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为获得吸气式高超声速飞行器气动热环境的数据，开展了气动热试验研究。在激波风洞中，来流马赫数Ma=6．12，来流单位雷诺数Re/L=1.37×10^7（1／m）试验条什下，对吸气式高超声速飞行器1／4缩比模型进行了表面气动热的测量。试验获得了小攻角变化范围内的匕行器头部前缘、头部上下交线、机身上下表面中心线、机身横截面周向、平尾垂尾前缘、发动机唇口等位置的热流率分布。研究结果表明，吸气式高超声速飞行器头部前缘、前体进气道壁面、发动机唇口、平尾垂尾前缘气动加热最为严重，另外乘波体外形的设计与布局影响