高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题，基于分离过程中高速流动的复杂性，对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性，特别是激波风洞分离试验。目前高超声速多体分离风洞试验，如静态、网格测量以及准定常的轨迹捕获（Captive Trajectory System, CTS）试验等，多在长试验时间常规高超声速风洞内开展，在模拟具有高焓强耦合以及复杂气动干扰的多体分离时具有一定局限性。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点，能够模拟高温气体效应影响下的流动特征，更准确评估高超声速分离气动力/热特性，但是其有效试验时间短（毫秒量级），进行动态级间分离试验极其困难，尤其是主动分离试验，更是鲜有研究报道。本文提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统（High-speed Pneumatic Ejection to Launch Vehicle Model System, HPELS），使得模型在短试验时间内完成主动分离测试，详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定以及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹以及气动力参数的高性能评估，发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获以及气动力参数测量技术。两级入轨（Two Stage to Orbit, TSTO）飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题，本文设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案，在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性，同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。并将试验结果与数值计算结果进行了初步对比，具有良好的一致性。