CN117842379A - 一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，用于高超声速飞行器设计验证，包括试验件平台、真空电磁弹射段、真空电磁加速段、高超声速飞行试验段和电磁气动减速段，试验件平台上安装有需要进行实验的高超声速飞行器，其中，真空电磁加速段的首端、高超声速飞行试验段的首端、电磁气动减速段的首端分别设置有膜片，本发明用于高超声速飞行器设计验证，能够连续稳定且精确地模拟实际飞行走廊的高空环境条件，试验模拟总温、总压、马赫数调节范围大，试验气体种类多且组分、温度、压强稳定，能够保持用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统各个功能段环境相互独立，不影响试验。

Description

一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统

技术领域

本发明属于航空航天领域，具体涉及一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统。

背景技术

高超声速飞行器是飞行速度超过5倍声速的飞机、导弹之类的飞行器，具有快速突防和精准打击的特点，拥有巨大的军事价值和潜在的经济效益。目前宽域高超声速飞行器、高超声速飞发一体化装置、高超声速冲压发动机，及高超飞行器中的进气道和燃烧室等核心部件，已迅速成为高超声速科技领域的研究热点。

高超声速飞行试验是开展实际高空环境中高超声速飞行器及其关键部件的设计可行性和性能验证的关键技术手段，要求试验设备满足：能模拟均匀性好、纯净的高空环境；准确模拟实际高空环境下试验件总压最高大于17MPa，总温最高大于2700K的飞行工况；获得真实飞行条件下飞行器的压强和温度以及其外部流场结构等。

目前国内外开展高超声速飞行器及其关键部件的验证试验通常有两种方式，一是采用外部动力助推方式将任务段试验件推到预定的高度和速度；二是采用自由射流地面试验系统模拟高空环境的高超声速空气来流，助推式高超声速飞行试验飞行试验成本高，研究测量手段有限，因此有效的试验数据受限；自由射流验证试验的核心设备主要是脉冲式激波风洞。脉冲式激波风洞有爆轰驱动、自由活塞驱动以及加热轻气体驱动等常规驱动方式，固有缺陷是被驱动段中高总温、高总压的滞止试验气体发生离解反应，导致试验气流氧含量下降，存在氮氧化物和氧原子等污染物，无法模拟实际高空环境的纯净空气。同时爆轰波头的冯·纽曼高压点限制了爆轰波反射形成的试验气体的总压，降低了高超声速来流总压，总的来说，飞行马赫数大于8的自由射流风洞试验无法同时满足试验气流总焓高和总压高，也无法兼顾试验时间和组分污染问题，因此，为了避免现有技术中存在的缺点，有必要对现有技术作出改进。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，用于高超声速飞行器设计验证，能够连续稳定且精确地模拟实际飞行走廊的高空环境条件，试验模拟总温、总压、马赫数调节范围大，试验气体种类多且组分、温度、压强稳定，能够保持用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统各个功能段环境相互独立，不影响试验。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案如下：

一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，用于高超声速飞行器设计验证，包括试验件平台、真空电磁弹射段、真空电磁加速段、高超声速飞行试验段和电磁气动减速段，所述试验件平台上安装有需要进行实验的高超声速飞行器，所述真空电磁弹射段内设置有电磁弹射轨道，所述试验件平台安装在所述电磁弹射轨道上，所述真空电磁弹射段上安装有第一真空泵，所述真空电磁加速段的首端与所述真空电磁弹射段的末端连接，所述真空电磁加速段上设置有超导磁悬浮加速轨道，所述真空电磁加速段上安装有第二真空泵，所述高超声速飞行试验段的首端与所述真空电磁加速段的末端连接，所述高超声速飞行试验段上设置有超导磁悬浮轨道，所述高超声速飞行试验段内连接有第一高压储气罐、换热装置、气动减压器，所述电磁气动减速段的首端与所述高超声速飞行试验段的末端连接，其中，所述真空电磁加速段的首端、所述高超声速飞行试验段的首端、所述电磁气动减速段的首端分别设置有膜片。

