高超声速边界层转捩问题对高速空间飞行器的设计有重要意义。对高超声速边界层转捩问题的深入研究，不仅有助于提高航天飞机，高马赫数巡航导弹，空天飞行器等的气动热防护能力，结构强度，飞行安全及飞行效率，其背后所包含的复杂物理机制，对人类理解物质世界，发展数学理论都有很好的促进作用。　　由于高超声速边界层转捩问题的复杂性，目前为止人们从理论上并没有给出完美的解决方案。而直接数值模拟在高雷诺数下计算量目前为止尚难以接受，真实飞行实验又耗资巨大，且存在实验数据难以获取等问题。因此地面风洞实验成为研究高超声速飞行器边界层转捩问题的重要方式。　　但通常来说，地面风洞产生来流的湍流度比真实大气湍流度高一个数量级，而边界层转捩位置对于来流湍流度十分敏感，因此在来流湍流度达到真实大气湍流度的高超声速静风洞中开展实验，成为人们研究高超声速边界层转捩问题的有效手段。　　本文首先介绍了北京大学120mm马赫6高超声速静风洞的设计建造以及调试过程。在设计阶段，根据规定的实验段口径和实验马赫数，计算出了静风洞各部件运行参数，给出了高超声速静风洞设计的整体解决方案。在调试阶段，通过调节抽吸质量流量，控制减压阀压力，风洞沿程加热，喷管喉道加热等一系列手段，成功使得该风洞在来流雷诺数Reunit=4.97×1061/m时达到静流动状态。　　接下来我们发展了PIV(Particle Image Velocimetry)近壁速度场测量技术。利用斜激波响应测量了粒子跟随性。计算了马赫3完全发展湍流速度型，以及层流边界层转捩速度场。还运用涡辨识技术，观察到了Adrian等人提出的VLSM（Very Large Scale Motion）结构。　　之后我们依托北京大学两座高超声速静风洞为实验平台，运用壁面压力脉动测量，PIV流场测量，瑞利散射流动显示等多种实验手段，对有无壁面法向射流，不同来流环境声扰动，布置有不同高度表面粗糙元的平板边界层进行了研究。我们发现二维法向射流能够促进平板边界层内二次模态波的增长。环境声扰动对二次模态波增长起更主要的作用。二维粗糙元能够使其上游二次模态波幅值增大，同时减小其下游二次模态波幅值。在下游远场，二次模态波幅值重新增长。对于低于边界层厚度的二维粗糙元来说，粗糙元高度越高，其对二次模态波影响区域和效果更大。