随着近些年航空航天事业的发展,人们越来越热衷于对高速飞行器的探索研究。超燃冲压发动机是研究对应飞行马赫数大于6、以超声速燃烧为核心的冲压发动机技术。它的应用背景是高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机等。冲压发动机具有以下优点:它可以利用大气中的氧气作为氧化剂,所以冲压发动机在高超声速飞行时,经济性能显著优于涡喷发动机和火箭发动机;发动机内部没有转动部件,结构简单,质量小,成本低,推重比高。然而随着飞行速度的提高,也产生了许多伴随于超音速流动所特有的问题,如:气动加热,进气道的激波边界层干扰现象以及燃烧室的高速搀混等等,所以对于超音速流场特性的研究还需更加的深入。本文主要讨论了超音速风洞试验台的搭建,系统的气动计算,工艺结构的设计,参数的确定以及设备的选型等等。通过商业软件FLUENT的计算表明采用特定曲线设计的Laval喷管出口速度分布均匀,达到设计马赫数,满足将来试验的要求,并通过数值计算定性分析了管内激波-边界层干扰现象,说明正激波波后小范围的速度提升是由于激波附近的边界层增厚。本文还借助FLUENT软件对超燃冲压发动机后掠斜坡结构的流动特性进行了数值计算,结果表明:1,后掠斜坡产生的混合增强效果优于无后掠斜坡,流向涡的强度也较大,并且随着后掠角度的增大而增大。2,后掠斜坡燃烧室的总压损失高于无后掠斜坡的燃烧室,并随着后掠角度的增加而增大。3,为了使燃烧室在增强混合的同时保证较高的总压恢复,后掠角度不宜取得太大,应在10°左右。