● 摘要
近几年国内外航空航天型号大量涌现，相比之下我国亚跨声速风洞流场水平成为了飞行器空气动力特性验证的技术瓶颈，大型跨声速风洞是满足未来先进航空航天型号的发展需求的重要设施，同时对现有风洞进行改造，提高风洞试验模拟精细化水平也是提高实验能力的一项重要措施。过去我国主要的高速风洞主要为暂冲式风洞形式，相比之下，连续式风洞追求更高的流场品质，因此对于各部段精细化设计提出更高要求，为满足未来飞行器对于风洞的高气流品质的要求，风洞部段的优化设计显得意义重大。
本文主要针对高速风洞中最关键的试验段、第二喉道段等速度较高、压力损失较大且容易产生分离的部段开展CFD计算分析工作，以确保风洞关键部段气动型面达到设计需求，为风洞动力系统设计提供更为明确的输入提供技术支持。
本文主要结论如下：
（1）通过CFD模拟，详细给出了槽壁内外的流场分布情况，最大M数可达到1.2以上，并给出了压比损失结果及再入flap开度影响的定性规律；
（2）通过对二喉道不同参数选择的优化分析，得到了延长中心体第二块板长度，并适量缩短尾延板长度的相对较优方案。
（3）本次优化还通过修改二喉道后端方变圆段的长度和横截面尺寸来减小扩散段的扩散角，从而减小低速区与分离区，减小总压损失。本文主要包括优化的思路和方案、具体优化方法、以及计算情况，并根据计算结果进行了分析，从而进一步确定相对较优的方案。