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准确测量内流道出口参数是获得高超声速通气模型内流道气动特性的基础.目前采用的单排测压耙或多排测压耙、 固定位置测量的方法不能全面而准确地反映出口流动的实际情况, 因此开展了新方法的研究工作.选取一个去除所有安定面和舵面的带进气道升力体布局飞行器模型作为研究对象, 开展了试验方法研究： 用CFD方法研究相邻静压管之间不同距离以及静压管与气流夹角对测量结果的影响; 研制了专用的三自由度压力测量装置; 开展了 Ma 6条件下的风洞试验, 获得了喷管出口附近的壁面压力、 出口处的静压和皮托压力.试验结果表明：壁面