在一些实施方式中，所述电磁气动减速段上设置有常导磁悬浮轨道，所述电磁气动减速段连接有第二高压储气罐。

在一些实施方式中，所述真空电磁弹射段设置有第一供电设备，所述真空电磁加速段设置有第二供电设备，所述电磁气动减速段设置有第三供电设备。

在一些实施方式中，所述真空电磁弹射段设置有第一测量装置，所述真空电磁加速段设置有第二测量装置，所述电磁气动减速段设置有第三测量装置。

在一些实施方式中，所述电磁气动减速段连接有真空排气系统。

在一些实施方式中，所述真空电磁弹射段的首端连接有总控室，所述总控室分别与所述真空电磁弹射段、所述真空电磁加速段、所述高超声速飞行试验段和所述电磁气动减速段电连接。

在一些实施方式中，所述高超声速飞行试验段的管壁内开设有冷却管道。

在一些实施方式中，所述冷却管道在所述高超声速飞行试验段的管壁内迂回设置。

在一些实施方式中，所述试验件平台包括悬浮通道和导向通道。

在一些实施方式中，所述试验件平台上设置有用于固定进行实验的高超声速飞行器的电磁装置。

实施本发明提供的一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，与现有技术相比，其有益效果在于：

本发明能够连续稳定且精确地模拟实际飞行走廊的高空环境条件，试验模拟总温、总压、马赫数调节范围大，试验气体种类多且组分、温度、压强稳定，真空电磁弹射段、真空电磁加速段、高超声速飞行试验段和电磁气动减速段两两之间安装膜片分隔试验系统，能够保持用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统各个功能段环境相互独立，不影响试验，采用第一真空泵维持真空电磁弹射段的真空环境，采用第二真空泵维持真空电磁加速段的真空环境，维持真空环境防止气体影响试验件平台和高超声速飞行器加速的稳定性，维持真空环境可以使高超声速飞行器实现在真空环境中无阻力加速，避免在非真空环境中速度过高产生高温烧毁飞行器；第一高压储气罐用于储存试验气体，第二高压储气罐用于储存惰性高密度高压气体，进行试验的储存在第一高压储气罐中的试验气体，通过气动减压器和换热装置达到实际高空条件或超声速燃烧室实际入口的压强和温度后，充入高超声速飞行试验段，获得满足高超声速飞行试验研究的空气或预混气。储存在第二高压储气罐中的惰性高密度高压气体充入电磁气动减速段，对试验件平台进行减速。在真空电磁弹射段中需要进行实验的高超声速飞行器固定在试验件平台上，让试验件平台带着需要进行实验的高超声速飞行器进行加速运动，利用常导磁悬浮技术降低试验件平台摩擦阻力，通过电磁弹射获得较大初始速度后沿电磁弹射轨道进入真空电磁加速段，此时真空电磁加速段首端的膜片破碎。真空电磁加速段中试验件平台加速方式转变为超导磁悬浮推进加速，获得实际高空条件下飞行马赫大于8对应速度后，真空电磁加速段和高超声速飞行试验段之间膜片破碎，试验件平台进入高超声速飞行试验段，试验件平台在电磁装置作用下实现有力导向或无力导向的运动，利用接触式和非接触式测量方式获得试验数据。高超声速飞行试验研究完成后电磁气动减速段和高超声速飞行试验段之间膜片破碎，需要进行实验的高超声速飞行器，重新被电磁装置固定在试验件平台上，试验件平台进入电磁气动减速段在电磁制动和气体阻力作用下完成减速。试验完成后采用真空排气系统将封闭矩形管道试验系统内的气体抽出，以便开展下一次地面高超声速飞行试验。本发明通过真空电磁弹射段、真空电磁加速段、高超声速飞行试验段、电磁气动减速段、控制通讯设施以及供电储能设施配合运行实现连续稳定精确模拟高超声速飞行试验所要求的试验气体类型及状态，可进行总压最高大于17MPa，总温最高大于2700K的高超声速地面飞行试验。本发明是一种可满足亚声速到飞行马赫数大于8的全速域、大空域高超声速飞行器及其关键部件的飞行试验研究要求的地面试验系统。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例的附图作简单地介绍。

