了优化，分析了TBCC排气系统设计点选取对排气系统包线内性能的影响，获得了TBCC排气系统在包线范围内的流场结构特点和气动性能变化规律，典型结果如图 26，27所示。在此基础上设计了并联式TBCC排气系统模型，完成了典型工作点的风洞实验，获得了相应的流场结构和壁面压力分布，实验与数值模拟结果吻合很好。主要结果如图 28~30所示。
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Fig. 25 Configuration diagram of TBCC exhaust system |
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Fig. 26 Thrust performance of exhaust system at different design points with afterburning and without afterburning |
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Fig. 27 Performance of TBCC exhaust system varies with flight Mach number |
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Fig. 28 Installation diagram of experimental model |
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Fig. 29 Comparison of experiment with computation at 62.5% opening of turbojet throat with Ma=2.0 |
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Fig. 30 Comparison of experimental schlieren with numerical schlieren at transition mode |
主要结论如下：
(1) 设计点的选取对于整个排气系统在低速阶段的气动性能有很大的影响，适当降低设计点马赫数可较大地改善低速情况下的排气系统的气动性能，而对于高马赫数下的气动性能影响较小，但是最终设计点的确定必须从整个包线范围内飞行器和发动机的总体要求上来考虑。
(2) 在整个飞行包线内，并联TBCC排气系统的轴向推力系数在跨声速时最低(Ma =0.9，涡喷不加力时为0.562，加力时为0.662)，在设计点达到最大。升力和俯仰力矩在亚声速时较差，在超声速时随马赫数增加逐渐好转。
(3) 涡喷发动机的喷管性能在加力状态时明显优于不加力时的结果。在模态转换过程中推力、升力平稳变化，但力矩波动较大，需要进一步研究。
(4) 在转级过程中涡喷喷管内的流动状态受冲压发动机喷管调节的影响较小。
(5) 排气系统转级完成、分流板将涡喷通道关闭之后，整个冲压排气喷管的过膨胀程度加剧，推力系数下降近6%。
3.1.2 绕尾缘点旋转方案为满足并联TBCC排气系统在宽马赫数飞行条件下的性能需求和结构约束，牛彦沣[27]综合气动性能、结构实现、与后机体一体化设计等因素，研究了上膨胀面绕后点旋转和冲压通道喉道板搭接的方案，分别实现了对涡轮通道和冲压通道的喉道高度的调节。在此基础上，通过数值模拟及风洞实验，对其气动原理、宽马赫数可调方案设计以及双通道流场气动耦合影响等问题进行了相关研究。主要内容及结论如下：
首先，通过优选确定冲压通道设计点为Ma3.0，采用特征线理论完成冲压通道型面设计。在此基础上提出了调节冲压通道喉道高度的喉道板搭接方案和调节涡轮通道喉道高度的绕后点旋转方案，使冲压通道单独工作时的推力性能维持在0.95以上。
其次，开展了组合排气喷管全飞行包线内的性能模拟研究。结果表明：并联TBCC排气系统双通道气流在涡轮下壁面出口处发生严重的相互干扰，通过优化设计可以降低气流干扰对整个排气系统流场结构和推力性能的影响；飞行包线内，排气系统总的推力系数均高于0.9。低马赫数下的气流大面积分离会导致冲压发动机低马赫数工作时喷管气动性能的恶化，但对排气系统整体的推力性能影响较小。
最后，针对TBCC排气系统缩比实验模型，完成了典型工作点风洞实验，获得了相应的流场结构和壁面压力分布规律，数值模拟与实验结果吻合，为并联TBCC排气系统的设计提供了一种新的参考方案。典型结果如图 31~33所示。
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Fig. 31 Experimental model of TBCC exhaust system |
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Fig. 32 Result of turbojet mode |
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Fig. 33 Result of transition mode |
针对串联式TBCC排气系统，张留欢[28]提出了A，B，C三种可调方案(如图 34)。方案A在二元非对称喷管进口位置设置转轴，通过下壁绕转轴转动来准确调节喷管喉道面积；方案B在二元非对称喷管进口和喉道位置设置转轴，通过收缩段下壁和下唇板绕转轴转动来准确调节喷管喉道面积和出口面积；方案C在带三维圆转方收缩段的非对称喷管喉道位置设置挡板，通过挡板和下唇板运动来准确调节喷管喉道和出口面积。
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Fig. 34 Installation photographs of nozzle model in wind tunnel with different regulate methods |
根据飞行包线内喷管的工作条件，对三种可调方案进行了详细的数值仿真，结果显示可调喷管较固定几何喷管其推力性能明显提高。其中，飞行马赫数为0时方案A推力系数提高了约28%，方案B推力系数提高52%，方案C的推力性能在整个飞行包线内保持良好。
为验证三种可调方案的可行性以及数值计算结果的可靠性，开展了三种可调喷管缩比模型的风洞试验研究，获得了不同落压比下喷管壁面沿程压力分布以及流场纹影图像，验证了运动部件的调节方式，数值计算结果与试验结果吻合。典型结果如图 35所示。
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Fig. 35 Experimental schlieren at typical working conditions |
