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。

飞行器在大气层中超音速飞行时，被气动加热的光学整流罩产生强的红外辐射，降低了红外目标的跟踪识别能力。分析了共形光学系统整流罩热噪声的产生机理，利用红外黑体，对320 K~460 K的整流罩热噪声进行了测试。利用二元非线性回归分析法确定了二次曲面作为噪声修正模型，其曲面拟合的决定系数均值达到0.8683。在整流罩温度从460 K下降至320 K的过程中，对1 K温差的靶条成像，图像信噪比均值为7.2 dB。利用噪声修正模型对图像进行噪声修正后，图像信噪比均值提高至13.7 dB，使红外图像信噪比提高了6.5 dB。该结果为导引头目标识别跟踪系统的设计和光学系统的优化提供了部分依据。

气动热环境下高速飞行器的光学头罩由于受气动热效应作用，其温度急剧升高，产生严重的气动热辐射效应。为评估气动热环境下高速飞行器光学头罩热辐射对探测系统性能的影响，采用有限光线代表连续辐射的方法，并引入热瞳概念建立了气动光学头罩热辐射传输计算模型并对气动光学头罩自身干扰辐射光线在光学系统内的传输进行了数值仿真，考察了光学头罩温度场为非均匀分布时其自身干扰辐射在探测器接收面的辐照度分布。研究结果表明：由头罩顶点求得的热瞳是光学头罩热辐射能的公共入口，它可将光线追迹的时间减小至追迹全部光线所需时间的十几分之一；根据探测器接受面干扰辐射随时间的变化趋势可知在飞行数秒后头罩干扰辐射将淹没目标信号，气动光学头罩热辐射效应不容忽视。

气动热环境下光学头罩由于受气动热效应作用，其形状和光学性质都将发生改变，从而影响头罩内的光传输。建立气动光学头罩有限元分析模型，根据热光效应和弹光效应理论，对头罩的折射率场进行数值计算，采用四阶龙格-库塔法编制光线追迹程序对气动光学头罩内红外辐射光线传输进行了数值仿真，得到了头罩光学系统出射波面波像差和调制传递函数。研究结果表明：气动热环境下热光效应对光学头罩光传输的影响远比弹光效应大，且气动光学头罩成像质量受到气动热效应的影响严重下降，为了提高高速飞行器的制导精度，不能忽视气动热对头罩光传输的影响。

为满足机载光电系统的成像作用距离要求，对机载光学整流罩以及扫描反射镜的设计尺寸进行了理论仿真分析计算，并对研制的样机进行了试验研究。以实例形式给出了整流罩设计的作用距离与相关参量的计算结果，讨论了整流罩扫描系统的渐晕大小。装备该整流罩系统的样机，在近万米高空对音速某战机的红外长波扫描搜索距离可达到86km，红外中波跟踪达到180km，激光测距达到47km。结果表明：根据探测作用距离理论模型分析计算，研制的机载光学整流罩及扫描反射镜光学系统达到了设计要求。

建立高速飞行器红外光学头罩在气动热环境下有限元分析模型，分析头罩在气动热环境下的物理特性和光学特性，对头罩在气动热环境下的温度场、应力场、应变场和位移场进行数值计算。计算结果表明头罩在气动热环境下温度场分布不均匀，因此头罩会产生热应力而发生形变。利用有限元分析结果，根据热光效应和弹光效应理论，对气动热环境下红外光学头罩的折射率场进行数值计算。以头罩外表面中心点折射率为例，在头罩工作时间内，通过计算得到头罩15s后由热光效应造成的折射率改变为0.011，而由弹光效应造成的x方向折射率改变为0.000107，即弹光效应造成的折射率改变量约为热光效应造成折射率改变量的0.97%，由此可知，在气动热环境下热光效应对头罩折射率的影响比较大，而弹光效应对头罩折射率的影响比较小。