本征正交分解（POD）方法已经广泛应用于时间变化随机场的分析，但其直接法或快照法存在自身固有缺陷，前者使关联矩阵求解特征值和特征向量较为困难，后者的有限抽样帧数会影响对随机场的统计特性分析。鉴于此，本文建立了基于泽尼克（Zernike）多项式加权系数的Zernike-POD方法，用于气动光学效应的波前模态统计分析。对于圆域问题，Zernike多项式阶数给定后，各阶加权系数与波前分布是一一对应的，并且通常用几百阶多项式就足以复原各种复杂波面形状。Zernike-POD方法由对波前本身改为对Zernike多项式加权系数的分解和模态计算，由于多项式阶数远少于波前的空间离散点数，因此，关联矩阵的维数降低，计算量减少，计算效率显著提高。Zernike-POD方法不损失空间分辨率，同时不需要限制最高采样帧数，因此，时间统计特性不受影响，预估的波前模态具有较高的时空分辨率。为验证该方法的有效性，用大涡模拟方法开展圆柱绕流数值仿真，并计算圆柱尾迹卡门涡街结构产生的时间系列气动光学效应数据，将该数据用于波前模态分析，波前空间分辨率为100×100，采样帧数为2万帧，Zernike多项式阶数取为217阶。一阶模态与稳态波前分布相似，二阶与三阶、四阶与五阶模态近似互为配对关系；前10阶模态能够基本复原波面形状，前49阶模态含能在97%以上，用完整模态重构的波前与原始波前没有本质差异；模态加权系数及其功率谱随阶数增加而呈下降趋势，前五阶模态加权系数的功率谱尖峰频率与光学窗口中心点脉动速度情况较为一致，对应卡门涡街的主频，斯特劳哈尔数St约为0.22。Zernike-POD方法适用于圆域波前模态分析，也适用于环形域和正方形域，并能够推广到流场结构、图像与信号等处理领域。

导引头在3 Ma（1 Ma≈340.3 m/s）超音速飞行状态下，受到气动加热的光学窗口温度急剧上升，产生大量红外热辐射，干扰探测器的成像质量。为研究气动热辐射对导引头红外成像的影响：采用ANSYS软件对导引头进行三维建模、有限元网格划分及温度场仿真；采用普朗克黑体辐射公式与TracePro软件计算仿真得到的目标源与光学窗口在不同温度下产生的辐照度，建立信噪比模型，分析光学窗口温度及目标相对距离对导引头红外成像质量的影响。实验结果表明，导引头在2、11、20 km海拔高速飞行10 s后，红外成像系统信噪比分别下降了91.8%、50.1%、20.7%，信噪比的下降会严重影响红外系统成像质量，必须使用制冷措施冷却光学窗口以降低干扰。研究结果可为导引头的光学窗口及光学探测系统的设计提供数据参考，为克服气动热辐射干扰的相关研究提供理论依据。

在考虑大气湍流及气动光学效应的情况下,建立了航空平台连续变量量子通信系统的传播模型,数值分析了信道特性对系统安全密钥率的影响。结果表明,大气湍流的折射率结构常数越小,气动光学影响下折射率结构常数的变化对系统安全密钥率的影响越明显;大气湍流及气动光学效应对系统安全密钥率的影响不容忽视。根据大气信道特性,通过设计相应的系统补偿模块,自适应地调整量子通信系统的相关参数,可以增强系统的稳健性。

当高速成像制导导弹在大气中飞行时, 其光学窗口承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热, 但是超声速气膜流动会引起光束退化, 降低图像质量。为了研究超声速气膜气动光学效应, 本文构建了主流马赫数为3.4, 设计喷流马赫数为2.5, 实际测得喷流马赫数为2.45 的超声速气膜实验装置。利用基于纳米粒子的平面激光散射技术获得了高时空分辨率流场图像, 并对气膜冷却流动的密度场进行重构, 利用光线追迹法获取了对应密度场的光程差。通过将光程差分布和K-H涡对比后发现, 光程差的波谷位置对应于涡卷的中心, 而光程差的波峰对应于涡卷中心之间的连接部分。但是, 随着涡结构的发展破碎, 对应关系不再成立。根据超声速气膜NPLS流场图像结果, 利用分形原理获取的分形维数结果, 将其沿流向划分为三个区域, 其对应平坦度分别为3.4,2.9,3.6,验证了区域2更适合进行相干结构提取。

为研究拉盖尔-高斯(LG)光束在经过凸台周围流场后的气动光学效应,采用二阶紧致差分和四阶龙格库塔积分对抛物型的复振幅方程进行求解,比较了具有不同拓扑荷数的LG光束在同一流场环境下的光强分布、同一光束在同一流场中数值仿真的光程差(OPD)分布与沿光束路径积分的OPD分布,以及不同拓扑荷数的LG光束与高斯光束在不同马赫数、不同攻角、不同海拔下的Strehl比(SR)以及成像偏移。仿真结果表明,在同一流场中,LG光束的拓扑荷数越大,振幅形态保持越好,但光强衰减越大,成像偏移越大。而同一流场下拓扑荷数对LG光束的SR数值几乎无影响,LG光束的相位稳定性均优于高斯光束。在振幅稳定性方面,与高斯光束相比,LG光束受海拔和攻角变化的影响更大。

基于高速飞行器流场光传输数据和变形镜系统, 提出了一种气动光学效应半实物仿真方法。根据流体力学、统计、几何和物理光学等理论, 建立远场目标的光学传输模型, 获得气动光学效应引起的目标光波的波前畸变数据, 控制变形镜系统调制光波来仿真生成畸变。完成了初步验证, 建立了一个超音速飞行模型(马赫数Ma=5)并进行了仿真实验, 计算了实验的波前仿真误差, 并分析了成像偏移和模糊特性。对高速飞行中的气动光学效应进行仿真, 在实验室条件下实现对相关成像系统性能和校正技术的测试。

高温整流罩产生强烈的红外辐射, 在探测器接收面上形成背景噪声, 严重影响成像质量。为了评估气动热环境下高速飞行器共形整流罩热辐射对探测器性能的影响, 建立了气动热环境下整流罩热流固耦合计算模型、整流罩热辐射发射以及传输模型, 计算了整流罩非均匀温度场、形变场、应力以及应变场, 仿真得到了共形整流罩热辐射对高速飞行器光学系统成像质量的影响。研究结果表明: 随着时间的不断增长, 探测器接收面的最大辐照度也逐渐增大。在第10 s时, 0°攻角下共形整流罩热干扰辐照度最小值为0.094 W/m2, 最大值为0.108 W/m2。和相同工况下的共形整流罩相比, 球形整流罩10 s时的最大辐照度分别是椭球面和抛物面形整流罩最大辐照度的近12倍和7倍, 即共形整流罩产生的干扰对探测系统的影响较小, 不会对探测器的探测性能产生致命性的影响。