高超声速飞行器要实现安全飞行并顺利完成承担的任务,热防护系统是设计过程中必须解决的关键问题。电弧风洞主要针对飞行器防热材料和防热结构进行考核,筛选防热材料,优化防热结构,指导飞行器热防护系统设计。然而由于飞行器弹道和外形的日趋多样,面临的热环境也较以往飞行器更加复杂,对地面风洞考核试验的参数模拟有效性以及试验效率等要求不断提高。本文推导建立了可用于求解飞行条件以及试验状态热化学非平衡流动的数值模拟方法,并根据典型算例进行了可靠性验证。基于数值方法开展电弧风洞高焓流场模拟以及天地差异性与参数模拟方法研究,探索地面试验模拟参数的有效性,指导地面风洞试验设计,提高试验中参数的模拟程度,减少试验调试校核车次,降低试验运行成本,缩短飞行器研制周期。对电弧风洞半椭圆喷管和试验段高焓流场进行了模拟和对比验证,发现了参数对试验流场流态的影响规律。研究了喷管尺寸对平板试验模型表面热流分布的影响规律,拟定了可提升设备开展大面积区域热考核试验的模拟能力的电弧风洞半椭圆喷管优化路线。对采用锥形喷管开展的驻点模型热考核试验流场进行了模拟,研究获得了有限电弧加热功率条件下,流场和模型表面热流的天地差异以及可以实现的模拟参数范围,阐述了产生天地差异性的机理和试验中提高模拟参数有效性的改进方向。对前缘模型高焓流场天地差异性进行了研究,发现模型壁面附近流场氧原子含量差异很大,以至于在地面试验中很难模拟与飞行状态接近的激波后氧原子质量分数。对再入体模型高焓流场以及表面参数天地差异性进行了研究,发现在试验状态下其驻点压力与驻室总压呈近似线性关系,而驻点热流与焓值呈近似线性关系。如果要在地面试验中模拟飞行状态来流速度需要增大试验状态焓值,所以模拟很高的飞行速度存在困难,而模拟飞行状态动压则相对容易。本文一共分为七章。首先介绍了研究背景、研究意义、研究现状以及研究内容。然后介绍了数值模拟方法及验证,在此基础上分别开展了电弧风洞半椭圆喷管、驻点模型、前缘模型和再入体模型流场模拟与热考核试验参数模拟方法研究。最后为总结和展望,总结了本文的研究工作、取得的进步点、存在的问题和下一步研究方向。