本文建立调试完成了国内首座高超声速静风洞(Hypersonic Quiet WindTunnel)，发展了多种可以适用于高超声速流动的定性、定量测试技术，并以该风洞和测试技术为基础，对圆锥边界层转捩流场从信号特征、流动结构演化、动力学行为等角度进行了深入的研究。　　本文首先建立调试完成了来流马赫数Ma=6，喷管出口直径120mm的高超声速静风洞。采用高灵敏度压力传感器和电子压力扫描阀测量系统对风洞进行调试和流场校测，结果表明:该风洞来流流场具有较高的均匀度，实验段最大马赫数偏差小于3‰。而来流皮托压力脉动与来流皮托压之比为2‰，达到国际静风洞评价标准。在此基础上，本文又建立调试完成了目前世界上最大的高超声速静风洞，来流马赫数Ma--6，喷管出口直径为300mm。同时，提出了高超声速静风洞优化方案，对风洞喷管进行加热可以有效的提高静风洞来流总压。发现喷管抽吸缝前缘唇口钝度对静风洞来流总压影响最大，尖的前缘反而会降低静风洞来流总压。　　为了解决当前高超声速流场精细结构测量问题，本文提出了基于瑞利散射的流动显示技术。该项技术通过在风洞来流注入少量的二氧化碳气体，以脉冲平面激光作为光源，能够实现高超声速复杂流场结构的高分辨率和高信噪比成像。通过与高频PCB压力传感器、脉冲纹影等实验结果比较，证明该技术真实可靠。针对高超声速边界层的PIV定量测量问题，本文提出了模型壁面粒子注入方法，解决了高超声速风洞高速、高温、高压（“三高”）环境中粒子播撒问题。同时，通过对模型壁面进行抛光再电镀，大大降低了壁面激光污染问题。　　基于瑞利散射的流动显示技术为高超声速边界层转捩的实验研究提供了重要的技术支持，得到了迄今为止世界上最清晰的二次模态波结构的流动显示图片。瑞利散射流动显示图像展现了高超声速边界层从层流到二次模态波产生、发展直至消失到湍流边界层的整个转捩过程，并且发现在转捩处，边界层厚度变薄。通过对大量的瑞利散射流动显示图像进行比较分析，结果证明:边界层流动结构具有运动速度快，而形状结构变化很慢的特征，并且湍流流动结构要比二次模态波结构运动速度快。　　利用本文改进的PIV系统，本文得到了世界上首张高超声速边界层转捩的整个过程的速度场、散度场、涡量场。综合分析PCB压力传感器和PIV实验结果，本文发现，体积粘性系数(bulk viscosity)在高超声速边界层转捩中起重要作用。二次模态波迅速增长后，能量很快被体积粘性系数引起的粘性耗散掉。而二次模态波，通过改变壁面压力分布在壁面产生新的涡波，这些涡波进入到边界层内并最终导致边界层转捩为湍流边界层。