随着科技迅速发展,先进飞行器呈现出高速化、精确化、远程化、隐身化等特征。其中“高速化”特征尤为显著,作用十分突出,这为高速飞行器地面试验设备(超声速风洞)提出了越来越高的运行性能和流场品质要求。而作为超声速风洞试验的主要部段,喷管在形成超声速流场过程中发挥着重要作用。喷管设计的优劣,直接影响了风洞流场品质的精细程度。当前国内超声速风洞喷管设计主要采用Sivells方法,这种方法设计的喷管能满足常规超声速风洞试验需要,但与高品质超声速风洞的流场精细化要求还有一定差距。与国外高质量、严标准的超声速风洞相比,国内超声速喷管设计还有很大潜力可挖掘。喷管主要设计方法在上世纪60年代左右趋于完善,至今没有大的创新方法出现。早在Sivells方法之前,Evvard等人曾设计了一套喷管设计方法,从原理上介绍了方法的几个主要方面,并说明方法能取得较好的流场。近年,研究结果表明Evvard方法在流场均匀性、轴向马赫数分布等指标上有一定的优越性。因此,为了促进国内超声速风洞流场品质的提升,为获取精准度更高的高速飞行器地面试验数据,开展Evvard方法的喷管设计研究具有十分重要的工程实用价值。在综合前人计算方法的基础上,通过自己的理解、分析和比较,逐步掌握了Evvard方法所提到的喉部跨声速解、轴线马赫数分布及壁面曲线计算等三个部分。首先,在大部分喷管设计中,特征线法是最基础也是最根本的计算方法,通过阅读文献及分析前人设计方法,掌握了特征线法的基本计算原则,并编写了相关计算程序。其次,通过阅读分析发现Evvard方法的一个鲜明特征就是摒弃了以往很多方法在喉道附近采用的泉流假设,直接去模拟喉部附近真实流动情况。通常喉部跨声速解计算有索尔法、霍尔法及克列格方法等。三种方法对应了三种计算条件。通过分析,一是为了方便计算,另一方面,喉部的边界条件采用索尔法计算不会有很大的误差,能控制在精度范围内,所以在本文中喉部跨声速解采用索尔法计算。然后,轴线马赫数分布据喉部跨声速解和第一菱形区边界条件一般可选择三次曲线和五次曲线,易仕和教授提出了采用六次Bezier曲线模拟轴线马赫数分布,本文为验证这些方法的优劣,将三种方法进行了数值对比,结果显示在第一菱形区轴向马赫数梯度和试验段纵向剖面马赫数均方根偏差等指标上差别不大,但是在壁面马赫数分布、轴向马赫数分布等指标上有较大差异,6次Bezier曲线的方法优化将在后续研究工作中继续。另外,第一菱形区边界条件根据试验段尺寸和设计马赫数可以唯一确定。最后,由以上3项边界条件根据特征线法由质量守恒原理即可算出所求喷管型面。为了验证所求型面的质量优劣,将其与Sivells方法计算值进行了对比。通过初步假设条件得出的喷管型面在与Sivells方法的流场对比中,在第一菱形区轴向马赫数梯度、喷管出口剖面马赫数均方根偏差、试验段中部剖面马赫数均方根偏差和试验段出口剖面马赫数均方根偏差指标上,“新”方法都要优于Sivells方法,虽然“新”方法不能代表最终的结果,但是它所代表的方向具有一定的指导作用,为下一步工作打下了坚实的基础。