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摘要：以鈍化錐導乘波體為研究對象,開展了高焓激波風洞測熱試驗以及高溫化學非平衡氣動加熱數(shù)值驗證,對乘波布局滑翔飛行器前緣線和下壁面熱流分布特征進行了研究。結果表明:乘波布局飛行器表面熱流主要集中于頭部駐點及其附近的前緣小范圍區(qū)域內;在0°~6°的迎角范圍內,迎角的改變基本不會對前緣線熱流產(chǎn)生太大影響,但會導致下壁面熱流明顯增加;而側滑角即使在0°~4°的范圍內變化,也將導致前緣線迎風一側熱流明顯增加。