航空发动机作为飞机的心脏,其试验技术须同其性能一并发展。目前高空模拟自由射流试验装置已经替代直连式风洞和推进风洞,占据航空发动机高空模拟试验的主导地位。因此对其研究对我国航空发动机发展具有深远意义。通过理论研究超声速自由射流流动机理,利用特征线法设计二元超声速喷管并对其进行不同膨胀条件下的数值模拟,总结出射流核心区的边界与喷管几何的关系,建立了射流核心区方程;设计了二级楔板外压式超声速进气道,研究其在进行姿态角模拟或非设计状态时的进口流场结构,确定了其产生的合成激波在射流核心区边界上的第一道反射马赫波的位置;结合核心区方程,给出了满足试验要求的超声速喷管尺寸同进气道放置位置及模拟姿态角的关系;设计了超声速高空模拟自由射流试验舱进气气动布局,利用CFD方法对其进行了多姿态角的试验模拟,对试验舱内射流流场进行分析,模拟结果均符合工程要求,为试验效果的预估提供重要参考。本文旨在通过以上研究达到对超声速自由射流试验装置气动布局的优化目的,为其论证和发展提供基础数据。