高超声速再入飞行器和吸气式飞行器的边界层可能发生转捩,而层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、流动分离、掺混等方面有巨大差别,至今,人们对边界层转捩机理中的很多问题认识还不清楚。边界层转捩是制约高超声速发展的重要的基础性问题,由于转捩过程是非定常、非线性,且受到马赫数、雷诺数、头部钝度等多参数影响,成为典型的待解决的流体力学科学问题;另一方面,边界层转捩直接关系到高超声速飞行器的热流分布,对于飞行器设计和热防护均有重要意义,开展转捩和预测相关研究,是工程应用的迫切需要。粗糙元和突起物是实现边界层控制的简单有效手段。舵面是非常重要的气动部件,用于控制飞行器的飞行姿态等。舵面与当地边界层相互作用引起的干扰流场导致热流和压力峰值的变化,舵面引起的激波与激波相互作用以及激波与边界层相互作用影响也更大,对于飞行器的性能影响非常显著。由于噪声对边界层转捩的影响非常明显,常规风洞在研究转捩问题时存在困难,本文的实验在低噪声超声速吸气式风洞和低噪声高超声速直连风洞展开。本文以基于纳米示踪的平面激光散射技术(Nano-tracer Planar Laser Scattering,NPLS)为主要试验手段,在低噪声超声速吸气式风洞和低噪声高超声速直连风洞中开展了高超声速平板边界层转捩、高超声速圆锥边界层转捩、超声速突起物绕流、高超声速舵面绕流等方面的研究。针对NPLS技术在高超声速连续风洞中的应用,系统地开展了纳米粒子发生器的设计研究、纳米粒子的撒播方式研究、粒子发生器与风洞协同运行等研究内容。经过不断调试和试验,解决了大流量高压力粒子发生器设计、粒子撒播、系统协同运行等问题,并基于高超声速NPLS测试技术,开展了后续的研究工作。具体地,在低噪声高超声速马赫6.0直连风洞中,采用NPLS测试技术,开展了平板边界层转捩试验,获取和研究了光滑平板和不同粗糙元平板的转捩特性。粗糙元平板包括方形粗糙元平板、菱形粗糙元平板、球缺粗糙元平板和正弦粗糙元平板。但是,根据NPLS图像结果,在非常高雷诺数条件下,这几种平板的末端均未发生转捩。没有转捩的原因是多方面的,可能包括风洞的噪声水平较低和平板的长度不够以及平板前缘钝度的影响。研究了雷诺数、圆锥头部钝度、粗糙度和攻角等四个方面对高超声速圆锥边界层转捩的影响,获得了各种状态下的流场精细结构图像。随着雷诺数的增加,圆锥表面的转捩点前移明显;而在同样的条件下,钝锥转捩的临界雷诺数要显著的高于尖锥,表明一定的头部钝度对边界层转捩有推迟作用;当圆锥壁面粗糙度为50μm时,转捩的临界雷诺数相比于光滑尖锥有较为明显的降低;当圆锥有攻角时,迎风面的边界层较难转捩,而背风面的边界层相比于0度攻角状态,转捩临界雷诺数降低,即圆锥边界层转捩存在明显的攻角效应。采用NPLS技术和WCNS-E-5高精度数值格式研究了超声速的边界层转捩和突起物绕流流场,研究突起物尾迹特性和对边界层转捩的影响。具体的研究内容包括,马赫3.0直径4mm圆台绕流,圆台的高度H分别为1mm、2mm和4mm,来流边界层为层流状态,厚度δ为1.2mm,从而可以对比分析H/δ比值对边界层转捩的影响。实验获得了突起物绕流精细的流场结构,当圆台高度与边界层厚度相当时,其对边界层扰动较小。采用间歇性方法和分形研究分析了圆台后方的尾迹流场,获得了不同高度圆台尾迹特性的对比。在马赫3.8低噪声超声速风洞中,开展了湍流边界层与“大圆台”相互作用流场测试研究,共计研究了5个不同高度的圆台模型,圆台直径均为20mm,高度分别为15mm、18mm、20mm、25mm和30mm。圆台前方分离激波、激波足与弓形脱体激波构成了流场的主要结构,三道激波相交于“三波点”。研究中获得了圆台前方分离区附近的精细结构特征,发现15mm和18mm高度圆台呈现了与其他三个圆台不同的激波结构特征,采用概率统计的方法分析了圆台三波点高度分布特性。在低噪声高超声速风洞中,采用NPLS技术开展了舵面前缘流场、舵面根部区域流场、舵面展向流场以及舵轴缝隙流场的研究,分析对比了壁面湍流边界层对舵面前缘流场的影响。实验中,采用风洞试验段底板的湍流边界层模拟飞行器表面的边界层。初步研究了雷诺数、舵偏角和舵轴高度对舵轴缝隙流场的影响。由于舵轴和舵轴缝隙均位于风洞试验段湍流边界层内部,在缝隙展向流动中观察到了复杂的湍流斑结构。