多年以来,亚音速冲击射流的研究一直是射流研究的热点。它无论在工程应用中还是在基础研究中都有很重要的价值。在STOVL飞行器中,高速气流从喷气发动机中排出直接冲击到襟翼上产生偏向以增加起飞时的升力,襟翼上的动态载荷引起的疲劳损坏和噪声辐射在飞行器设计时被高度重视；在航空发动机轴流式压气机叶片的非同步振动问题中,亚声速冲击射流的研究为解决该问题提供了理论基础。本文在总结了国内外关于冲击射流共振方面研究的基础上,阐述了亚声速冲击射流共振的反馈理论,并对亚音速冲击射流实验台进行了设计；通过实验分析,对亚音速冲击射流共振问题进行了初步研究,为以后研究打下了基础。本文主要工作如下：设计了亚音速冲击射流实验台。通过对实验台气源系统、压力调节阀、大开角段、整流段、收缩段等的设计,使实验台出口气流在0.3-0.9马赫内连续调节,且出口气流稳定。对亚音速冲击射流的共振现象进行了初步实验研究。实验分别对涡旋脱落频率问题和刚性板L/D=4位置时的冲击射流共振频率问题进行了研究。涡旋脱落频率的研究表明涡旋脱落频率随着射流速度的增加而增加；刚性板L/D=4位置时的冲击射流共振频率问题的实验确认了刚性板L/D=4位置时的冲击射流共振频率为1750Hz,验证了1<r/D<1.5区域为相干结构与刚性板表面相互作用的区域。