针对热障效应问题, 采用流固耦合法计算了球形整流罩的瞬时温升, 并对其进行了结构改进。首先, 根据风洞及火箭撬实验, 结合熵层涡干扰势分析, 给出判别球型整流罩换热状态的临界来流雷诺数为2.7×106, 并分析了Van Driest层流换热公式对大张角球面处的适用性; 再以Van Driest换热系数为边界条件, 利用有限元法进行球形整流罩瞬时温升计算, 结果表明其温升较快, 需合理轨迹规划以规避热障效应; 针对高速长航时应用需求, 利用多孔陶瓷材料的低热导率设计了新型复合整流罩, 能有效延长制导系统飞行时间; 复合整流罩还具有光学窗口处的气动热冲击应力小以及气动阻力小的优点, 可应用于低空、高马赫数条件下的光学精确制导。

切向气流作为一种环境因素会对激光辐照效应产生重要影响，近年来国内外学者对切向气流作用于激光辐照效应进行了广泛研究，主要集中在不同性质的气流环境、不同强度的切向气流对激光辐照效应的影响，其影响因素主要包括促进氧化反应、增大换热系数、空气动力学等，分析了各因素在不同条件下影响激光辐照效应的相互耦合作用。但对切向气流影响激光辐照效应的材料研究还不够广泛，对空气动力学引起靶材融化前破裂现象的分析不够清晰，这些都有待进一步研究完善。

在红外末制导导弹高速飞行过程中，侧窗与大气产生剧烈摩擦，引起气动加热效应。随着导弹速度的提高，气动加热对探测性能的负面影响越来越明显。针对这一问题，对超音速导弹导引头平板侧窗的喷流技术的进行了理论建模；采用计算流体动力学( CFD)仿真的方法，分析了侧窗外表面的气动热流场变化；探讨了通过对侧窗外表面进行喷流的措施改变温度场分布的技术。研究结果表明：该技术能够有效地降低侧窗气动热影响，抑制红外成像热背景干扰，提升了导引头在高速飞行过程中的探测性能。

根据导弹蒙皮温度场气动加热、辐射换热和内部导热耦合作用机理，对导弹蒙皮温度场进行数值计算，分析了飞行速度和环境温度对导弹蒙皮温度的影响关系，建立简化模型模拟了非稳态条件下蒙皮温度变化，并与稳态计算结果比对分析。结果表明：导弹蒙皮温度与导弹马赫数的平方、环境温度有良好的线性关系；环境温度以 0.5 K/s速率降低时 5s后导弹蒙皮简化模型非稳态计算结果与稳态计算结果有约 2.4 K的差异。

采用流固耦合方法，数值模拟了高速流场中激光作用下来流速度对平板温度分布的影响。结果表明:无激光辐照时，高速气流中平板有较高的气动生热平衡温度，且平板-气流之间的换热系数随来流速度增大而增大；在平板前沿换热系数增长最快，沿平板长度方向增速趋于平缓。分析了激光辐照时高速气流中激光加热平板的温度分布情况，考察了来流速度不同时，气动生热、散热和激光辐照对平板温度的影响，给出了激光辐照后的温升情况和温度分布，分析了在不同速度来流下，对流散热、摩擦生热和激光加热之间的竞争关系，结果表明，平板温度具体分布主要是加热过程竞争的结果。

从分析材料内部热辐射与导热耦合传热温度场、表面反射及折射之间的内在关系出发，建立了气动加热下高温陶瓷材料的红外辐射模型.采用控制容积法结合蒙特卡罗法和谱带模型，数值模拟了红外辐射能在材料内部的传递及出射过程.引入介质影响因子，分析了材料的红外辐射机理和外部气动热流对材料红外辐射特性的影响.结果表明，高温陶瓷材料内部热辐射的光谱选择性与温度场的耦合，导致高温陶瓷材料的红外发射率随气动热流变化而变化.由于陶瓷材料在紫外和中远红外谱带范围对辐射的吸收非常强，而在近红外和可见光谱带范围对辐射吸收较弱，随气动热流密度增大，对陶瓷材料表面红外辐射产生贡献的内部热辐射区域增大，但材料的红外发射率降低.