1929年，Prandtl和Busemann提出了基于特征线进行超声速喷管的设计方法，为超音速喷管的设计提供了理论指导，但由于计算机技术的不成熟以及计算条件的限制，很难用到该方法，当时只能用作图法来设计出喷管的型面。1940-1950年期间，超音速喷管的型面设计大多采用经验公式或工程简化模型。这些方法的发展时间比较长，理论上和实践上都比较成熟，早期风洞上的喷管就采用的是这些方法。而且，在一些方面上，半解析方法还有一定优势，如在换喉道技术中，用圆弧加直线方法设计的喷管体现出来的优势是其他方法所不能比拟的。另外火箭发动机尾喷管对内部流场要求不是很高，这种传统的设计喷管的方法能够满足设计的要求，但是，如图1。2所示，这些方法基本上都是假设均匀区和源流区在轴线上直接相连，很容易造成轴向速度梯度不连续，使得喷管出口的流场品质受到影响，所以对于对出口流场均匀性等条件要求较高的风洞来说，这种用经验公式设计出来的喷管型面并不适合。1970年，Sivells通过设定轴线马赫数和速度分布得到了连续曲率的喷管型面[8]，实验表明，用这种方法设计出来的喷管出口能够得到较为均匀的流场。 扩张段曲线示意图84193
在高超声速喷管设计方面，德国于第二次世界大战时期为研制高超声速飞行器率先开展了这种喷管的研制。德国采用同二维超声速喷管一样的特征线方法，将喷管做的很短，但实验表明，这种圆喉道短喷管在高超声速状态下的流动均匀性不是很理想，主要原因是其型面在转折点处的曲率不连续，使速度和压力梯度突然变化，而且，边界层的干扰使得喷管内部产生很强的膨胀-压缩流动，使得喷管内部的流动均匀性不是很好。1947年，加利福尼亚大学开始研制第一批高超声速轴对称喷管。1957年后，轴对称喷管因其长度短、流场品质高的特点，广泛装备于高超声速风洞上。
2 国内超声速喷管的研究现状
国内对喷管设计的研究工作较少，大都采用的是国外的技术，相关文献发表的量也比较少。在所查阅的文献中，李记东列举了收缩段型面设计可以采用的几种方式，一是套用加“R”的维托辛斯基公式来设计，二是采用双三次曲线，三是用五次曲线来设计[9]。论文网何霖指出收缩段进出口和长度给定后，维托辛斯基曲线和五次曲线形状就确定了，不可能进行优化[19]。商旭升、蔡元虎等人指出维托辛斯基曲线出口速度场十分均匀，但喷管入口处存在严重的逆压力梯度以及气流分离现象，五次曲线入口流场较好，但出口流场速度分布的均匀性不是很好，不能满足较高的设计要求[18]。边界层修正主要是增加位移厚度。喷管型面设计的难点主要在于扩张段的设计，邹宁采用的是特征线法编制出适用的轴对称超声速喷管设计程序，其研究对象是风洞的超声速喷管[15]。但是使用特征线法虽然能达到足够的精确度，但所需要的程序太过复杂，在有限的时间内很难完成。刘文芝等人采用求解高次型面方程系数的方法来求解型面方程，确定型面各点的坐标和斜率后就可以画出完整的型面[16]。李记东也是采用特征线理论，喉道流场采用索尔法确定，附面层厚度采用Tucker确定顺压力梯度下的可压缩紊流附面层厚度增长[9]。在喷管的数值模拟方面，邹宁利用流体仿真软件FLUENT，对单喷管自由射流，单喷管射流撞板和两喷管射流对撞的流场进行数值模拟，得出了超声速喷管射流的一些规律，为喷管在靶式和对撞式气流粉碎机上的应用提供了理论指导[15]。王新月、李记东等人应用数值方法计算了喷管内的粘性流动,分别验证了定比热容和变比热容两种情况下所设计的喷管型面[9][21]。刘君等人采用计算流体力学的方法，从曲线坐标N-S方程出发，模拟了导弹发射时与地面形成喷流流场，并且分析了碰撞喷流的流场结构及特性[14]。万超等人通过数值模拟的方法，对对撞式气流粉碎机内部的流场结构进行了研究[11]，对本论文喷管内流场的仿真计算有一定指导作用。 超声速喷管设计的研究现状:http://www.youerw.com/yanjiu/lunwen_99740.html