【摘要】：为了进一步拓展风洞性能、提高运行参数,满足新一代导弹和航天飞行器高超声速气动力/热试验的需要,对我部原φ1米高超声速推进风洞进行了技术改造。通过提高风洞稳定段总压,研制新的蓄热式加热器和增配马赫数8/7喷管,使改造后的φ1米高超声速风洞运行马赫数由原来的4～6拓展到4～8,稳定段总压由原来的1MPa提高到8MPa,运行时间达到30秒。新风洞的性能覆盖了美国AEDC-B风洞,并在运行马赫数范围内能够完全模拟美国航天飞机的飞行雷诺数。