葛文兴,桂 丰,袁化成,*,何墨凡,郭荣伟

(1.南京航空航天大学能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室,南京 210016;2.中国航发四川燃气涡轮研究院,成都 610500)

0 引 言

高超声速飞行器是指巡航Ma>5.0，以吸气式、组合动力发动机或火箭等为推进系统，在大气层及跨大气层中实现高超声速巡航的飞行器。超燃冲压发动机作为高超声速飞行器推进系统的最佳解决方案之一，逐渐发展为各个国家的重点研究项目[1-2]。然而超燃冲压发动机必须达到一定的飞行速度才能启动工作，否则将无法满足从起飞到高超声速巡航的宽速域飞行任务。于是，有研究者提出3种组合发动机推进系统的概念——涡轮基组合循环发动机(TBCC)、火箭基组合循环发动机(RBCC)及空气涡轮火箭/冲压组合循环发动机(ATR)。相较于火箭基组合循环发动机(RBCC)，涡轮基组合循环发动机(TBCC)可以产生大一个数量级的比冲，且能使用普通燃料实现常规起降，大大提高了经济性。因此，TBCC组合发动机推进系统具有更好的应用前景，各国都相继开展了TBCC的相关研究计划，如美国的RTA计划[3]、日本的HYPR计划[4]和欧洲的LAPCAT计划[5]等。有关研究表明：在飞行马赫数Ma=6.0 时，非对称膨胀喷管产生的推力占到推进系统总推力的 70%[6]。另有研究表明：尾喷管的推力系数下降1%会造成安装净推力4%的下降[7]。因此，喷管的设计非常重要。

近年来，TBCC组合发动机推进系统的研究热点在发动机总体和进气道方面，国内外对TBCC推进系统喷管的设计及性能研究较少。由……