边界层转捩是高超声速飞行器设计过程中必须考虑的一个重要因素,对飞行器的热防护与气动性能优化有重要作用。三角翼和圆锥是高超声速飞行器常用的基础外形,因此,对高超声速三角翼及圆锥边界层转捩研究则具有重要价值。本文使用温敏漆(Temperature Sensitive Paints,TSP)技术、基于纳米示踪的平面激光散射技术(Nano-tracer Planar Laser Scattering,NPLS)技术、脉动压力测试技术,多种手段相结合,对不同雷诺数、攻角状态,高超声速三角翼和圆锥边界层转捩进行了实验研究。首先搭建了TSP系统,利用该系统可以直观地反映边界层转捩阵面以及近壁区的流动现象,详细说明了TSP系统的原理、硬件选择以及使用方法。对高超声速静音风洞的运行参数及静音流场的实现进行了简要介绍;随后介绍了NPLS技术与脉动压力测试技术。利用所开发的TSP技术和与实验室现有的NPLS技术对三角翼边界层转捩进行了实验研究。利用TSP技术得到了边界层转捩阵面的位置及形状,得到了攻角和雷诺数对边界层转捩的影响规律。利用NPLS技术,观测到了三角翼近壁区展向和流向精细流场结构,对TSP实验结果进行了解释,并揭示了边界层转捩的过程中三角翼边界层的发展情况以及三角翼背风面的流动结构。利用TSP技术、NPLS技术以及脉动压力测试技术对头部半径为1.5mm的圆锥在高超声速条件下的边界层转捩进行了实验研究。得到了圆锥迎风面边界层转捩阵面的“V型分布”,以及背风面明显的横流与流动再附、脱体涡现象。之后通过三种技术手段相互验证,探测得到了横流的存在。