1、作為沖壓發(fā)動機的重要部件，尾噴管性能的優(yōu)劣直接影響著整個飛行器推進系統(tǒng)的推進效率。然而，高超聲速飛行器在寬馬赫數(shù)范圍飛行時，由于受飛行環(huán)境及發(fā)動機自身工作條件的限制，噴管往往會偏離設計點，甚至導致嚴重過膨脹，由此造成噴管性能的急劇惡化。本文以嚴重過膨脹狀態(tài)下的非對稱噴管為研究的對象，采用試驗設計、參數(shù)優(yōu)化、數(shù)值模擬和風洞實驗相結合的方法，對非對稱噴管過膨脹流動分離的計算和控制方法進行了研究。首先，論文針對現(xiàn)有商用計算軟件模擬非對稱噴管嚴

2、重過膨脹狀態(tài)下流場的計算能力做了討論和測試。結果表明:對于常見的湍流模型，無論是使用壁面函數(shù)法，還是近壁面模型，都無法準確刻畫分離流場。
　　其次，根據(jù)相關文獻，基于參數(shù)優(yōu)化方法得出了一組SST k-ω湍流模型的經(jīng)驗參數(shù)，并且采用這種改進的湍流模型進行了嚴重過膨脹狀態(tài)下SERN分離流場的數(shù)值模擬。研究結果表明:修改湍流模型經(jīng)驗參數(shù)后，計算模型給出了與當前流動狀態(tài)相適應的渦粘性系數(shù)，使無量綱分離點位置和無量綱壓力的誤差分別降低到1.