文章发展了高超声速飞行器辐射平衡壁温下有限催化的数值方法，将数值模拟结果与基于返回舱外形的风洞实验数据进行了对比，并进一步针对典型高超声速飞行器钝双锥研究了辐射平衡壁温下有限催化对气动热环境的影响规律.针对返回舱外形的数值实验表明，完全催化与完全非催化边界条件下壁面热流密度均与风洞实验结果偏差较大，而采用合适的有限催化模型获得的壁面热流密度与风洞实验结果符合良好.针对典型高超声速飞行器钝双锥的研究表明，在辐射平衡温度边界条件下驻点附近氧原子的催化复合系数约为0.17，氮原子的催化复合系数约为0.026，大面积区则分别降为0.005 3和0.01.在驻点热流密度方面，完全催化的壁面热流峰值比有限催化高约21%，而完全非催化的壁面热流峰值比有限催化低约29%.

选择典型高速流动条件，基于线性稳定性理论研究了不同前缘几何特征对典型大后掠角平板钝三角翼外形高速边界层流动稳定性及转捩的影响.研究表明，椭前缘（截面为椭圆）形状的变化仅影响前缘附近的流场特征和边界层流动稳定性；前缘截面长短轴比（形状因子）变大，前缘形状变尖，则横流速度变大，扰动波增长率变大；对于横流模态和第1模态，不同频率扰动波的中性点流向位置随着前缘形状因子变大而后移；对于第2模态，不同频率扰动波中性点的位置基本不变.转捩由第1模态主导，前缘形状因子变大，转捩流向位置后移.

基于气浮轴承的自由滚转实验技术是测量再入飞行器小不对称滚转气动力的重要方法.文章研究中对偏翼标模进行了小滚转力矩测量，并针对实验系统的特点，对气浮轴承进行了无风实验标定和真空实验标定，给出了其动态特性结果.进一步分析了气浮轴承动态特性、原始数据采集测量误差和参数辨识误差对实验结果的影响，并给出了综合误差分析结果，说明了主要误差来源.结果显示：滚转力矩系数和滚转阻尼导数测量综合误差分别约为10^-7和10^-4量级，实验中可根据实际情况进行误差处理.研究结果对气浮轴承自由滚转实验精度提高、方案设计和设备研制等具有重要的实际意义.

采用k-ω-γ转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明，横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加，来流Reynolds数减小，迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加，头部附近背风面的展向压力梯度增大，横流效应增强，转捩起始位置向上游移动；另一方面攻角增加导致头部激波增强，波后迎风面密度显著增大，边界层外缘Reynolds数增大，导致迎风面转捩提前发生.0°攻角下背风面中心线附近由压缩面诱导的流动分离导致转捩提前，产生"凸"字型转捩型线，5°攻角时该流动分离发生于转捩之后，"凸"字型转捩型线消失.

柔性罩体包裹于飞行器外表面，在飞行中段起到保护作用.再入过程中在气动力/热共同作用下，从飞行器表面拉开、脱落，脱落过程产生的附加干扰力/力矩，对飞行器再入姿态产生影响，造成惯性落点偏差.采用地面风洞模拟超高速高空低动压环境，考核不同再入动压条件下，罩体连接绳在气动力作用下的脱开过程，以及脱落过程对飞行器产生的干扰力/力矩.根据动态相似准则，将地面试验条件下罩体模型的脱落历程推导到飞行条件，建立刚体动力学仿真模型计算落点，与无干扰模型的理论落点对比，采用概率统计的方法分析罩体脱落引起的飞行器落点偏差，为罩体连接形式的优化设计提供支撑.

平面激光诱导荧光技术（planar laser-induced fluorescence，PLIF）是一种十分重要而且应用广泛的燃烧诊断技术，但是在实际发动机等高压环境开展OH-PLIF测量仍然具有挑战性.为了研究压强对OH-PLIF的影响，在自行设计的高压火焰炉上，搭建了一套OH-PLIF测量系统，选用A-X（1，0）电子跃迁带的P₁（1）激发谱线，在不同压强条件下对甲烷/空气预混平面火焰开展了OH-PLIF测量研究，同时对实验工况的荧光产额进行了仿真，并将仿真结果与实验结果进行了对比分析.研究结果表明，随着压强的增加，OH的荧光信号逐渐减弱，平面预混火焰的锋面厚度逐渐变薄，OH荧光信号的峰值位置会越来越靠近炉面，荧光淬灭效应在OH荧光强度-压强关系中起着决定性的作用.

利用200 MW高温燃气流风洞，开展1：1全尺寸舱段模型热结构/热匹配试验.围绕风洞试验状态调节、介质影响热流设计评估、多台阶长时间热流校测等技术问题，开展高温燃气流风洞舱段类模型试验设计方法研究.引入新的燃气流风洞试验状态调节方法和考虑燃气介质差异的等效冷壁热流修正方法，并通过长时间变工况表面热流测试方法的建立，实现了多工况同步流场校测.试验设计方法有效应用于全尺寸舱段模型热结构/热匹配试验研究中.经试验验证，所建立的长时间大功率燃气流风洞试验设计方法有效可行，实现了全尺寸舱段飞行热环境的有效模拟.

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛，研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞，重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟，分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响；之后，对该高超声速风洞的自由来流品质进行了静态和动态的标定，验证了风洞的设计Mach数，并给出了流场的动态扰动特征；最后，基于7°半张角尖锥标模开展了高超声速边界层转捩实验，通过表面齐平式安装的高频PCB传感器获得边界层不稳定波，分析了高超声速边界层不稳定波的演化特征.以上工作表明，Ludwieg管相对常规高超声速风洞具有建设和运行成本低、运行效率高、流场品质好等优点，适合开展高超声速边界层转捩等基础实验研究.

对Re=12 000，间距比L/D=1.167，2.333，3.500和4.667的串列双圆柱后方速度场进行了实验测量，分析串列双圆柱后方不同剖面处的速度分布规律和湍流度分布规律.并通过流函数理论模型对小间距比串列双圆柱后方流场进行了分析，得出如下结论：与单圆柱相比，当串列双圆柱间距比较小时，后方圆柱的自由剪切层明显向内偏移.随着间距比的变大，由于前方圆柱的尾流对后方圆柱的干扰，后方圆柱的自由剪切层变得越来越模糊.对于间距比较大的串列双圆柱，其对后方流场的扰动较强，致使后方流场湍流强度和最大速度衰减量较大.通过流函数理论模型分析发现，在小间距比条件下，串列双圆柱由于两个圆柱的相互干扰，使得圆柱后方涡相互靠近，并且后方涡向外倾斜的角度也减小，从而导致了自由剪切层向内侧偏移.

脉冲电子束荧光测速技术是一种直接测量稀薄流场速度的非接触手段，以Φ0.3 m高超声速低密度风洞Ma=12型面喷管为对象，在总压2 MPa、总温650 K的状态下，测量了喷管出口150 mm截面的径向速度分布，各点的7次测量结果表明重复性偏差约为10%，最大相对不确定度为4%，中心位置的速度与Pitot管测压技术、Rayleigh散射测速技术、N-S/DSMC数值模拟获得的速度相比较，偏差为1%，表明脉冲电子束荧光技术获得流场速度的方法是可靠的.