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应用CFD方法,通过特征线法设计超声速喷管,在喷管出口形成超声速进气道高空飞行时的工作环境。分析不同马赫数下喷管出口马赫数分布情况,发现出口核心区存在于距离喷管出口壁面垂直方向3倍边界层位移厚度的位置。简要分析了二元超声速喷管出口马赫数分布情况。将自由射流模型模拟结果与模拟飞行模型模拟结果进行比较。进气道进口斜激波分布基本一致,分布合理,与理论吻合较好,喷管的射流满足高空模拟试验要求。