近年来,风洞试验数据的准确性成为了制约新型高超声速飞行器进一步发展的重要因素。常规风洞中的来流湍流度往往比飞行器在真实高空环境中的来流湍流度大一到两个数量级,在常规风洞中开展的试验,尤其是边界层转捩等流动机理试验会因此受到巨大的影响,难以得到准确的试验结果。因而研究能够提供低湍流度均匀来流的高超声速低噪声风洞成为了未来空气动力试验技术研究领域的重要方向。本文首先对低噪声风洞中所采用的降噪技术进行了深入研究。低噪声风洞稳定段通过合理配置整流减湍组件,为下游喷管提供均匀气流。喷管型面采用基于Bézier曲线的新型短化喷管技术进行设计,对于Φ300mm低噪声风洞,在喷管喉道附近添加抽吸装置对上游发展而来的边界层进行抽吸,使喷管内边界层流动保持为层流状态,从而降低边界层对风洞中气流的噪声干扰。其次,在本文中开展了低噪声风洞的调试与流场校测试验。通过试验获得了风洞高压气源系统、真空系统、加热系统、阀门管路系统等风洞分系统的性能参数,为进一步的试验工作奠定基础。主要针对高超声速方形低噪声风洞在马赫数6的运行条件下开展流场校测工作,对不同的风洞运行工况下的流场分别进行校测,结果表明随着实验总压的变大,其马赫数整体出现稍微的增加。根据流场的马赫数分布情况可以看出所有工况下流场品质都达到合格标准,部分达到先进标准。并且随着总压的提高,流场品质逐渐提高。在方形低噪声风洞中利用高频传感器进行了湍流度测量,通过试验得到的压力脉动数据可以看出,方形风洞整体噪声水平在千分之五左右,来流压力脉动较低。同时通过调整稳定段整流装置,风洞来流噪声进一步降低到千分之三。总体而言,低噪声风洞的来流湍流度低,压力脉动小,达到了低噪声风洞的设计要求。本文最后基于NPLS流动显示技术开展了超声速二维台阶绕流流场结构的相关研究。研究发现,当台阶形状因子较小时,台阶几乎淹没在流场边界层之中,流动没有产生分离,边界层一直保持为层流。随着台阶形状因子的增大,台阶高度的增加,在台阶前方流场中会出现边界层厚度的突然加速增长的区域,并由此导致了诱导激波的产生。当台阶形状因子达到0.5,台阶高度达到5mm时,台阶前方产生了分离区,边界层中出现大尺度涡结构和分离激波。台阶后方的回流区长度也随着台阶形状因子的增大而增大,再附点位置也随之向下游发展。通过对比相同形状因子在层流和湍流来流条件下的流动瞬时图像发现,当来流为充分发展的湍流时其台阶后方回流区明显增大。流场中波系也变得更为明显。