激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备，在基金委国家重大科研仪器研制项目的支持下，中国科学院力学研究所正在研制一座爆轰驱动超高速高焓激波风洞。激波风洞研制中，喷管是保证在试验段能获得所需状态试验气流的重要部件，型线的设计对试验气流的品质有决定性的影响。

现有的高焓激波风洞喷管尺度一般较小，喷管的型面设计以锥形喷管为主。型面设计方法难以考虑喷管热化学非平衡特性的影响，因此有效试验区域相对较小，气流品质不甚理想。针对大型超高速激波风洞喷管，发展高焓真实气体效应及高温边界层发展的型面喷管技术，设计可满足风洞试验技术要求的超高速高焓喷管。喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分。无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正。由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度（喷管喉道半径）是一个小量，传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略。这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管。但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响。对于高焓激波风洞，真实气体效应以及化学非平衡的影响较大，在喷管设计中不可忽略。

本研究对真实气体效应以及边界层进行必要修正，并在数值模拟中考虑热化学非平衡的影响。主要研究内容如下：

1.   改进了传统无粘型线设计方法，考虑比热比变化及热化学非平衡流动对喷管型线的影响；

2.   提出基于CFD（Computational Fluid Dynamics）技术的喷管边界层修正及其迭代优化方法，准确地得到边界层位移厚度的分布；

3.   探索换喉道技术，讨论了基准喷管的选取方法，换喉道喷管的边界层修正工作；

4.    采用本文提出的超高速高焓喷管设计方法设计出口直径2.5 m的Ma8-16喷管。利用JF-12激波风洞现有喷管的实验数据进行可靠性验证，将验证过的CFD计算方法用于Ma8-16喷管的数值模拟计算中，并考察流场品质，最终得到较理想的结果。