高超声速技术是当今各航空航天大国重要的研究领域,其中实验技术作为发展高超声速飞行器的关键技术之一,一直得到各研究机构及人员的重视。从高超声速技术发展的历史来看,各国在实验研究方面都投入了巨大的人力、物力以及财力。而直连式实验,由于实验成本低、实验时间长以及设备简单等优点,在地面实验中占有重要的地位。基于此,本文针对直连式实验测量技术和直连式实验设备设计方法等进行了研究。主要包括非接触光学测量方法、直连式燃烧实验台设备反设计方法、直连式风洞设计与起动问题以及基于直连式变马赫数风洞的进气道实验研究等。首先,为了解决粒子图像测速仪(PIV)商业后处理算法的局限性,提高PIV后处理算法的精度,深入研究了PIV后处理算法。在此基础上,自主编写了基于Matlab的PIV处理程序,并通过合成图和实验图验证了自编PIV处理程序的高精度和高可靠性。此外,为了进一步扩展直连实验台的测量能力,搭建了背景导向纹影(BOS)密度测量平台。对处于严重过膨胀状态下的喷管出口密度场进行了测量,校核了实验平台的可靠性。其次,为了进一步提高PIV后处理算法的精度和空间分辨率,提出了基于弹性势能的PIV自适应算法。利用PIV示踪粒子浓度和流场速度信息去构建自适应采样点的理想间距,利用其与实际间距之间的偏差去指导采样点的布置。在合成图的处理过程中,自适应PIV处理程序能使平均偏差下降7.28%,均方根误差下降约4%。在实验图的处理过程中,从错误矢量的分布、涡量值的波动以及流场的连续性等中可以看出,自适应PIV算法可以在保证位移矢量可靠性的同时,提高了处理结果的空间分辨率。同时,在直连式燃烧实验台设备设计方面也进行了大量的研究工作。为了解决传统直连式燃烧实验台设备的起动问题,提出先膨胀再形成激波畸变流场的概念,从而彻底解决了传统设备的起动问题。为了提高直连式燃烧实验台设备的模拟精度,分别提出了基于膨胀概念和基于直接激波的直连设备反设计方法,并通过验证算例和实际算例对反设计方法进行了校核。结果表明:畸变发生器出口马赫数的相对误差小于2.1%,隔离段沿程压力分布的相对误差在5%以内。进一步地,为了解决加工、装配以及设计复杂性等因素对设备模拟精度的影响,本文又提出了直连设备的一体化设计方法。再次,为了研究进气道在来流马赫数变化下的性能参数变化规律,搭建了直连式变马赫数风洞。数值模拟以及实验标定结果表明,该风洞的出口马赫数均匀性满足对固定几何风洞的国军标要求。在此基础上,对风洞处于理想和实际情况下的起动过程进行了数值模拟研究,得到了阀门后的总压特性曲线。进一步地,对带进气道的直连式风洞起动问题进行了研究,发现在中等堵塞比时,风洞易陷入不起动。并且风洞一旦不起动后,其流场结构十分稳定,必须通过突然增加进口总压的方式才能使得风洞重新起动。通过非定常数值模拟研究其流动机理,发现进口总压的突升会形成一道运动激波,并向下游移动。如果该运动激波的强度够大,就能破坏原先导致风洞不起动的分离区结构,降低起动过程的总压损失,使得风洞重新起动。最后,在对直连式风洞起动特性研究的基础上,进行了基于直连式变马赫数风洞的进气道实验。相对于传统的固定马赫数来流实验,本文获得了进气道在飞行过程由不起动到起动的整个动态过程,复现了在来流马赫数变化下进气道流场结构的变化规律,为实际飞行试验积累了宝贵的数据。同时,发现由于直连式变马赫数风洞的特殊性,导致进气道在实验中存在两种特殊的流场结构,即进气道的耦合不起动和耦合起动流场结构。与此同时,也对变马赫数自由来流条件下的进气道起动问题进行了数值模拟研究,发现其从跨入起动到完全起动所需时间较短。此外,下壁面的压力数据与实验获得的结果相吻合,相互校核了数值模拟和实验方法的可靠性。