高超声速边界层流动不稳定性和转捩是航空航天领域的关键基础问题之一飞行器的气动特性和热防护对层流转捩为湍流导致的气动力和气动热的变化极为敏感，高超声速边界层从层流转捩成为湍流，可以使飞行器表面摩擦阻力和壁面热流大幅度增加，从而对飞行器的气动设计、姿态控制、燃料消耗、结构设计和热防护产生重要影响为了研究高超声速边界层的流动稳定性和转捩机理，在高超声速炮风洞中，采用铂薄膜热电阻温度计壁面脉动热流测量技术，在自由来流马赫数6的高超声速炮风洞中，对半锥角为5°的尖锥模型，进行高超声速尖锥边界层流动稳定性和转捩的实验测量研究对测量得到的壁面脉动热流信号进行多尺度连续子波变换，分别用分尺度子波双谱和互双谱进行分析，利用条件采样和相位平均的方法提取出壁面脉动热流时间序列信号中的不稳定扰动波的相位平均特征波形及其沿尖锥表面流向的演化特征，分析不稳定扰动细节随边界层流向的发展和演化通过分析，清楚地辨识到在高超声速边界层流动中第一模态和第二模态扰动的发展和演化过程，发现各个特征频率扰动之间的耦合作用明显，通过子波系数模极大值方法检测壁面脉动热流信号的局部扰动，并利用条件采样和相位平均的方法，提取出不稳定扰动波的相位平均特征波形及其沿尖锥表面流向的演化特征。