当今全球各国高新技术军备竞争日趋激烈,高超声速飞行领域因其战略意义受到极大关注。高超声速飞行器的开发和性能测试需要大型实验设备——高超声速风洞系统来提供相应的模拟环境,以进行大量测试实验来获取足够多的可靠数据。在风洞系统众多部件中,喷管型线的质量高低决定了实验区流场品质的好坏,是整个风洞系统中最关键的部件,然而因为技术保密等原因,国内外公开发表的关于高超声速喷管型线设计的文献较少。根据国家重点实验平台建设的需求,计划设计建造一座高超声速风洞研究激波压缩快速升温条件下燃料的燃烧特性。本文详细论述了高超声速风洞喷管型线的设计方法,并采用不同的设计方案设计了四种不同的喷管型线。收缩段的型线设计分别采用了移轴维托辛斯基经验公式法和改进五次曲线法;扩张段的型线设计采用基于特征线法的Sivells法;附面层修正采用了两种不同的线性修正法(线性修正法1和线性修正法2)。利用MATLAB编程求解喷管扩张段型线坐标时,将普朗特-麦耶角的反演公式应用于求解特征线网络节点的马赫数,极大地减少了计算量,大大缩短了设计用时。最后用Fluent软件进行仿真模拟计算,检验各型线的准确性与可靠性,并选取了不同的湍流模型进行计算对比,对各个模拟结果进行了分析与比较。方案1的收缩段型线设计采用移轴维托辛斯基经验公式法,附面层修正采用线性修正法1,通过选取标准k-?湍流模型仿真计算得到的结果表明该方案的计算结果最好,喷管内气体膨胀均匀,喷管出口截面核心区内马赫数分布符合设计要求,马赫数平均值与设计值偏差小于1%,此设计结果能够满足相关要求。