飞行器在高速飞行时,气动加热现象极其严重,不仅容易使飞行器表面结构发生破坏,而且过高的热量还会严重影响飞行器内部结构,导致其无法稳定地工作。虽然现阶段有一些试验方法能对气动热环境进行模拟,但由于试验条件受限并且试验参数不明确,试验所能模拟的气动热环境状态较为有限,尤其是高焓值、低热流的情况较难复现。因此,本文针对气动热环境,结合气动热的工程计算方法,对气动热环境的试验模拟展开研究,找到了一种合理的试验参数相似方法,并进行了验证。本文首先利用气动热工程计算方法,讨论了工程模型在不同气动加热环境下的应用,以及飞行器典型部位的气动热计算公式,分析了影响气动热环境的主要参数,并明确了不同参数的作用和意义。根据热防护材料气动热环境模拟试验中“保持热壁热流的一致性”的原则,结合现有试验条件,提出了地面试验模拟真实气动热环境时冷壁热流和恢复温度的相似关系。本文参考发动机燃气烧蚀试验方法,设计了一种新型燃烧器,通过调节气流参数可以实现不同气动热环境状态的材料烧蚀模拟。该设备参数调节方便,不仅可以模拟飞行器结构表面的气动热环境,还能够模拟发动机内壁面的热环境。该试验系统状态稳定,试验可重复性较好,为考核热防护材料的烧蚀性能和气动热环境的研究提供了保障。最后,针对某热防护材料进行了烧蚀试验验证,试验结果与电弧风洞试验结果符合较好,验证了本文提出的参数相似方法。本文的研究表明,所提出的参数相似方法不仅理论上可行,具有较高的可信度,而且便于试验操作、易于实施;极大地拓宽了试验模拟范围。本文的研究为气动热环境的试验模拟研究提供了参考依据,也为其他类型的烧蚀试验提供新的思路和方法。