图1是本发明用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统的示意图；

图2是本发明的真空电磁弹射段结构示意图；

图3是本发明的真空电磁加速段结构示意图；

图4是本发明的高超声速飞行试验段结构示意图；

图5是本发明的高超声速飞行试验段的冷却管道示意图；

图6是本发明的电磁气动减速段结构示意图；

图7是本发明的试验件平台结构示意图。

图中标记：

1、总控室；2、真空电磁弹射段；3、真空电磁加速段；4、高超声速飞行试验段；5、电磁气动减速段；6、第一供电设备；7、电磁弹射轨道；8、第一真空泵；9、第一测量装置；10、第二供电设备；11、第二测量装置；12、第二真空泵；13、超导磁悬浮加速轨道；14、膜片；15、换热装置；16、气动减压器；17、第一高压储气罐；18、超导磁悬浮轨道；19、试验件平台；20、第三供电设备；21、常导磁悬浮轨道；22、第三测量装置；23、真空排气系统；24、第二高压储气罐；25、电磁装置；26、导向通道；27、悬浮通道；28、冷却管道。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，涉及到方位描述，例如上、下、前、后、左、右等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，若干的含义是一个或者多个，多个的含义是两个以上，大于、小于、超过等理解为不包括本数，以上、以下、以内等理解为包括本数。如果有描述到第一、第二只是用于区分技术特征为目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量或者隐含指明所指示的技术特征的先后关系。

本发明的描述中，除非另有明确的限定，设置、安装、连接等词语应做广义理解，所属技术领域技术人员可以结合技术方案的具体内容合理确定上述词语在本发明中的具体含义。

请一并参阅图1至图7，现对本发明实施例提供的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统进行说明。

如图1至图7所示，本发明实施例的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，用于高超声速飞行器设计验证，包括试验件平台19、真空电磁弹射段2、真空电磁加速段3、高超声速飞行试验段4和电磁气动减速段5，试验件平台19上安装有需要进行实验的高超声速飞行器，真空电磁弹射段2内设置有电磁弹射轨道7，试验件平台19安装在电磁弹射轨道7上，真空电磁弹射段2上安装有第一真空泵8，真空电磁加速段3的首端与真空电磁弹射段2的末端连接，真空电磁加速段3上设置有超导磁悬浮加速轨道13，真空电磁加速段3上安装有第二真空泵12，高超声速飞行试验段4的首端与真空电磁加速段3的末端连接，高超声速飞行试验段4上设置有超导磁悬浮轨道18，高超声速飞行试验段4内连接有第一高压储气罐17、换热装置15、气动减压器16，电磁气动减速段5的首端与高超声速飞行试验段4的末端连接，其中，真空电磁加速段3的首端、高超声速飞行试验段4的首端、电磁气动减速段5的首端分别设置有膜片14。

其中，试验件平台19上还可以安装需要进行实验的发动机等试验件。

真空电磁弹射段2和真空电磁加速段3采用直段的管状结构，使试验件平台19沿真空电磁弹射段2和真空电磁加速段3进行移动，在真空电磁弹射段2获得一定的初速度后，经过真空电磁加速段3对试验件平台19进行进一步加速，使试验件平台19达到指定的速度以进入高超声速飞行试验段4，通过直段的管状结构加速可以降低对管道的材料强度要求，如果采用旋转加速的方式，由于高超声速飞行器需要的速度较大，在加速时与试验件平台19进行连接的材料需要承受较大的向心力作用，对材料强度的要求比较高，采用直段的管状结构可以降低对真空电磁弹射段2和真空电磁加速段3的材料强度要求以降低成本和技术难度。

图1是本发明设计的高超声速飞行地面试验系统结构示意图。该试验系统采用电磁弹射、超导磁悬浮及加速作为试验件平台19的加速方案，在真空电磁弹射段2和真空电磁加速段3分别通过电磁弹射和超导磁悬浮加速至实际高空条件下亚声速到飞行马赫数大于8的对应速度；符合飞行试验速度要求的试验件进入高超声速飞行试验段4，并在此处完成飞行试验，获得高超声速飞行器及其关键部件的飞行试验数据；飞行试验完成后通过电磁气动减速段5进行减速并利用真空排气系统23抽出试验系统封闭管道内部气体。通过总控室1实现用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统控制以及试验数据接收处理。

