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膨胀管/风洞是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一，可以产生高焓气流环境，用于模拟飞行器大气再入过程中由于高温真实气体效应引起的复杂流动现象。中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室(LHD)，通过将正向爆轰驱动与膨胀管技术相结合，建成了国内首座爆轰驱动膨胀风洞JF-16，为超高速地面试验研究提供了基础支撑条件。膨胀管的试验时间一般仅为百微秒量级，对传统的试验测试手段提出了挑战，高焓流动数值模拟是超高速流动基础研究及工程设计中不可或缺的有效手段，是超高速实验研究重要的辅助诊断方法。 本研究主要内容包括：⑴膨胀管三段（爆轰段、激波管、加速段）初始压力对其性能的影响非常关键，试验结果表明激波管压力对试验气流速度的影响是非单调的，通过优化三段压力并改进真空系统，将试验气流速度由8 km/s提高至10 km/s，实现超轨道速度模拟条件。膨胀管仅通过主激波的波后气流的非定常膨胀，试验气流的静温偏高，在膨胀管加速段末端设计安装锥形喷管，建成膨胀风洞，联合运用非定常膨胀与喷管定常膨胀过程，进一步降低试验气流静温，提高马赫数，并有效扩大试验区尺度，数值研究表明，8°锥角的锥形喷管为最优外形，此时喷管出口均匀试验区直径达到了174 mm。⑵超高速流动模拟时热化学反应模型的选择对流场特性影响较大，分别选择5组分、11组分热平衡及5组分热非平衡模型，对比研究3种不同热化学反应模型对双楔试验模型数值模拟结果的影响，以进一步评估超高速流动模拟时热化学反应模型的适用范围。结果表明，对于双楔模型，8 km/s的试验气流条件下，5组分化学模型即可满足要求，此时电离反应并不重要;而在加速气流条件下，由于总焓更高，必须采用包含电离的11组分化学模型。对于小尺度模型超高速流动，热化学非平衡模型更为适用。⑶高超声速飞行器壁面催化效应会导致激波层中原子在壁面处复合释热，加剧周围气动热环境。针对高超声速流动壁面催化特性，选择不同飞行马赫数及高度条件，采用完全催化和非催化两种极限条件对球锥模型壁面热流率进行数值模拟计算，研究壁面催化效应对气动热的影响规律。结果表明，固定飞行高度时，壁面催化效应对气动热的影响随马赫数增加而加强，Ma25条件下驻点处完全催化与非催化热流比值高达1.92;固定飞行马赫数时，在50 km高空以上壁面催化效应对气动热的影响随高度增加而减弱;壁面催化效应不仅会影响壁面附近的流场特性及组分分布状态，而且对整个激波层都有一定的影响作用。随后开展超高速气动热测量及壁面催化效应的试验研究，在高温、强冲刷气流，百微秒量级试验时间内，获得了近/超轨道速度气流条件下球模型的驻点热流结果，结果表明，在试验气流总焓超过45 MJ/kg时，试验测量结果超出了经验公式及CFD完全催化条件的预测值;并对不同催化壁面条件的球模型进行了对比测热试验，催化壁面(Cu镀膜)比非催化壁面(Al2O3镀膜)的驻点热流值高出53.6％。⑷发展超高速试验光学诊断技术，在试验时间百微秒量级的苛刻条件下，优化流动显示光路，并成功捕获了典型模型流场结构照片，为分析膨胀风洞的流场建立和发展特性提供了直观可靠的试验数据，同时对激波脱体距离和斜激波角度进行测量分析，为验证及发展高焓流动数值方法提供了有力的数据支持。成功搭建了辐射光谱测量平台，并开展二维圆柱模型驻点线辐射光谱测量试验，成功获得超高速强激波层内空气组分的辐射光谱频段及强度分布，并分析了主要的强辐射成分，为超高速流动热辐射机制研究提供了可靠的试验数据。