强几何约束下性能优化的超燃冲压发动机喷管一体化反设计方法研究

For satisfying the requirement of integral design of scramjet, an inverse design method of scramjet nozzle under geometric constraints is proposed with the aim of optimized performance. This program will adopt inverse method of characteristics, mass conservation and streamline tracing method to study the principle of the inverse nozzle design method. Base on the inverse design method, the influences of the flow parameters of the nozzle outlet on the nozzle will be studied. An optimized distribution of the flow parameters will be obtained using optimization algorithms. Further, with the limitation of the length and outlet size of the nozzle, an inverse design method of the nozzle under geometric constraints will be studied. Based on these research results, we can obtain a robust inverse design method of scramjet nozzle, which can control the length, outlet size and pitching moment of the nozzle. Particularly, the nozzle designed by the proposed method has the optimized performance and can satisfy the engineering application requirements. The program has good theoretical basis and research value. And at the same time, it has great project significance, which will have important sense to the development of the scramjet and combined cycle engine.

针对超燃冲压发动机一体化设计的需求，提出了强几何约束下性能优化的超燃冲压发动机喷管一体化反设计方法。项目首先拟采用逆特征线理论，结合流量守恒以及流线追踪等方法进行喷管反设计方法的原理研究。在此基础之上，研究喷管出口气动参数对喷管性能的影响规律，并利用优化理论获取最优的气动参数；进一步地，对喷管长度和出口尺寸进行限制，研究在强几何约束条件下喷管的反设计方法。结合这些研究成果，最终掌握能够满足喷管出口形状以及长度可指定、推/升力性能可优化、俯仰力矩可控的超燃冲压/组合循环发动机推力喷管的反设计方法，为高超声速飞行器后机体与发动机排气系统的一体化设计打下良好的基础。该项目既有重要的基础研究价值，又具有明显的创新和重大明确的工程应用背景，对于吸气式超燃冲压发动机/组合循环发动机的发展具有重要意义。

随着高超声速技术的不断发展，超燃冲压发动机得到了大量关注，其性能参数也在不断提升。近些年来组合循环发动机，如TBCC以及RBCC的研发对排气系统提出了更苛刻的要求：更高的性能指标、更强的几何约束，以及更全面的一体化设计，因此亟需发展一种强几何约束下性能优化的喷管设计方法，旨在实现高超声速飞行器及武器的一体化设计。.经典喷管设计方法一般都是围绕喷管进口展开的，对于喷管出口的参数基本没有关注，无法控制出口几何形状和气动参数的分布，这对于有效实现与后机身的一体化是非常不利的。从一维流动理论可知，喷管出口几何和气动参数的分布对喷管的性能有极大影响，而且喷管出口几何形状也极大地影响着喷管与后机身的一体化问题，因此需要一种能兼顾喷管出口的高性能超燃冲压发动机喷管设计方法。.因此，本项目率先提出了以超燃冲压发动机喷管出口参数（几何参数和气动参数）为设计输入的喷管反设计方法，利用逆特征线方法，结合流量守恒以及流线追踪等方法反设计到喷管入口。在获得反设计方法的基础之上，研究喷管出口气动参数对喷管性能的影响规律；利用优化理论获取最优的气动参数，并结合反设计方法得到性能优化的超燃冲压发动机喷管。进一步地，对喷管长度和出口尺寸进行限制，研究在几何约束条件下的超燃冲压发动机推力喷管的反设计方法。最后，为了满足实际工程需求，针对喷管性能以及几何约束两方面的影响规律，提出全几何约束条件下性能优化的超燃冲压发动机推力喷管的反设计方法。利用本项目提出的喷管设计方法设计得到的喷管性能，典型情况下相对于传统截短喷管，推力可提升31.8%，升力和俯仰力矩可分别提升201%和56.6%，为飞行器稳定性控制提供更高阈值。.本项目所提出的设计方法以及相关设计理念可以为超燃冲压发动机以及组合循环发动机的喷管设计提供强有力的技术保障与支撑，为高超声速飞行器后机体与发动机排气系统的一体化设计打下良好的基础。