蔡 佳，李子杰，黄河峡，张可心，谭慧俊

(1.南京工业职业技术大学 航空工程学院，江苏 南京 210023；2.南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016)

0 引言

随着当前航空航天飞行器朝着更高速度、更强机动、更宽包线方向发展，以燃气涡轮发动机和冲压发动机组合形式的推进系统(turbine based combined cycle engine,TBCC)，具有水平起降、可重复使用、用途广泛的特点，并可发挥这两类发动机在低速和高速的优势[1]，因此受到工程界和学术界的高度重视，并入选中国科协2020年发布的10个重大工程技术难题之一。尾喷管作为TBCC推进系统的重要部件，其主要是使发动机出口的燃气在尾喷管中充分膨胀，将其携带的热能和压力能转变为动能，以增大发动机出口气流的冲量，从而增大发动机的推力[2]。

由于TBCC尾喷管在很大的落压比范围内工作，且通过的质量流量变化幅度也较大，其扩张比从起飞状态下的2变化至超声速巡航状态时的15～20[3]，必须采用一定的技术手段实现喷管喉道及面积扩张比的调节。目前，主要的调节方式均是机械式调节法为主，如外筒壁平移[4]、中心体局部转动[5]、中心体和尾缘独立转动方案[6]等，这增加了喷管构型的复杂程度，并且喷管变几何结构安装于机匣外，在一定程度上又增加了发动机的阻力。气动式可调喷管具有更加简单的构型，工程实现难度较小又不带来附加阻力[7]，获得了学术界和工程领域研究人员的广泛关注，其中典型的代表即引射喷管。其将来自进气道唇罩……