高超声速飞行器存在的压缩拐角式的结构会产生激波/边界层干扰和激波/激波干扰等复杂的流动现象，干扰使得表面峰值热流可达无干扰情况的数十倍，如此强烈的气动加热效应对飞行器的热防护设计提出了严峻考验。因此，研究压缩拐角的流动机理，特别是气动热特性，总结相关规律，提供设计阶段适用的热流预测关系式，对航天航空飞行器设计具有重要的工程意义。本文采取试验和数值模拟的方法，选取自由来流马赫数在6~12范围内、单位雷诺数在1.1×106/m~4.4×107/m范围内的9种流场，针对一个二维压缩拐角（12°）模型的绕流流动进行了研究。试验考察了单位雷诺数以及转捩过程对压缩拐角气动热环境的影响，利用薄膜热流传感器测量了表面热流密度，并获得了边界层的流态信息。试验通过Φ400mm纹影系统获得了流场的纹影图像，从而获取了激波和边界层的结构，捕捉到了流动分离的现象。此外，试验还用高频响压力传感器获得了压缩楔面的平均压力分布和压力脉动特性。试验结果表明，雷诺数对峰值热流大小和转捩过程影响明显，同一马赫数下雷诺数越高则无量纲峰值热流越大，但对峰值热流位置影响并不显著。试验结果还表明，当转捩发生在再附区下游附近时，压缩楔面上的热流分布呈现出两个局部峰值的情况，靠上游的热流局部峰值形成是再附压缩过程导致的，而靠下游的热流局部峰值形成则是转捩过程导致的，这与典型的干扰区全层流或者全湍流状态下压缩楔面的单一峰值的热流分布是明显不同的。这种试验状态下的热流分布结果是对高超声速压缩拐角气动热环境“数据库”的补充。通过求解层流NS方程和SST模型，获得了二维压缩拐角流动的热流、压力和摩阻分布等数值预测结果。数值模拟在热流预测方面与试验结果存在一定差距，相较而言全层流的热流预测结果最好。最后，在总结本试验研究结果和前人成果的基础上，根据干扰区入口和出口边界层状态以及流动分离与否，将二维压缩拐角流动划分为7类，本研究覆盖了其中的4类。借助于试验与数值模拟获得的干扰区相关参数，对Simeonides提出的峰值热流关联式进行了适用性评估，结果表明该式在本文选取的高超声速流场条件下具有良好的预测效果。