超声速及高超声速飞行器一直是世界各大国重点发展的对象,其高速机动能力具有重大的军事战略意义及广阔的民用前景。过去的几十年中,研究人员在高超声速流动研究领域积累了大量理论基础以及实验数据。但是由于其流动机理十分复杂,一些关键问题依旧没有解决,如层流/湍流边界层转捩以及激波/边界层交互作用机理等,因此超声速空气动力学基础科学研究十分重要。进行超声速空气动力学研究的常规方法有飞行试验、数值模拟和地面试验。其中地面试验因实验成本相对较低,实验测量技术也比较成熟,在研究高超声速流动中被广泛应用。地面试验设备中,Ludwieg式管风洞具有可模拟单位雷诺数高,建设及运行成本低廉等优点,非常适合一般科研机构进行基础流动机理研究。Laval喷管是Ludwieg式管风洞产生超声速流动的关键,其设计质量直接影响风洞的流场品质,因此在对Ludwieg式管风洞进行气动设计中,Laval喷管的设计是关键。为得到良好的风洞设计方案,同时积累Ludwieg式管风洞的设计经验,本文开展了马赫6研究型高超声速Ludwieg式管风洞的气动设计。通过应用特征线法、计算流体力学等数值工具,进行了高超声速Laval喷管的气动设计及优化。本文改进了Witoszynski收缩段曲线的设计方法,通过合理设计Sivells高超声速Laval喷管设计方法中的设计参数,系统地研究了各个设计参数对于扩张段型线及其流场质量的影响。通过对无粘型线设计结果进行流动模拟,筛选得到流场品质良好的无粘壁面曲线,并加以边界层修正得到了品质优良的有粘喷管型线。通过对加入快速阀门的风洞模型进行数值模拟,研究了快速阀门阀体对于喷管出口流场品质的影响,并最终得到了优良的高超声速Ludwieg管式风洞的气动设计。