针对通气飞行器内外流一体化气动布局的特点，在通气模型高超声速风洞铰链力矩试验中，通过对模型进行适当改型，在保证内流道不发生壅塞、模型外部流场结构不发生改变的前提下，实现了高超声速通气模拟和模型尾支撑；通过合理设计试验装置布局、采取防隔热措施等，解决了通气模型高超声速风洞试验中内流道气动加热和舵面缝隙窜流等导致天平产生严重温度效应，舵面气动力难以精确测量的难题。在某高超声速风洞上开展的铰链力矩试验结果表明，所采用的试验技术能够实现通气模型高超声速舵面气动力特性的精确测量。
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