高超声速飞行器和推进系统之间需要进行一体化设计。一体化设计导致飞行器前体附面层低能气流进入进气道,同时由于进气道出口流动的非均匀性和推进系统通道内内流流动的特点,使得推进系统各部件来流呈现严重的非均匀流动特性。为了在自由射流和直连试验中研究推进系统各部件性能,迫切需要在短距离内实现指定形状分布的超声速非均匀流场,为推进系统各部件试验提供可供参考的入口流场。本文的主要内容是利用超声速以及高超声速流动的基本属性,通过流体粘性摩擦、弯曲激波、斜激波、膨胀波实现不同形状分布的超声速非均匀流动。首先,分别对二维平板阵列组成的摩擦通道、三维正四边形和正六边形蜂窝格栅阵列组成的摩擦通道出口流场不同发展段处马赫数、静压、流动方向角的研究表明,流动参数局部呈现锯齿状分布,而总体上存在空间梯度。随着发展段长度增加,掺混加强,局部锯齿状程度降低,总体上空间梯度也有所降低。但不失为一种简单可行的超声速非均匀流模拟方法。其次,利用有旋流特征线法,在已知弯曲激波波后参数的前提下,得出弯曲激波形状,反设计出壁面,得到预期的非均匀马赫数分布特征。同时获知很短的壁面控制了弯曲激波形状。以此设计了二维钝头体,通过弯曲激波产生马赫数呈幂指数分布的非均匀超声速流动。风洞试验结果表明,钝头体形成的弯曲激波产生非均匀流是一种原理上可行的方法。文章还研究了一种产生变马赫数超声速气流的方法。利用消波反射波系的基本原理,设计了一种只需要调节楔板角度就可以实现马赫数连续变化。文章以马赫3.85的来流为例,从原理上证明实现马赫数随时间连续变化是可能的。最后,利用有旋流特征线法,参考风洞喷管设计方法,设计了喷管核心区曲线、转折区膨胀曲线。用均匀来流和线性分布的非均匀来流验证了该有旋流特征线法精度,得出特征线法相对误差随初始区点数增加下降的结论。以平板发展的超声速附面层为来流条件,通过设计等熵膨胀面,实现了低马赫超声速非均匀流等熵膨胀到高马赫超声速非均匀流,同时在空间上将非均匀流放大。在短距离内获得大范围的非均匀超声速流。