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高焓风洞的驻室处于高温高压状态，其中的高焓混合气体随后在喷管中不断加速，气体经过喉道后迅速膨胀，整个流动过程会出现高温气体热化学非平衡现象，还可能出现某些气体组分化学反应和气体振动能量激发的冻结现象，使得试验段来流与真实飞行条件来流有较大的区别。在这种情况下，高焓风洞试验数据的分析、外推和使用，与常规风洞试验相比，要困难和复杂得多，其核心的问题是分析试验来流参数和探索试验数据外推飞行条件的方法，一般需要借助数值计算的方法进行研究。目前对于具体的风洞以及运行状态，将试验数据外推到飞行条件的研究还有待深入。选取了高焓激波风洞JF-10和超声速电弧风洞FD-15中进行试验的标模，通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程，求解了喷管/试验段/试验模型的整体流场，同时计算了相应的飞行条件下的模型绕流流场，使用双尺度模拟准则以及部分相似模拟准则，分析试验数据外推飞行条件的问题。研究结果说明：对于激波风洞，保持总焓和双尺度参数ρ∞L一致时，可以将风洞试验热流数据外推到飞行条件，而气动力系数在攻角较小时外推误差较小，随着攻角增大，试验数据将与飞行条件有较大偏差；对于电弧风洞，保持总焓和驻点压力一致时，如果试验模型表面催化系数较低，则风洞试验热流数据将明显低于飞行条件，使气动热环境模拟程度下降。