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| 內容簡介： |
针对高超声速飞行器技术的发展对超燃冲压发动机和组合循环发动机排气系统的迫切需求，以及超声速高机动飞行器对高性能气动矢量喷管的特殊要求，《高速飞行器的发动机排气系统》首先介绍了相关的国内外研究现状和关键技术问题，然后以排气系统的设计方法、性能研究及实验验证为侧重点，循序渐进地介绍了常规的喷管型面设计方法、非对称喷管型面的缩短设计方法、考虑进口非均匀的非对称二元喷管设计技术、考虑化学非平衡效应的非对称二元喷管设计方法、考虑侧向膨胀的三维非对称喷管的二维设计方法、基于双向流线追踪的三维变截面喷管设计方法等，并且详细研究了过膨胀非对称喷管内的非定常分离现象及机理。在此基础上，以并联式涡轮基组合循环发动机排气系统为对象，给出了相关的设计方法、实验结果及气动性能参数。
《高速飞行器的发动机排气系统》的□后研究了新型双喉道气动矢量喷管的设计方法和气动性能变化规律。
《高速飞行器的发动机排气系统》所得设计方法和结果，可以为航空、航天相关的大专院校师生和研究院所的技术研究人员提供参考。
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| 目錄：
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□□章 绪论
1．1 研究背景和意义
1．2 国内外研究现状
1．2．1 超燃冲压发动机非对称喷管研究现状
1．2．2 TBCC组合动力非对称喷管研究现状
1．2．3 双喉道气动矢量喷管研究现状
1．3 主要技术需求与关键问题
参考文献
第2章 喷管流动的基础理论
2．1 广义一维定常流的基本方程组
2．1．1 几个制约因素在基本方程中的数学表示
2．1．2 广义一维定常流的基本方程组
2．1．3 流动特性参数的微分关系式
2．2 特征线理论简介
2．3 喷管的主要性能指标
参考文献
第3章 常规喷管的型面设计方法简介
3．1 □□推力喷管型面设计
3．2 □短长度喷管型面设计
参考文献
第4章 喷管型面的缩短设计
4．1 喷管的常规缩短设计方法
4．1．1 临界点位置的确定
4．1．2 线性压缩函数
4．1．3 指数压缩函数
4．2 喷管的非线性缩短设计方法
4．2．1 非线性缩短设计
4．2．2 CFD计算及校核
4．2．3 结果分析与讨论
4．3 喷管型面的理想截短方法及其验证
4．3．1 理论分析
4．3．2 数值模拟
4．3．3 实验验证
参考文献
第5章 考虑进口非均匀的非对称二元喷管设计
5．1 理论基础
5．2 喷管设计过程
5．2．1 喷管设计
5．2．2 设计程序验证
5．2．3 不同的马赫数分布形式对喷管设计结果的影响
5．3 进口参数非均匀对喷管性能的影响
5．3．1 马赫数非均匀分布对喷管性能的影响
5．3．2 温度非均匀分布对喷管性能的影响
5．3．3 压力非均匀分布对喷管性能的影响
5．4 考虑进口参数非均匀的尾喷管设计与实验验证
5．4．1 考虑非均匀进口的喷管设计实例
5．4．2 截短对非均匀进口喷管性能的影响
5．4．3 实验验证
参考文献
第6章 考虑化学非平衡效应的非对称二元喷管设计
6．1 理论基础
6．2 喷管设计及程序验证
6．2．1 非对称喷管设计流程
6．2．2 喷管设计程序验证
6．3 考虑化学非平衡的非对称喷管设计与分析
参考文献
第7章 考虑侧向膨胀的三维非对称尾喷管设计
7．1 理论基础
7．1．1 准二维流动控制方程
7．1．2 准二维流动特征线方程
7．2 喷管设计方法
7．3 设计实例及其实验验证
参考文献
第8章 基于双向流线追踪的三维变截面喷管设计
8．1 环形基准流场设计及主要影响参数
8．2 三维变截面喷管设计
8．3 三维变截面喷管实验研究
参考文献
第9章 过膨胀非对称喷管内的非定常现象
9．1 激波反射现象及其基础理论
9．1．1 激波反射现象
9．1．2 激波极线
9．1．3 RR反射与IR反射的相互转换
9．2 非对称喷管中的激波与过膨胀分离
9．3 数值模拟方法及其验证
9．4 SERN喷管中的过膨胀流动分离流场
9．4．1 短下板SERN模型中的流动分离模式
9．4．2 长下板SERN模型中的流动分离模式
9．5 SERN起动和关闭过程中的分离模式跳转
9．5．1 起动和关闭过程的数值模拟方法
9．5．2 短下板SERN模型中的分离模式跳转
9．5．3 长下板SERN模型中的分离模式跳转
