本发明公开了一种与飞行器一体化的宽速域引射喷管及设计方法，并给出了引射喷管的设计流程以及各关键设计参数的最佳取值范围，包括：引射喷管喉道面积、引射喷管喉道位置、引射喷管扩张段尾缘角、第三流路辅助进气门最大旋转角度、主喷管长度等。
基于本设计方法设计的引射喷管，其可在宽速域范围内有效匹配涡轮基组合循环发动机，增强引射喷管主流与次流之间剪切层内流体的动量掺混，降低飞行器在低马赫数状态下的底部阻力并满足引射喷管出口面积的调节需求，大大简化引射喷管的调节作动机构，使得飞行器与发动机在宽速域范围内的性能均得到大幅度提升。

黄河峡 张可心 殷世玲 赵磊 谭慧俊 雷鸣

南京航空航天大学 北京动力机械研究所

210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号

本发明公开了一种与飞行器一体化的宽速域引射喷管及设计方法，并给出了引射喷管的设计流程以及各关键设计参数的最佳取值范围，包括：引射喷管喉道面积、引射喷管喉道位置、引射喷管扩张段尾缘角、第三流路辅助进气门最大旋转角度、主喷管长度等。
基于本设计方法设计的引射喷管，其可在宽速域范围内有效匹配涡轮基组合循环发动机，增强引射喷管主流与次流之间剪切层内流体的动量掺混，降低飞行器在低马赫数状态下的底部阻力并满足引射喷管出口面积的调节需求，大大简化引射喷管的调节作动机构，使得飞行器与发动机在宽速域范围内的性能均得到大幅度提升。