高超声速飞行器要承受极大的气动阻力,而表面摩阻预计将占总阻力的30%以上,因此要得到飞行器的空气动力学特性,必须对飞行器的表面摩阻进行准确的预测。除此之外,由于表面摩阻和边界层转捩的关联性,获得表面摩阻的大小就可以得到边界层的转捩位置,这为高超声速飞行器的设计提供支持。但是表面摩阻的预测一直是一个难点,对于数值模拟来说,雷诺平均方法(Reynolds Averaged Navier-Stokes,RANS)和大涡模拟(Large Eddy Simulation,LES)等方法无法捕捉边界层内细微的流动结构,因此无法精确预测表面摩阻。风洞实验是获得表面摩阻的重要手段,但是受到了实验方法的制约。因此,开展适用于高超声速风洞实验的表面摩阻测量方法势在必行。本文旨在基于已经发展成熟的低速和跨超声速油膜干涉测量技术,开展高超声速油膜干涉测量技术的研究。针对制约油膜干涉测量技术在高超声速应用的问题采取相应解决办法,并且将油膜干涉测量技术应用在高超声速风洞摩擦应力测量实验中。通过对比实验和直接数值模拟方法(Direct Numerical Simulation,DNS)得出的摩擦应力系数结果,分析油膜干涉测量技术在高超声速应用的可行性。研究结果表明,经过改良后的油膜干涉测量技术能够很好地应用于高超声速流场,实验模型的表面摩擦应力与数值模拟结果的规律性对比较好,而且该方法能够快速准确地预测边界层的转捩位置。