本文对Φ200(高)超声速风洞进行了气动和结构设计,该(高)超声速风洞马赫数模拟范围为M=2.5～7.0。针对Φ200(高)超声速风洞的特点,采用了特殊的“压吸式”气动结构和蓄热式电加热方式,即采用高压空气作为(高)超声速喷管的气源,采用真空罐抽吸方法替代传统的引射方法,采用蓄热式电加热器防止高超声速气体冷凝。通过参数设置,该风洞实现了对20～30Km高空飞行环境的真实来流总压的模拟能力,并具备了进行超声速流动中的湍流结构、激波与边界层的相互作用、边界层的转捩等方面的实验研究能力。在风洞的参数设计中,通过采用吸气式和吹吸式相结合的暂冲式运行方式,成功实现了风洞在宽马赫数范围下的运行;在对M=4.0时风洞稳定段的参数进行设计时,大胆采用了非等熵设计方法,以牺牲总压换取流量的方式实现了该马赫数状态的正常运行;在换喉道喷管型线设计过程中,采用了一种全新的逆向特征线法,很好的解决了传统方法在换喉道运行时的无法完全消波的问题,使实验段流场品质得到了很大改善;采用蓄热式电加热器提高来流总温,有效解决了高马赫数运行时实验气体的冷凝问题;通过对高压气源系统、真空系统和加热器等辅助设备进行优化参数设计,在一定程度上降低了风洞的建设和运行成本。本文在风洞主体结构设计中,解决了设备的安全性、使用性与工艺性之间的矛盾。通过采取不同的密封措施,解决了风洞洞身的气密性要求和工艺性要求之间的矛盾;科学合理的设计使风洞的操作使用既安全又便捷。针对调试过程中出现的减压阀下游压力降低和风洞启动堵塞问题进行了深入分析,采取相应措施成功解决了以上问题。通过流场校测实验实验,对风洞流场进行了较为全面的技术评估,并得到了满意的结果。