吸气式高超声速飞行器采用“机体——推进系统”高度一体化设计，机身头部同时也是发动机的预压缩面，而飞行器的尾部壁面同时也起到尾喷管膨胀面的作用。开展风洞试验时，模型按照要求缩比之后可能存在两个问题：(1)隔离段尺寸过小，引起内流道壅塞和头部激波振荡；(2)尾喷管占据了模型底部大部分空间，尾支杆无法穿出。上述两个问题能否得到合理解决关系到整个试验的成败，是制定试验方案时需要重点考虑的关键技术问题。选取某轴对称高超声速飞行器为研究对象，提出了隔离段和尾部改型方案，并在CARDC 的Φ1 米高超声速风洞上开展了验证试验。试验结果表明：通过扩大隔离段高度可以有效防止内流道壅塞，获得稳定可靠的试验数据；通过适当减小尾喷管出口面积，使尾支杆能够从模型尾部穿出，避免了尾支杆直接破坏喷管型面导致内流道的高压气流窜入模型内腔，影响测量结果并难以用试验或计算的方法修正的弊端。采用本项研究所提出的试验方法可以为准确获取吸气式飞行器气动特性提供可靠的基础数据。