高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法

本发明属于高超声速飞行器设计技术领域，公开了一种高速风洞的前体和进气道热实验模型设计方法。设计验证方法包括以下步骤：确定总体结构和设计要求；确定加热结构；确定压力测点和温度测点；确定独立温控调节装置；验证隔热槽对温度梯度分布影响；验证隔热措施的隔热效果；考察温度产生的模型结构变形；获得热流密度与表面温度关系曲线；研究模型结构变形对流场的影响。设计验证方法证明了高速风洞的前体和进气道热实验模型具备精确的温度控制与隔热保护能力，并验证了壁温变化对流场结构的显著影响；能够有效复现气动热耦合效应，建立了高超声速进气道热‑流耦合实验平台，具有工程实用价值。