风洞是空气动力研究和飞行器研制的最基本试验设备，起着十分重要的作用，大型跨超声速风洞是飞行器定型和发展阶段跨、超声速范围气动试验必不可少的重要设备。各类先进飞行器的研制需求，对高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题提出了更高的要求。国内目前在跨、超声速范围内的气动设备研究体系存在风洞尺度小、试验能力不足和缺少校核风洞的问题，给大型跨超声速风洞这一基础试验平台建设提出了日趋紧迫的需求。大飞机、新一代战斗机、巡航导弹、大型运载火箭等先进飞行器对跨超声速风洞总的要求是：风洞试验段尺寸大、雷诺数模拟能力强、风洞控制和数据测量精准度高、试验技术配套齐全。本文通过对飞行器研制过程对大型跨超声速风洞模拟能力的需求分析，提出满足型号研制需求的暂冲下吹式大型跨超声速风洞的总体技术指标，包括试验能力和精度、马赫数范围、雷诺数范围、试验段尺寸等。为了合理地设计风洞每个部件，满足总体技术指标要求，必须为部件结构设计提供初步的气动数据，包括各部件的气动载荷数据及一些重要部件的型面曲线数据等，本文给出了跨超声速风洞气动设计需要的关键气流参数计算的理论基础和计算公式。风洞由许多部件组成，各部件的设计方案直接影响风洞总体性能目标的实现，因此，本文就关键部件的设计方案和技术途径进行了讨论。最后，就提高风洞流场品质，降低紊流度和控制试验段噪声等技术进行了研究。本文提出的大型跨超声速风洞是一座试验段尺寸2.4m×2.4m，试验马赫数范围M=0.4～4.0，采用冲压引射方式运行的暂冲下吹式风洞。风洞的总体方案采用了下列独特设计：一是采用电动式挠性喷管方案，喷管出口带超声速试验段，从而消除了对接台阶对流场品质的影响，达到提高流场性能和灵活改变试验马赫数的目的；二是采用调节片与栅指组合式的超扩段，结合驻室抽吸调节、引射缝调节以及栅指二喉道的节流调节，使风洞具有更高的运行效率和更为灵活、精确的亚跨声速范围马赫数控制手段，同时具备风洞定马赫数变攻角的试验能力；三是采用多喷管中心引射器作为辅助抽吸设备，大大降低风洞的前室总压，从而减小了试验模型和天平的载荷，拓展了现有气源的使用范围，延长风洞的运行时间，提高了风洞的工作效率。