高超声速飞行器飞行期间，由于表面激波的影响，飞行器表面会生成等离子体鞘套。等离子体鞘套会吸收、反射和散射电磁波，导致通信信号发生衰减甚至中断，从而形成“黑障”问题。理论上来说，等离子体鞘套与微波的相互作用随微波电场幅值的变化呈现非线性，所以可能存在一个合适的电场幅值和辐照时间区间，使等离子体鞘套的电磁波透射率上升。针对这种可能性，采用有限元分析方法，对飞行器表面等离子体鞘套流场与电磁场进行二维耦合仿真，得到微波照射后等离子体鞘套透射率的改变情况。分别使用电场幅值为5×10⁴、1×10⁵、2.5×10⁵、5×10⁵ V·m⁻¹的微波对等离子体鞘套进行30 ns的辐照，在辐照后等离子体鞘套对1.2 GHz和1.6 GHz的电磁波的最大透射率提升，为解决“黑障”问题提供了新的可能。

烧蚀效应是高超声速飞行器目标特性分析评估中的重要问题之一。基于高温反应气体动力学方程与辐射输运方程，建立了飞行器表面防热材料热化学烧蚀流场及其红外辐射特性的计算模型和方法。以钝锥体弹头外形及其表面防热材料碳-碳为对象，研究了材料烧蚀效应对再入目标流场红外辐射特性的影响，分析了再入体烧蚀流场及尾流在不同波段红外辐射的分布特征和变化规律。研究发现：典型状态计算结果与试验测量及文献预测结果一致，表明烧蚀流场及红外辐射模型和方法的可行性；材料热化学烧蚀现象对再入流场红外辐射特性产生严重影响，使3~8 μm波段尾流积分辐射强度增加一个量级以上，并随着尾流长度增加而增大；烧蚀流场红外辐射主要来自CO、NO和CO₂等化学组分，烧蚀对1~3 μm波段流场红外辐射影响相对较弱；再入速度不变情况下，烧蚀流场在3~8 μm波段红外辐射强度随再入高度降低而增强；再入高度不变情况下，烧蚀流场在同样波段红外辐射强度随着再入速度减小而减弱。

喷流反作用控制系统（Reaction Control System, RCS）热喷高温燃气辐射效应对飞行器光学探测跟踪具有重要影响。基于谱带辐射模型，通过求解带化学反应源项的三维Navier-Stokes方程和辐射传输方程，对高超声速飞行器喷流反作用控制系统热喷干扰流场及其红外辐射特性进行了数值模拟，分析了二次燃烧效应、不同飞行条件以及不同观测角度对流场红外辐射特性的影响。研究表明：典型状态喷流辐射计算与实验测量结果一致，流场与红外辐射数值方法具有较好的适应性；飞行器RCS工作所形成热喷干扰流场的红外辐射，主要由喷流燃气中的CO₂和H₂O组分贡献，其中CO₂对辐射的贡献更大，流场中二次燃烧效应对流场辐射强度有显著影响，在20 km高度下可使流场辐射强度提高一倍以上；随着马赫数/高度的增加，流场辐射强度均呈现先略有减小，后增大的趋势，随着高度增加，二次燃烧效应对流场辐射强度的影响明显减弱；由飞行器RCS工作引起的辐射增量十分显著，俯视观测以及3~5 μm波段的目标辐射强度最大。文中的研究结果可为飞行器探测跟踪提供参考。

随着技术发展，现代化战争对新型**提出了更高的要求，高超声速飞行器的发展也备受关注，红外成像制导在高超声速飞行器的末制导领域中占有重要地位。红外成像设备易受到背景辐射和窗口热辐射带来的干扰，产生的背景噪声易造成图像饱和。通过试验对比中、长波热像仪对高温物体、太阳、云层、海面、干扰弹以及转动、高速、高动态条件下的成像效果，并且试验对比尖晶石、氧化钇、氧化锆以及硫化锌材料自身热辐射分别对中、长波热像仪成像的影响，通过测试得出各窗口在高温下透过率的相对衰减率。对比分析得出长波热像仪在抗干扰等方面占有优势，硫化锌材料具有低辐射、高透过率、以及耐压性能好等优势。中、长波对比试验对于工作波段选择以及窗口材料选择提供了参考与支持，对后续中-长波双色系统设计研究具有参考价值。

为降低高超声速飞行器再入过程中，产生的气动热辐射对红外探测窗口性能的影响，从轨迹优化的角度，以再入飞行全程驻点总红外辐射为目标函数，提出了一种基于改进鲸鱼优化算法(Whale Optimization Algorithm，WOA)的高超声速飞行器轨迹优化算法。首先，通过Tent混沌映射和控制因子余弦变化改进WOA，改进算法位置更新时的位置指向性，增强算法全局搜索能力；同时，将再入轨迹优化问题转化为控制量剖面参数优化问题，采用倾侧角一次翻转策略，利用普朗克公式计算驻点红外辐射，并设计目标函数，利用阻力加速度再入走廊处理路径约束，采用罚函数法将终端约束同目标函数相结合；最后，利用改进的WOA对设计的控制量剖面进行参数寻优，获得使目标函数最优的解。仿真实验表明： 文中改进的WOA能够有效完成全程总红外辐射最小的再入轨迹优化任务，全局搜索能力强，且具有较好的鲁棒性。

高超声速风洞试验中，模型的姿态信息是试验数据是否可靠的重要判断依据，其测量精度对试验结果有着重要影响。双目视觉测量系统能测量高超声速风洞自由飞试验模型的姿态参数，通常将其放在风洞试验段外，通过试验段壁上窗口玻璃观测试验段内部的模型。然而，窗口玻璃产生的成像畸变将降低系统的测量精度。为此，本文提出了窗口玻璃成像畸变校正下的自由飞模型姿态测量技术。通过对窗口玻璃折射造成像面畸变进行建模，提出基于标记点线性拟合的校正方法，快速减小成像畸变。在此基础上，在Φ1 m高超声速风洞试验现场搭建了视觉测量系统。试验结果表明：当测量范围为1 m×1 m×1 m时，测量精度优于0.5 mm，并完成了自由飞试验模型六自由度姿态的测量工作，满足气动数据分析的要求。

天文定姿是飞行器实现高精度自主导航的重要技术手段之一。高超声速飞行器在飞行过程中会产生激波，造成光线偏折，影响星敏感器的观测和天文定姿导航的性能。现代高超声速飞行器多采用乘波体设计，其载荷舱部分可简化为楔面结构。论文聚焦高超声速飞行器上楔面激波，基于空气动力学理论，给出了高超声速楔面激波结构参数的解析计算方法，以及激波对光线偏折影响的量化测算模型。提出了一种利用解析计算结果控制光线偏折的校正模型，讨论了激波角测量误差在该模型中的传播，证明了激波角测量误差与其引起的校正效果偏差其呈负线性相关。仿真试验表明，在高度20 km、马赫数5-8的条件下，楔面上方形成稳定的激波结构，对入射光线造成的偏折可达6.8"；解析计算方法获得的激波角参数与试验结果误差在0.1"以内。这意味着运用该模型来校正光线偏折的误差可以控制在激波角观测误差的量级，可以显著提升观测精度。