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针对某型双涵道分开排气涡扇发动机尾喷管模型的流动特性进行了数值计算研究和试验验证。利用NASA典型尾喷管模型的推力系数对比研究结果验证了数值方法的可行性，采用验证后的数值方法获得了不同飞行条件下和发动机工作状态下某型发动机尾喷管模型内、外涵道的流量系数和推力系数数据及其变化规律，并将数值计算结果与该型发动机在相同工况下的地面台架试验数据进行对比。结果表明：在试验工况全范围内，发动机进口空气流量的计算值与试验值的最大偏差为1．8％，总推力的计算值与试验值的最大偏差不超过±0．5％。