TRRE发动机[29]作为新型组合循环动力中的一种，结合了涡轮、火箭、冲压三种发动机，为未来飞行器提供可靠动力。根据TRRE发动机排气系统设计指标，吕郑等[30]对其可调尾喷管进行了初步设计、数值模拟和实验研究。
首先，根据高、低速通道燃烧室出口形状、位置关系及进口参数，采用流线追踪完成了高速通道三维喷管设计，并对Ma=1.8~6.0工况进行了数值计算，获得了相关气动性能参数。
接着针对低速通道喷管，确定了滑动/旋转的调节方案。利用Isight软件对低速通道位置、旋转圆弧半径和旋转角度三个参数进行了优化设计，确定了共同工作状态下模型的几何参数。
最后完成了包线范围内所有典型工况点的冷流实验和数值计算，并进行了对比分析，验证了调节方案的可靠性，典型结果如图 36~38所示。
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Fig. 36 Experimental model photograph of TRRE |
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Fig. 37 Installation photograph of TRRE experimental model |
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Fig. 38 On transition mode in SERN at Ma=1.5 |
目前在RBCC/TBCC这类组合循环发动机中广泛采用SERN喷管，然而，在宽广的飞行马赫数范围内，喷管难免工作于过膨胀条件下。特别是在低速飞行，以及发动机起动和关闭过程中，喷管中的过膨胀现象尤为严重，此时，喷管壁面出现分离激波，并出现严重的激波边界层相互作用、激波相交反射等复杂的流动现象。于洋等[31, 32]针对过膨胀SERN中的流动分离模式及其转换现象开展了深入、系统的研究。典型结果如图 39~43所示。所得主要结论如下：
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Fig. 39 Complex separation patterns in SERN(RSS(ramp)-FSS(cowl)) |
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Fig. 40 Complex separation patterns in SERN(FSS(ramp)-RSS(cowl)) |
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Fig. 41 Complex shock structures in SERN at over expansion condition |
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Fig. 42 Relationship between separation point location at SERN wall and NPR |
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Fig. 43 Hysteresis phenomenon of mode transition in SERN during startup and shutdown |
(1) SERN中存在FSS模式与RSS模式，其中分离泡在上壁面形成的RSS(RSS(ramp))是SERN中普遍存在的分离模式，在下壁面足够长的SERN中也有可能出现分离泡在下壁面形成的RSS(RSS(flap))；SERN中的FSS模式，只存在于特殊的喷管构型以及在启动和关闭过程中相对较小的落压比范围内，并且通常是个过渡过程，很少处于稳定状态。
(2) SERN在起动、关闭和加、减速过程呈现出不同的流动分离模式转换过程，不同的喷管构型对其也存在较大影响，导致喷管的气动性能参数会发生较大的突变；关闭与起动过程中分离模式跳转的临界落压比存在明显的迟滞现象。
(3) 随着外流马赫数的增加，喷管中先后发生RSS(ramp)-FSS分离模式转换过程以及FSS模式向喷管内无分离模式的转换过程，其中FSS模式只是一个中间过渡态；外流马赫数的变化速率不会影响喷管中流动分离模式转换的形式，但会影响其临界马赫数，以及分离模式转换前后的喷管性能。
4 结论与展望本文主要针对高超声速飞行器中所采用的超燃冲压发动机、组合循环发动机等的排气系统，分析了新型发动机对非常规排气系统的主要需求，指出由于高速、宽范围、与燃烧室相容、和后机体一体化设计等特殊使用条件，特别是在推力、升力、俯仰力矩、冷热态俯仰力矩差、进出口形状可控等方面的苛刻要求，导致非对称喷管设计方法面临着新的技术挑战。然后着重介绍了本课题组在最近十多年中在该研究方向所做的工作、取得的典型结果和主要的结论，从最初的最大推力喷管、最短长度理论喷管，到喷管长度的缩短方法、膨胀程度可控的喷管型线设计方法、考虑进口非均匀的喷管型面设计、考虑化学非平衡效应的SERN设计方法、考虑侧向膨胀的三维SERN的二维设计方法等，最后到给定壁面压力分布的SERN反设计、基于流线追踪技术的三维非对称喷管设计方法，涉及到了几乎所有SERN气动设计方面的问题。在此基础上进一步介绍了串、并联TBCC组合循环发动机、TRRE组合循环发动机等排气系统的主要研究结果和结论，从中也可看出相关技术的发展脉络，和对高速、宽范围非常规排气系统的研究历程。所得结果和结论可为相关研究提供一定的参考。
基于对当前相关研究的进展情况和未来技术的发展趋势的理解和判断，结合国内相关行业的需求，建议未来可在以下方面开展后续的研究：
(1) 复杂三维非对称喷管型面的设计理论、精细的反设计方法及其试验验证。
(2) 与飞行器后机体一体化的非对称喷管设计技术及内外流耦合影响规律研究与验证。
(3) TBCC等组合循环发动机排气系统转级与动态调节过程的非定常特性研究与试验验证。
(4) 其他新概念组合循环发动机排气系统设计方法与性能变化规律研究。
(5) 多通道复杂排气系统的实验方法与测量技术研究。
致谢 本文工作得到了国家自然基金委员会、国家国防科工局、北京动力机械研究所、国防科技大学、中国航发四川燃气涡轮研究院、中航工业沈阳飞机设计研究所、中航工业成都飞机设计研究所、北京航空航天大学、西北工业大学等单位相关课题的支持；本文素材均来源于课题组历届研究生所做的相关工作，在此一并表示感谢！
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