由于高超声速飞行器机体与发动机高度一体化的构型,使超燃冲压发动机尾喷管具有非对称,面罩可调等特点。为了解超燃冲压发动机的工作特性,并设计其合理的构型,本文采用试验和仿真两种方法对超燃冲压发动机尾喷管进行了研究。数值仿真方面:首先,本文通过与NASA的试验数据对比,验证了该仿真方法运用于超燃冲压发动机流场计算的可行性。通过均匀设计法设计仿真算例,并通过多目标优化设计方法设计出了性能较好的喷管结构。同时研究了不同的压强比,外流场条件以及喷管可调面罩结构等对喷管性能的影响。通过对流场结构和喷管性能的分析,得出了一些超燃冲压发动机喷管设计方法和喷管性能变化的规律。试验方面:本文试验在自由射流风洞中进行,利用空气加热器模拟高空飞行条件。尾喷管直接安装在模型发动机的燃烧室出口。采用测量膨胀面壁面压强的方法得到试验数据。