Este trabajo estudia la influencia de una capa límite creciente en el proceso de flujo supersónico alrededor de un cuerpo aerodinámico. La tarea consiste en seleccionar e implementar en un experimento los parámetros de un flujo supersónico y estudiar el patrón de flujo cerca de la superficie de un cuerpo aerodinámico a diferentes valores de viscosidad para el flujo entrante. La visualización de la configuración de la onda de choque frente al cuerpo y el estudio del cambio en el campo de presión en la región de flujo bajo estas condiciones es el objetivo principal de este trabajo. El experimento se llevó a cabo en un banco experimental creado sobre la base de un tubo de choque. El cuerpo aerodinámico en estudio (un semicírculo apuntado a lo largo de un círculo o una elipse) se colocó en una boquilla supersónica. El modelo fue sujetado por paredes laterales transparentes, que eran simultáneamente una fuente de crecimiento de la capa límite y las ventanas de visualización para visualizar el flujo. Para los modos seleccionados con números de Reynolds de 8200 a 45,000, se obtuvieron patrones de flujo de schlieren y campos de distribución de presión cerca de la superficie de los modelos aerodinámicos y la placa de la capa límite creciente. Los datos muestran un patrón de flujo complejo e inestable realizado cerca del modelo, que fue causado por la interacción viscosa-inviscida de la capa límite con la onda de choque frontal cerca de la pared.