图2是本发明设计的真空电磁弹射段2，由第一供电设备6、电磁弹射轨道7、第一真空泵8及第一测量装置9组成。试验件平台19安装在电磁弹射轨道7上，降低试验件平台19运动过程的摩擦阻力。通过第一供电设备6供应能量，将试验件平台19加速并获得较大的初始速度，随后使试验件平台19进入真空电磁加速段3。

图3是本发明设计的真空电磁加速段3，由第二供电设备10、第二测量装置11、第二真空泵12及超导磁悬浮加速轨道13组成。真空电磁加速段3在膜片14和真空电磁加速段3矩形管道共同作用下，形成封闭环境。封闭环境在第二真空泵12的作用下产生和维持真空。试验件平台19安装在超导磁悬浮轨道18上，降低试验件平台19运动过程的摩擦阻力。在超导磁悬浮轨道18提供的推进力作用下，试验件平台19进一步加速后获得实际高空条件下大于飞行马赫数8的对应速度。最终膜片14破碎，试验件平台19进入高超声速飞行试验段4。

图4是本发明设计的高超声速飞行试验段4，由超导磁悬浮轨道18、第一高压储气罐17、换热装置15、气动减压器16、接触式和非接触式测量系统与膜片14组成。膜片14安装在高超声速飞行试验段4首、尾两端，一方面防止试验气体进入真空电磁加速段3破坏真空环境，另一方面避免电磁气动减速段5中惰性高密度高压气体干扰飞行试验。根据高超声速飞行试验研究要求，选用试验气体种类，试验气体储存于分布在高超声速飞行试验段4两侧的第一高压储气罐17内部。高超声速飞行试验段4可利用换热装置15冷却试验气体以精确模拟实际高空条件下气流的温度，加热试验气体以模拟高超声速飞行器燃烧室入口气流的温度，以实现模拟高超声速飞行试验的温度条件。采用气动减压器16对试验气体压强进行调节，以实现模拟高超声速飞行试验的压强条件。试验件在试验件平台19作用下实现有力导向或无力导向运动，利用接触式和非接触式测量系统实现高超飞行试验过程中高超声速飞行器外部流场压强和温度等参数的测量。常导磁悬浮系统及辅助系统通过储能供电设施进行能量供应。如图5所示，高超声速飞行试验段4的封闭管道内壁配备冷却管道28，避免高超声速飞行器的发动机高温高压羽流损坏试验系统，最终尾端膜片14破碎，试验件平台19进入电磁气动减速段5。

图6是本发明设计的电磁气动减速段5，由第二高压储气罐24、第三测量装置22、常导磁悬浮轨道21、第三供电设备20及真空排气系统23组成。在封闭矩形管道区间内部充入来自于第二高压储气罐24的惰性高密度高压气体。第三供电设备20供应能量将常导磁悬浮轨道21上试验件平台19制动，同时利用高压气体产生反作用力降低试验件平台19的速度。最后开启真空排气系统23将试验系统封闭矩形管道内部气体抽出，以便开展下一次高超声速飞行试验。

图7是本发明设计的试验件平台19，由电磁装置25、悬浮通道27、导向通道26组成。悬浮通道27主要用于通入电流产生向上作用力来实现试验件平台19的悬浮，导向通道26通入电流产生向前的导向力以实现试验件平台19的加速。电磁装置25用于真空电磁弹射段2、真空电磁加速段3和电磁气动减速段5固定需要进行实验的高超声速飞行器，以及高超声速飞行试验段4内实现飞行器有力导向或无力导向运动。

如图6所示，电磁气动减速段5上设置有常导磁悬浮轨道21，电磁气动减速段5连接有第二高压储气罐24，第二高压储气罐24用于储存惰性高密度高压气体，第二高压储气罐24向电磁气动减速段5充入惰性高密度高压气体，产生反作用力降低试验件平台19的速度。

如图2、图3、图6所示，真空电磁弹射段2设置有第一供电设备6，真空电磁加速段3设置有第二供电设备10，电磁气动减速段5设置有第三供电设备20，第一供电设备6用于对真空电磁弹射段2的电磁弹射轨道7供电，产生电磁力，对试验件平台19进行弹射加速，第二供电设备10用于对真空电磁加速段3的超导磁悬浮加速轨道13供电，产生电磁力，使试验件平台19受到同向的电磁力进行加速，第三供电设备20用于对电磁气动减速段5的常导磁悬浮轨道21供电，产生电磁力，使试验件平台19受到反向的电磁力进行减速。

