当飞行器以高超声速在大气中飞行的时候，飞行器会强烈压缩周围空气，导致空气温度急剧升高，高温气体会将热量传递给飞行器，形成气动加热，会烧蚀飞行器的表面材料，严重时导致事故的发生，所以对气动热进行准确的测量是至关重要的。

激波风洞是高超声速空气动力学研究中重要的地面试验设备，JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞能提供的有效试验时间长达 130 ms。激波风洞中的热流测量是一项重要课题，在众多热流测量设备中，同轴热电偶具有抗冲刷能力强，测量精度高，结构简单易于安装，灵敏度高等优点，因此被广泛应用于激波风洞的热流测量。同轴热电偶的热流原理是基于一维半无限体热传导理论。传统型同轴热电偶通过打磨其端面导通正负极并形成热节点，其端面受热时，由于Seebeck效应，同轴热电偶的正负极会产生感应热电势并被记录，再由固定关系可以得到端面和冷端的温度差，再由一维半无限体热传导理论公式处理端面温度数据得到表面热流。但是在实际测量过程中，由于绝缘层的存在和正负极材质的区别，同轴热电偶节点区域存在复杂的多维热传导，其中横向热传导会造成同轴热电偶表面热流测量与一维半无限体热传导理论间的差异。当壁面材质的热物性参数与同轴热电偶不同时会造成偏大或偏小的热流测量误差。同时一维半无限体热传导理论在大曲率模型中的适用性也是有待研究的内容。主要研究工作如下：

首先，研究节点过热现象以及正负极材料的差异对节点区域横向传热的影响，通过数值模拟复现了E型同轴热电偶的节点过热现象。在100ms加热时间内，研究了打磨形成的节点的深度和材质以及绝缘层的厚度对节点的表面温升和热流的影响规律。同轴热电偶的表面温度最高值会决定感应电势的大小，通过抛物线近似确定了节点各个时刻表面温度最高点的径向位置。由于负极材料的导热系数k大于正极材料，随着加热时间的增加，节点表面温度最高点的位置会从节点表面的中点逐渐向正极移动。通过增大同轴热电偶的正极外径可以减小温度最高点的径向位移量，同时可以缓解节点过热现象，从而降低节点表面的温度最高值，减小热流测量误差，并由数值模拟验证。

其次，针对安装在平整壁面模型中的同轴热电偶热流测量，本文通过数值模拟，采用控制变量的方法从导热系数和体积比热容两个方面分析了壁面材料对同轴热电偶温度造成的影响，并分析各种不同真实壁面材料对同轴热电偶热流测量的影响规律。同时研究了绝热内壁面和恒温内壁面对模型表面及同轴热电偶的温度影响规律。

更进一步，本文将尖前缘等具有大曲率特征的飞行器结构分别简化为柱壳加热模型。通过理论推导，在50ms加热时间内，从横向热流分布和热流传递空间两个方面对柱壳结构导热进行了分析，发现影响驻点温度和测量热流的因素有柱壳表面热流加载形式，凸形柱壳曲率半径、凹形柱壳曲率半径以及柱壳的热物性参数，阐述了一维半无限体热传导理论在大曲率柱壳模型表面热流测量中的不适用性。

与柱壳加热模型研究思路相似，研究了在50ms加热时间内，球壳模型表面轴对称热流加载形式、凸形球壳曲率半径、凹形球壳曲率半径和球壳模型材质对驻点热流测量的影响规律。同时分析了球头气动加热局部相似理论在Legendre多项式近似下，球壳驻点温度和热流误差随时间的变化。相比于柱壳模型，大曲率球壳加热模型的多维结构导热造成的热流测量误差更大。