高超声速飞行器大攻角机动时，其离轨发动机产生的喷流与高速稀薄的大气来流产生强烈干扰，流场情况复杂，流场红外辐射也是天基红外系统探测的标志性事件。本文针对高超声速飞行器发动机喷流与稀薄来流的相互干扰情况，采用数值求解Navier-Stokes方程模拟干扰流场，采用逐线积分法得到气体红外辐射特性，结合反向蒙特卡洛方法计算得到飞行器在94公里飞行高度下，无来流、不同来流攻角、不同来流速度下的尾焰流场红外辐射特性，并针对低轨卫星的可观测性进行了评估。仿真结果表明，对于给定观测位置，在无风条件下，红外辐射在各个波段下的强度较低，最大值在10⁻⁹ W/m²量级。而在来流攻角影响下，流场红外信号强度显著上升，且来流攻角、来流速度越大，强度越大，最大值在10⁻⁶ W/m²量级。大气衰减效应对不同观测位置的可观测性影响较大。本文结果可为高超声速飞行器红外预警和反导提供参考。

利用纳秒脉冲激光器对典型金属材料在毫米级烧蚀光斑尺寸下的冲量耦合特性进行了实验研究。基于典型扭摆测量系统测量激光烧蚀产生的冲量特性，采用局部最小二乘法平移拟合的方法，对扭摆振动产生的微小位移实验数据进行了预处理，避免了噪声对冲量测量的干扰。设计了一种毫米量级烧蚀光斑尺寸测量方法。在此基础上，实验获得了毫米量级光斑辐照金属靶材Al 5A06、TC₄、30CrMnSiA的冲量，研究结果表明，在相同能量密度的情况下，钛合金TC₄对应的冲量最大，TC₄获得的最大冲量耦合系数大于Al 5A06和30CrMnSiA，其对应的最优能量密度却是三种材料中最小的。为了分析烧蚀羽流对冲量耦合特性的影响，估算了不同能量密度对应的羽流透射率，计算结果表明，当羽流透射率低于0.3时，大量的入射激光能量被羽流吸收，导致冲量耦合系数的下降。

综述了不同阳极结构脉冲金属离子等离子体推进器的放电特性、等离子体生成及传播特性。首先，讨论了一种带有绝缘套筒的裸阳极推进器结构。对比分析了无、有绝缘套筒的裸阳极推进器的等离子体生成及传播特性的区别。结果表明，绝缘套筒阻碍了阴极近旁带电粒子的径向运动，提高了沿绝缘套筒轴向喷射出去的等离子体的喷射性能。此外，发现采用裸阳极推进器结构放电过程中会有大量带电粒子进入阳极。其次，讨论了一种绝缘阳极推进器结构。结果表明，采用绝缘阳极结构进一步提高了沿绝缘套筒轴向喷射出去的等离子体密度。但是，与裸阳极推进器结构相比，等离子体的生成量减少。再次，讨论了一种微孔绝缘阳极推进器结构。结果表明，与裸阳极推进器结构相比，采用微孔绝缘阳极推进器结构生成的等离子体的密度峰值和传播速度峰值分别提高了12.6倍、3.9倍。最后，分别讨论了一种螺旋阳极推进器结构和一种多阳极推进器结构。结果表明，这两种推进器结构分别利用放电过程中形成的自磁场及电场有效提高了等离子体羽流的定向喷射性能。本研究可以为金属等离子体喷射性能的提高以及脉冲金属离子等离子体推进器的设计提供支持。

固体火箭发动机羽流具有高温、 高速与强辐射特征, 羽流温度是发动机工作状态与性能的重要表征参数。 准确测量固体火箭发动机羽流温度对了解发动机内部燃烧情况以及发动机综合性能具有重要的参考价值。 随着激光与光谱学的发展, 激光光谱技术逐步应用于固体推进剂燃烧及发动机羽流温度测量。 辐射光谱测温法通过测量火焰辐射光谱来实现温度的非接触在线测量, 具有测温范围宽、 响应快及可靠性高等优点, 可应用于固体火箭发动机羽流温度测量。 在此提出了基于火焰辐射光谱的固体火箭发动机羽流温度测量方法, 采用350~1 000 nm波段光纤光谱仪搭建了发动机羽流火焰辐射光谱测量系统, 利用标准辐射黑体炉开展光谱仪响应系数标定, 获得响应系数随波长的变化曲线, 并以此用作羽流辐射光谱数据修正。 之后将该测量系统应用于标准?118固体火箭发动机地面试验, 开展典型12%铝质量含量推进剂发动机羽流辐射光谱实验测量, 选取不同时刻羽流辐射光谱分析了发动机羽流辐射光谱特征, 并利用双色法灰性判断原理对羽流火焰灰体特性进行讨论, 验证在675~745 nm波段发动机羽流火焰辐射可近似认为灰体, 该波段辐射率随波长变化最大相对偏差为4.01%, 相对均方差为1.53%。 因此, 基于普朗克辐射定律开展辐射光谱拟合参数获得不同时刻羽流温度与辐射率参数, 并讨论测量结果与发动机工作状态的关系。 最后, 开展12%, 15%与19%铝质量含量的不同推进剂配方固体火箭发动机羽流辐射光谱测量, 将辐射光谱法温度测量值与理论热力计算值进行比较, 两者最大偏差值为5.40%, 讨论了不同铝含量推进剂发动机羽流辐射光谱特征, 并结合温度与辐射率测量结果, 分析了固体推进剂铝含量对辐射光谱、 羽流温度及辐射率的影响。 通过固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究, 为固体火箭发动机性能评估及推进剂配方优化等研究提供了有效的羽流参数测量手段。 分析获得的推进剂铝含量对发动机羽流辐射光谱、 温度及辐射率参数的影响, 为降低固体发动机羽流特征信号提供了重要的实验数据支撑。

针对现有对固体火箭发动机推进剂燃烧时产生的羽流流速测量方法的不足，提出了将可调谐半导体激光吸收光谱（TDLAS）技术应用于羽流流速的测量方法，通过测量燃烧产物中H₂O分子位于1 392 nm处的单根吸收谱线特征，根据多普勒效应建立的光谱频移和分子速度之间的关系来获得气流流速，解决了接触式测量方法会干扰羽流场和传统非接触式测量中示踪粒子不均匀的问题，并且取得了有效试验数据，通过对试验数据进行分析处理，得到了发动机的羽流流速。