研究以火星表面大气条件和火星飞行器飞行速度为基础,设计一个低密度高亚声速引射风洞,并运用ANSYS FLUENT 15.0对多喷嘴引射风洞的性能进行了数值计算分析.首先对计算进行了网格无关性验证,在保证计算精度和减少时间与计算资源的基础上,通过研究发现:多喷嘴引射器作为风洞动力系统可满足试验段马赫数达到0.77的高亚声速马赫数要求,并且对试验段上下壁面采用各1°的扩张角可有效降低试验段边界层对压力的影响,从而使试验段静压基本维持不变;提高引射膨胀比是提高试验段雷诺数的一个有效措施,但是会降低引射系数,同时会增加试验段的静压梯度,影响试验段的气流品质.因此低密度引射风洞设计过程中必须综合考虑试验段扩张角,引射膨胀比等因素.