真空电磁弹射段2设置有第一测量装置9，真空电磁加速段3设置有第二测量装置11，电磁气动减速段5设置有第三测量装置22，第一测量装置9、第二测量装置11和第三测量装置22分别测量真空电磁弹射段2、真空电磁加速段3和电磁气动减速段5中试验件平台19的速度等数据。

电磁气动减速段5连接有真空排气系统23，真空排气系统23用于在试验结束后把电磁气动减速段5内的气体抽出，以便开展下一次高超声速飞行试验。

如图1所示，真空电磁弹射段2的首端连接有总控室1，总控室1分别与真空电磁弹射段2、真空电磁加速段3、高超声速飞行试验段4和电磁气动减速段5电连接，通过总控室11实现用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统控制以及试验数据接收处理。

如图4、图5所示，高超声速飞行试验段4的管壁内开设有冷却管道28，从冷却管道28通入液体水对高超声速飞行试验段4的管壁进行降温，高超声速飞行试验段4在试验中会产生高温气体，高温气体会对管壁进行加热升温，通过冷却管道28对高超声速飞行试验段4的管壁进行冷却降温，可以确保试验成功进行。

冷却管道28在高超声速飞行试验段4的管壁内迂回设置，通过迂回设置的方式延长冷却管道28的总长度，也使冷却管道28遍布在高超声速飞行试验段4的管壁内，对整个管壁进行均匀的冷却降温，降温效果好。

如图7所示，试验件平台19包括悬浮通道27和导向通道26，悬浮通道27通入电流后产生电磁力，使试验件平台19与电磁弹射轨道7、超导磁悬浮加速轨道13、超导磁悬浮轨道18和常导磁悬浮轨道21上产生相互的作用力，使试验件平台19处于悬浮状态，导向通道26通入电流使试验件平台19与电磁弹射轨道7、超导磁悬浮加速轨道13、超导磁悬浮轨道18和常导磁悬浮轨道21上产生相互的作用力以实现试验件平台19的加速。

试验件平台19上设置有用于固定进行实验的高超声速飞行器的电磁装置25，电磁装置25产生电磁力使需要进行实验的高超声速飞行器被吸附在电磁装置25上进行固定，试验件平台19在真空电磁加速段3经过加速后获得实际高空条件下飞行马赫大于8对应速度后，真空电磁加速段3和高超声速飞行试验段4之间膜片14破碎，试验件平台19进入高超声速飞行试验段4，试验件平台19在电磁装置25作用下实现有力导向或无力导向的运动，利用接触式和非接触式测量方式获得试验数据，即在高超声速飞行试验段4时，电磁装置25既可以一直吸附固定住需要进行实验的高超声速飞行器，也可以不吸附需要进行实验的高超声速飞行器，让飞行器以经过加速的速度飞行，并对试验数据进行采集，高超声速飞行试验研究完成后电磁气动减速段5和高超声速飞行试验段4之间膜片14破碎，需要进行实验的高超声速飞行器，重新被电磁装置25固定在试验件平台19上。