9．6 长下板SERN模型的分离模式跳转实验
9．6．1 实验设备与实验模型
9．6．2 长下板SERN模型中的过膨胀流场
9．6．3 长下板SERN模型中的流动分离模式转化过程
9．7 SERN流动分离控制初步研究
9．7．1 计算模型与自适应控制方案介绍
9．7．2 下膨胀面自适应引气正交实验设计与分析
9．7．3 上膨胀面自适应引气正交实验设计与分析
参考文献
□□0章 并联式TBCC发动机排气系统设计及性能研究
10．1 TBCC发动机排气系统推力性能参数定义
10．2 涡喷与冲压发动机喷管位置布局研究
10．3 TBCC发动机排气系统设计点的选取
10．4 TBCC发动机排气系统飞行包线内的性能分析
10．4．1 计算模型及边界条件
10．4．2 CFD三维数值模拟结果
10．4．3 侧板构型对TBCC发动机排气系统的影响
10．5 TBCC发动机排气系统冷流实验研究
10．5．1 实验设备和测量系统
10．5．2 实验结果
10．6 TBCC发动机排气系统转级过程动态特性研究
10．7 TBCC发动机排气系统流固耦合计算与分析
10．7．1 耦合计算模型
10．7．2 数值计算准确性验证
10．7．3 计算结果及分析
参考文献
□□1章 新型双喉道气动矢量喷管
11．1 新型双喉道气动矢量喷管气动特性研究
11．1．1 新型双喉道气动矢量喷管概况
11．1．2 新型双喉道气动矢量喷管的优化设计
11．1．3 数值计算方法及其验证
11．1．4 新型二元双喉道气动矢量喷管气动特性
11．1．5 新型轴对称双喉道气动矢量喷管气动特性
11．2 双喉道气动矢量喷管的容腔效应
11．2．1 数值模拟方法
11．2．2 计算结果及分析
11．3 新型双喉道气动矢量喷管对发动机流量的影响
11．3．1 无矢量状态下，喷管对发动机流量的影响
11．3．2 □□矢量状态下，喷管对发动机流量的影响
11．3．3 矢量调节状态下，喷管对发动机流量的影响
11．4 新型双喉道气动矢量喷管过渡态下动态响应特性研究
11．4．1 矢量起动过程
11．4．2 矢量关闭过程
11．5 新型双喉道气动矢量喷管的静态／动态实验
11．5．1 实验总体方案
11．5．2 实验结果与分析
11．6 本章小结
参考文献
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| 內容試閱：
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高超声速技术在军事和经济上都具有重大的战略意义，是目前航空航天领域研究的尖端技术。其中推进系统是关键技术之一，而尾喷管是其重要部件，并且受发动机总体的约束较强。为了与飞行器后体实现一体化，尾喷管常常采用非对称的几何构型，这样不仅会影响整个发动机的推力性能，而且会影响飞行器的升力和俯仰力矩，特别是在跨宽马赫数范围工作时（以涡轮基组合循环（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）发动机为代表），其影响更加显著。因此尾喷管气动型面的设计方法存在较大的困难。目前，相关的研究专著还不多。
作者课题组从2000年以来，开始关注超燃冲压发动机和组合循环发动机排气系统的发展，并且持续不断地开展了相关的研究，至今已经有19年。同时从2008年开始，针对高性能气动矢量喷管也开展了一些探索和研究。本书就是这些年来相关研究工作的一个阶段性的总结。
本书梳理了相关的国内外研究现状和关键技术问题，以排气系统的设计方法、性能研究及实验验证为重点，系统地介绍了非对称喷管型面的各种设计方法，分析了相关的非定常流动现象及机理，并且以并联式TBCC发动机排气系统为对象，给出了相关的设计方法及性能变化规律，作为补充，本书也给出了新型双喉道气动矢量喷管的设计方法和详细的气动性能变化规律。
本书主要内容取自课题组历届研究生的工作积累，并经过梳理、加工而成。其中：超燃冲压发动机非对称尾喷管的型面设计方法及TBCC发动机排气系统的设计与性能研究，主要是基于莫建伟的博士学位论文（2015年）；过膨胀非对称喷管内的流动分离机理与控制，主要来源于于洋的博士学位论文（2016年）；新型双喉道气动矢量喷管的内容主要来源于顾瑞的硕士学位论文（2014年）。书中所涉及的其他研究生的工作，限于篇幅，此处不再一一列举。另外，对南京航空航天大学能源与动力学院张垄元教授、余少志副教授的指导和帮助致以诚挚的谢意。
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