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地面模拟试验是认识高超声速飞行复杂流动机理，预测和考核高超声速飞行性能不可缺少的重要手段。然而，在迄今为止的几乎所有的地面试验设备中，尤其是燃烧加热风洞地面试验设备中，所产生的高焓试验气流的组分都难以复现真实飞行完全相同的条件，即地面模拟试验气流中不可避免地存在某种程度的“污染”。污染问题导致地面试验中的气流条件与实际飞行条件不一致，使得地面试验数据外推到飞行条件时存在一定的不确定性。 本文在激波风洞中通过调节激波强度以及添加一定量的污染组分(H2O和CO2)来模拟燃烧加热风洞的来流条件，结合近红外可调谐半导体激光器吸收光谱(TDLAS)测量系统获取试验流场的静温，研究主要污染组分H2O和CO2对激波风洞不同马赫数(Ma6和Ma2.5)喷管出口流场以及风洞试验模型流场热力学参数的影响规律。 本文的主要工作如下: 1、针对污染影响研究中静温和静压较低的流场条件，以H2O为示踪，搭建了一套适用于流场温度T=200K-400K，流场压力P=0.05atm-0.1atm，H2O摩尔含量XH2O=5％-10％，吸收长度L=20cm条件下的TDLAS低温测量系统，室温及冰柜内的标定实验表明静态流场条件下该系统温度测量误差不超过3％; 2、利用该系统获取不同来流条件下直联试验台隔离段内的流场静温，结果表明在激波风洞驱动段与被驱动段压力比以及喷管固定的条件下，CO2摩尔含量小于30％时，污染组分对直联试验台Ma2.5喷管出口的静温的影响趋势不明显，CO2摩尔含量大于30％后，喷管出口静温随CO2含量增加而略有升高; 3、利用该系统获取不同来流条件下自由射流喷管出口的流场静温:总温1200K时，喷管出口静温测量值明显高于未考虑凝结条件下的理论计算值，而总温1800K时则符合较好，这一结果表明总温1200K时流场中的H2O可能发生了凝结。进一步的数值模拟结果显示，H2O还可能造成Ma6喷管出口的马赫数降低，若H2O发生凝结现象时，喷管出口的马赫数会进一步降低; 4、利用该系统获取不同来流条件下简单试验模型流场的静温，结果表明CO2污染气体对试验模型流场所产生的影响程度不仅与污染气体组分含量有关，而且与模型构型对来流的压缩程度以及来流自身的热力学参数状态有密切的关系;对于压缩量不大的飞行器构型和来流静温不高的风洞试验而言，不同含量的CO2污染组分对模型流场静温影响不明显;但随着来流静温的提高或模型压缩量的增加，一旦二者的共同作用使得压缩后温升达到一定程度后，污染效应的显现则渐趋明显。