陈以勒，俞凯凯，徐惊雷

南京航空航天大学 能源与动力学院，南京 210016

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力选择，具有结构简单、无需自身携带氧化剂、有效载荷大等优点，作为高超声速技术实现的关键，是近年来国际研究的热点之一[1-4]。超燃冲压发动机一般主要由4部分构成，分别为进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管[5-6]。其中尾喷管是提供推力的重要部件，特别是当马赫数超过6时，喷管可以产生约占整个推进系统70%的净推力[7]。这说明喷管的性能将直接影响超燃冲压发动机乃至高超声速飞行器的性能，因此研究者们尝试各种手段以提高喷管的气动性能[8-11]。此外，由于超高声速飞行器通常要求机体/推进系统一体化，进而对喷管的几何尺寸产生了一定限制，因此喷管设计方法除了需要考虑其气动性能的优化，还需要兼顾几何约束的要求。

为提升喷管的气动性能，Rao[12]采用变分法推导了最大推力理论，在此基础上提出了一种最大推力的火箭喷管设计方法。最大推力理论在后来的喷管设计中得到广泛的应用。Mo等[13]基于最大推力理论提出了一种非对称喷管的设计方法，并应用该方法考虑非均匀来流设计喷管，最终可使喷管推力系数、升力和俯仰力矩分别提高1.75 %、 6.51 %和 6.25 %。Lv等[14]提出了一种基于特征线法的喷管设计方法，讨论了下壁面长度对喷管性能的影响，该方法可以使喷管轴向推力系数、升力以及俯仰力矩分别增加5.5%、1 098.2% 和20.3%。Lu等[15]将Rao理论与流线追踪技术相结合，设计了三维超燃冲压发动机喷管，结果表明该方法可使喷管的推力和升力分别提升2.7%和69.5%。……