高超音速飞行器的半实物仿真实验中,需要气流温度信号模拟系统为其提供气流温度信号。冷热气流混合容腔作为气流温度信号模拟系统的重要组成部分,直接决定着模拟系统的性能。某高速飞行器的总温信号温度范围为300～1500 K。目前国内外涉及到1500 K高温的气流快速混合设备还未有成熟方案。因此,设计出满足高速飞行器半实物仿真实验需求的冷热气流混合容腔并进行结构优化设计,对航空航天装备技术的发展有重要意义。本文的主要研究工作如下:首先,设计了一种适合高超音速飞行器半实物仿真实验的气流温度信号模拟系统。提出了耐高温、隔热的冷热气流混合容腔结构方案,并建立了冷热气流混合容腔的热力学模型,推导出了混合容腔出口处气流温度的微分方程,为后续混合容腔流场的数值分析奠定基础。其次,对冷热气流混合容腔的流场特性进行了研究,分析了混合流场内不同流量比例的冷热气流的流动特性与温度分布,并对比分析了不同结构参数对冷热气流混合容腔混合特性的影响。为后续容腔结构优化过程奠定了数值分析的基础,也给出了优化目标的评价方法。然后,基于混合容腔流场特性的分析和多目标优化相关理论,以提高容腔混合速度和出口气流温度分布的均匀性为优化目标对其进行结构优化。通过参数灵敏度分析选择了待优化的容腔结构参数。通过最优拉丁超立方方法构建了样本点,结合克里金近似建模与快速非支配排序遗传算法得到了优化后的混合容腔结构参数。结果表明优化后的容腔混合时间降低了32.5%,出口气流温度分布的均匀性提高了57.9%。最后,搭建了气流温度信号模拟系统的实验平台,通过数值仿真结果与实验数据的对比分析,验证了混合容腔优化设计结果的可靠性。