摘要：以鈍化錐導(dǎo)乘波體為研究對象,開展了高焓激波風(fēng)洞測熱試驗(yàn)以及高溫化學(xué)非平衡氣動(dòng)加熱數(shù)值驗(yàn)證,對乘波布局滑翔飛行器前緣線和下壁面熱流分布特征進(jìn)行了研究。結(jié)果表明:乘波布局飛行器表面熱流主要集中于頭部駐點(diǎn)及其附近的前緣小范圍區(qū)域內(nèi);在0°~6°的迎角范圍內(nèi),迎角的改變基本不會(huì)對前緣線熱流產(chǎn)生太大影響,但會(huì)導(dǎo)致下壁面熱流明顯增加;而側(cè)滑角即使在0°~4°的范圍內(nèi)變化,也將導(dǎo)致前緣線迎風(fēng)一側(cè)熱流明顯增加。