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摘要：本发明提供一种单边膨胀喷管设计方法，属于高超声速飞机单边膨胀喷管设计领域。本发明采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管壁面。本发明方法可以快速设计出一种壁面曲率连续的单边膨胀喷管，应用此设计方法可以显著缩短设计周期。

主权项：1.一种单边膨胀喷管设计方法，其特征在于，具体流程为：步骤一、定义喷管气动设计的初始参数并赋值；所述的初始参数包括喷管的进口内径R_in、喷管壁面入口角度α1、喷管喉部内径R_th、喷管出口内径R_out、喷管壁面出口角度β1、喷管收敛段长度L1、喷管扩张段长度L2、喷管总长度L、喷管外罩上型线高度y_1、喷管外罩上型线起始角度α2、喷管外罩上型线出口角度β2、喷管外罩下型线高度y_2、喷管外罩下型线起始角度α3、喷管外罩下型线出口角度β3和喷管出口斜切角度θ；步骤二、求解喷管壁面型线进而获得喷管壁面；喷管型线包括喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和喷管壁面型线；所述的喷管壁面型线采用以下五次多项式曲线求解：五次多项式曲线控制方程为：y＝a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5；其一阶导数为：y’＝a1+2a2x+3a3x2+4a4x3+5a5x4；设定五次多项式曲线的起点坐标、一阶导数分别为x1,y1、y1’，中间点坐标、一阶导数分别为x2,y2、y2’，终点坐标、一阶导数分别为x3,y3、y3’，根据线性方程组1求出系数a0、a1、a2、a3、a4和a5；将系数a0、a1、a2、a3、a4和a5代入方程中即可得到曲线方程； 其中，喷管入口横坐标对应x1，喷管喉道横坐标对应x2，喷管出口末端横坐标对应x3，喷管进口内径R_in对应y1，喷管喉部内径R_th对应y2，喷管出口内径R_out对应y3，喷管壁面入口处一阶导数值tanα1对应y1’，喷管壁面出口处一阶导数值tanβ1对应y3’，喷管喉部壁面一阶导数tanγ1对应y2’；求解出的喷管壁面型线绕x轴旋转一周可形成轴对称的喷管壁面；步骤三、求解喷管外罩型面按照喷管与飞机一体化设计，确定喷管壁面出口斜切角度θ，用与水平面夹角为θ的平面截短喷管壁面，形成喷管出口型面，进而确定喷管外罩上型线、喷管外罩下型线的终点位置；根据飞机外形确定喷管外罩上型线的起点位置y_1和角度α2，同时利用喷管出口末端位置确定喷管外罩上型线的尾端位置R_out和角度β2，在喷管外罩上型线的起始两端点间用圆弧过渡生成喷管外罩上型线；同理根据喷管外罩型下线的起点位置y_2、角度α3和尾端位置y_3、角度β3确定喷管外罩下型线；利用喷管外罩上型线、喷管外罩下型线和中间过渡曲线，通过扫掠过渡形成喷管外罩型面；步骤四、计算喷管气动性能，验证设计方案可行性。

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