天文导航是一种重要的飞行器自主导航手段。在高速飞行器上进行的观测，不可避免地会受到窗口外侧高速流场的扰动，使得星敏感器捕获的星点图像出现偏移、模糊等退化现象，影响天文定位定姿精度。对星图退化的计算和校正的研究多基于计算机仿真结果。文中建成了一座可在实验段中生成马赫2.5/3.5混合层结构的小型静风洞，以直径10 m的室内穹顶上的仿真星点为观测对象，透过实验段中不同位置的流场进行了星点观测和中心点解算，获得了星点图像受到流场扰动的数据，并将其与计算机仿真结果进行对比。结果表明：导航星光偏折量高于计算机仿真的估计值。在喷口近端，高速混合流场对星光偏折的扰动较大，垂直流场方向的偏折均值小于0.5″，沿流场方向偏离均值为3.85″，最大接近4.89″；在喷口远端，垂直方向星光偏折均值为−1.36″，沿流场方向偏折均值约−0.49″，最高达−2.69″。近端星光偏折变化幅度较小，稳定性较远端更强，有利于建模校正。该实验对校正仿真模型、优化高速流场下的天文定姿精度有着重要的意义。

红外成像探测技术是精确制导的重要手段，随着导弹**向超音速、高超音速方向发展，红外成像探测装置的工作环境更为恶劣。高速飞行条件下恶劣的气动力热环境使红外窗口的结构安全面临极大挑战，激波、窗口等高温辐射源的辐射干扰严重影响红外探测能力，流场和窗口的传输效应降低了探测制导精度。气动光学效应是高速红外探测与传统红外探测的本质的区别，也是决定红外探测应用于高速导弹可行性的关键因素。文中主要介绍了高速红外成像探测的气动力热效应、热辐射效应和传输效应及其影响，阐述了气动光学效应在机理研究、试验研究、数值模拟和抑制校正技术方面的进展，最后给出了高速红外探测气动光学效应研究的思考与建议。

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。

测量高超声速风洞试验中模型颤振数据对飞行器安全设计至关重要，接触式传感器测量存在精度低、使用不便等缺点。本文采用非接触式立体视觉三维测量技术，测量试验过程中模型表面关键点的振动变形，为模型颤振分析提供基础数据。为了克服试验过程中试验段内的气压从真空到常压交替变化引起的强烈振动，通过设计视觉测量系统密封装置与气浮减振器，将视觉三维测量装备放置到Φ1 m高超声速风洞试验段内，并提出基于模型关键点与系统参数同时求解的系统参数自校准算法，消除试验段环境振动引起的测量误差。试验结果表明：在测量范围为1 m×1 m×1 m、相机分辨率为1 000×1 000 pixel时，系统的测量精度优于0.1 mm，满足高超声速风洞试验模型颤振的测量需求。

在分析高高空热流测量需求基础上，针对高超声速飞行器稀薄气流地面试验热流量值小等特点，从满足模型壁面定常热流假设和一维半无限大假设条件、减小试验模型侧向导热误差和控制试验模型表面温升等方面分析了试验模型加热时间对热流测量的影响。其次选择较低热扩散系数模型绝热材料、采用瞬变平面热源法提高试验模型材料热物性参数标定精度、采用漫反射补偿等提高发射率测量精度等手段，提高中低量值热流测量精度。最后，在利用薄壁量热法获得模型表面热流时，测量MW/m²量级热流是把热电偶焊接在试验模型内壁面，而用红外热图及测量几kW/m²到几百kW/m²量级热流是测量模型外壁面热流，为了对这三者结果进行比较，在马赫数 Ma 为 12、试验总压 P₀ 为4.2 MPa、试验总温 T₀ 为700 K的试验状态下，用热电偶与红外热图同时测量了双锥薄壁模型不同点的热流，结果表明：红外测热结果与热电偶测量外壁面结果更接近，热电偶布置在外壁面位置所获得的热流大于布置在内壁面位置所获得的热流，模型加热时间对不同量值热流测量的影响是不同的。