李丽，张琳琳，吕锡昌，李东明

(大连交通大学 机械工程学院,辽宁 大连 116028)

0 引言

射流推力矢量技术是提高飞行器的性能的一项关键技术，可以满足低成本、低重量、短起降距离以及提高隐身性能等特性[1-2].由于射流推力矢量技术在航天航空方面应用前景广阔，因此对射流推力矢量喷管设计的要求也不断提高.

激波矢量控制喷管是在喷管扩张段射入二次流产生斜激波，使得主流经过斜激波后运动方向发生偏转，产生推力矢量变化[3-4].激波矢量控制法结构简单，可以实现大的矢量偏转角，并且在非工况下可保证有效控制.

本文基于激波矢量控制方法，将激波机理与优化算法相结合，以大推力矢量角为目标，进行射流推力矢量喷管气动优化设计研究.

1 数值模型及计算方法

1.1 几何模型和主要设计参数

本文研究的二元收扩推力矢量喷管二维结构如图1所示.入口段为圆弧面，扩张段为平面，入口段圆弧面与扩张段平面在喉部相切，二次流口位于喷管的扩张段[5].

图1 喷管结构简图

其中，α为喷管入口段角度，r为喷管入口段半径，l为喷管扩张段长度，β为喷管扩张段角度.e为二次流口与喷管出口的距离，w为二次流口的宽度，h为二次流的长度.另外，d1为喷管入口高度，d2为喷管喉部高度，d3为喷管出口高度.

1.2 数值模型

喷管计算模型满足气体状态方程、质量、动量以及能量守恒方程.数值计算采用二阶湍流方程并定义强壁面函数、SIMPLEC压力修正离散方法以及……