近年来，新一代的战斗机及新型的战略导弹对超音速、高超音速飞行的要求，引起了国内外许多研究人员对这一类流动的重视。而高超声速风洞喷管的设计和计算则对解决这一类问题具有重要的科学意义和实用价值。 本文针对超音速、高超音速喷管内马赫数、温度变化剧烈的特点，研究了比热容变化对设计喷管型面产生的影响。通过数值计算风洞喷管内的流场参数，分别用定比热容和变比热容的方法对喷管型面进行设计，得到了宽广马赫数范围内喷管型面。经过大量的设计、分析与计算，验证了设计方法的准确性。 为了验证所设计的喷管出口马赫数的大小和喷管出口流场的均匀性，采用NND格式和B／L湍流模型求解雷诺平均N-S方程，对设计结果进行了CFD验算，得出了在一定温度范围内，超音速、高超声速流动的条件下，不同马赫数范围内变比热容对喷管型面和喷管出口马赫数的影响。 结果表明在进行高超声速喷管型面的设计时，应考虑比热容随温度的变化对型面的影响。考虑这一因素后，喷管出口马赫数接近设计马赫数，其设计精度有较大提高。 本方法可为超音速／高超声速喷管设计和反设计提供参考。