实施本发明提供的一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，与现有技术相比，其有益效果在于：

本发明能够连续稳定且精确地模拟实际飞行走廊的高空环境条件，试验模拟总温、总压、马赫数调节范围大，试验气体种类多且组分、温度、压强稳定，真空电磁弹射段2、真空电磁加速段3、高超声速飞行试验段4和电磁气动减速段5两两之间安装膜片14分隔试验系统，能够保持用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统各个功能段环境相互独立，不影响试验，采用第一真空泵8维持真空电磁弹射段2的真空环境，采用第二真空泵12维持真空电磁加速段3的真空环境，维持真空环境防止气体影响试验件平台19和高超声速飞行器加速的稳定性，维持真空环境可以使高超声速飞行器实现在真空环境中无阻力加速，避免在非真空环境中速度过高产生高温烧毁飞行器；第一高压储气罐17用于储存试验气体，第二高压储气罐24用于储存惰性高密度高压气体，进行试验的储存在第一高压储气罐17中的试验气体，通过气动减压器16和换热装置15达到实际高空条件或超声速燃烧室实际入口的压强和温度后，充入高超声速飞行试验段4，获得满足高超声速飞行试验研究的空气或预混气。储存在第二高压储气罐24中的惰性高密度高压气体充入电磁气动减速段5，对试验件平台19进行减速。在真空电磁弹射段2中需要进行实验的高超声速飞行器固定在试验件平台19上，让试验件平台19带着需要进行实验的高超声速飞行器进行加速运动，利用常导磁悬浮技术降低试验件平台19摩擦阻力，通过电磁弹射获得较大初始速度后沿电磁弹射轨道7进入真空电磁加速段3，此时真空电磁加速段3首端的膜片14破碎。真空电磁加速段3中试验件平台19加速方式转变为超导磁悬浮推进加速，获得实际高空条件下飞行马赫大于8对应速度后，真空电磁加速段3和高超声速飞行试验段4之间膜片14破碎，试验件平台19进入高超声速飞行试验段4，试验件平台19在电磁装置25作用下实现有力导向或无力导向的运动，利用接触式和非接触式测量方式获得试验数据。高超声速飞行试验研究完成后电磁气动减速段5和高超声速飞行试验段4之间膜片14破碎，需要进行实验的高超声速飞行器，重新被电磁装置25固定在试验件平台19上，试验件平台19进入电磁气动减速段5在电磁制动和气体阻力作用下完成减速。本发明通过真空电磁弹射段2、真空电磁加速段3、高超声速飞行试验段4、电磁气动减速段5、控制通讯设施以及供电设备配合运行实现连续稳定精确模拟高超声速飞行试验所要求的试验气体类型及状态，可进行总压最高大于17MPa，总温最高大于2700K的高超声速地面飞行试验。本发明是一种可满足亚声速到飞行马赫数大于8的全速域、大空域高超声速飞行器及其关键部件的飞行试验研究要求的地面试验系统。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和替换，这些改进和替换也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，用于高超声速飞行器设计验证，其特征在于，包括：

试验件平台，所述试验件平台上安装有需要进行实验的高超声速飞行器；

真空电磁弹射段，所述真空电磁弹射段内设置有电磁弹射轨道，所述试验件平台安装在所述电磁弹射轨道上，所述真空电磁弹射段上安装有第一真空泵；

真空电磁加速段，所述真空电磁加速段的首端与所述真空电磁弹射段的末端连接，所述真空电磁加速段上设置有超导磁悬浮加速轨道，所述真空电磁加速段上安装有第二真空泵；

高超声速飞行试验段，所述高超声速飞行试验段的首端与所述真空电磁加速段的末端连接，所述高超声速飞行试验段上设置有超导磁悬浮轨道，所述高超声速飞行试验段内连接有第一高压储气罐、换热装置、气动减压器；

电磁气动减速段，所述电磁气动减速段的首端与所述高超声速飞行试验段的末端连接；

其中，所述真空电磁加速段的首端、所述高超声速飞行试验段的首端、所述电磁气动减速段的首端分别设置有膜片。

2.根据权利要求1所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述电磁气动减速段上设置有常导磁悬浮轨道，所述电磁气动减速段连接有第二高压储气罐。

3.根据权利要求2所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述真空电磁弹射段设置有第一供电设备，所述真空电磁加速段设置有第二供电设备，所述电磁气动减速段设置有第三供电设备。

4.根据权利要求3所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述真空电磁弹射段设置有第一测量装置，所述真空电磁加速段设置有第二测量装置，所述电磁气动减速段设置有第三测量装置。

5.根据权利要求4所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述电磁气动减速段连接有真空排气系统。

6.根据权利要求5所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述真空电磁弹射段的首端连接有总控室，所述总控室分别与所述真空电磁弹射段、所述真空电磁加速段、所述高超声速飞行试验段和所述电磁气动减速段电连接。

7.根据权利要求1～6任一项所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述高超声速飞行试验段的管壁内开设有冷却管道。

8.根据权利要求7所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述冷却管道在所述高超声速飞行试验段的管壁内迂回设置。

9.根据权利要求1～6任一项所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述试验件平台包括悬浮通道和导向通道。

10.根据权利要求9所述的用于高超声速飞行器设计验证的地面飞行试验系统，其特征在于，所述试验件平台上设置有用于固定进行实验的高超声速飞行器的电磁装置。