作为安装于高超声速机动飞行器上的典型部件,控制舵在控制飞行器姿态、提高飞行器机动性能等方面具有重要作用。然而,在高超声速气流中,控制舵诱导产生的激波与激波干扰、激波与边界层干扰、边界层分离与再附等复杂流动现象引起的局部气动加热非常严重。特别是预留有安装缝的控制舵,舵缝及舵轴的存在进一步增大了控制舵流场结构及气动加热问题的复杂性,需要重点关注。另一方面,为提高高超声速飞行器的航程和机动性,后掠翼和超燃冲压发动机等成为应用于高超声速飞行器上的重要部件。高超声速后掠翼和前体边界层均为复杂的三维边界层,其层流-湍流转捩对飞行器表面气动热、表面摩擦和分离、发动机进气道的起动特性、燃料混合等有显著的影响。开展对高超声速后掠翼和前体三维边界层转捩的研究对高超声速飞行器的设计具有重要的指导意义。本文针对高超声速条件下的后掠舵干扰流场及三维边界层转捩问题,采用基于纳米示踪的平面激光散射（Nano-tracer-based Planar Laser Scattering,NPLS）技术及温敏漆技术（Temperature Sensitive Paint,TSP）,在高超声速低噪声风洞中对相关流动机理开展了深入的实验研究。为辅助实验结果的分析,对实验所涉及的流动状态,本文均进行了相应的数值仿真,对分析高超声速流场的流动机理起到了很好的促进作用。由于高超声速平板/舵干扰和三维边界层转捩流场结构复杂,尤其是涉及到舵缝、舵轴、前缘等微小细节对流场结构的影响,在垂直于流动方向的片光平面内进行流场精细结构测试非常必要。为了克服在垂直于流动方向的片光平面内进行流场精细结构测试的困难,本文首先开展了对NPLS法向流场拍摄及图像校正方法的研究,借鉴3D-PIV（体视粒子图像测速系统）中的离轴成像布局,采用安装于Scheimpflüg机构上的单台CCD相机对流场进行离轴拍摄。NPLS流场图像校正以棋盘格标定板配合二阶多项式畸变拟合函数进行几何校正,灰度内插采用三次内插法,在保证校正准确性的前提下,较好的保持了流场细节。由于舵缝的存在对高超声速平板/舵干扰流场的发展具有非常重要的影响。对高超声速平板/舵干扰流场的研究分为无舵缝状态及有舵缝状态两章。高超声速平板/无缝舵干扰流场以舵体两侧的薄边界层区域以及由弓形脱体激波诱导产生的马蹄状分离涡为主要特征,流场的热流分布与流动结构紧密相关,马蹄涡、再附线以及薄边界层区域通常对应着更高水平的热流。与无舵缝状态不同,高超声速平板/有缝舵干扰流场更为复杂,其中舵缝高度与来流边界层厚度之比（h/δ）成为影响高超声速平板/舵干扰流场特征的重要因素。当h/δ小于某一临界值时,舵根下洗流动仍可在舵前缘附近平板上保持较高的再附强度,其流动特征与无舵缝状态具有一定的相似性。当h/δ较大时,舵根下洗流动的再附强度明显减弱,相应的舵侧再附线发散更早,形成幅值相对较均匀的高热流区。对舵轴分离区而言,舵缝高度的增大使得舵轴处的分离强度和分离区尺度增大,沿舵轴分离区再附线分布的高热流区成为流场热流幅值最高的区域。NPLS流动显示结果表明,高超声速后掠翼表面的边界层转捩分为两个区域,即位于翼根部的由翼根分离涡主导的转捩以及位于远翼根的机翼表面上的由横流涡带主导的转捩。进一步地,基于TSP实验得到的后掠翼表面热流分布显示的边界层转捩阵面前缘呈锯齿状,在阵面的下游分布有多条流向热流带,根据这些现象可推断引起后掠翼表面边界层转捩的横流涡为驻涡。横流涡带在靠近后掠翼前缘处产生,其分布基本沿壁面流线方向。横流涡带的失稳位置与高热流区的锯齿状转捩阵面位置吻合。雷诺数和攻角的增大具有相似的作用,即后掠翼边界层厚度变薄、边界层转捩提前,由转捩引起的热流幅值大幅提高。对高超声速前体边界层转捩的研究发现,受由两侧指向中心线的横向压力梯度作用,前体中心线边界层增厚明显,其流向演化较两侧更加稳定。前体中心线两侧边界层的转捩由横流涡带主导,横流涡带从前缘附近即开始产生,其生成方向基本与前体前缘附近极限流线方向一致。随着攻角的增大,前体表面边界层厚度变薄,横流涡带的倾斜角减小,失稳位置提前,使得前体表面呈“肺叶状”分布的转捩热流区向上游延伸,热流幅值增大明显。