高速飞行器在大气层中飞行时, 其光学头罩承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热, 但是冷却气体和主来流形成的混合层会引起光束退化, 影响成像质量。为减少光束退化, 优化超声速气膜冷却时的光学性能, 基于混合层折射率和压力同时匹配设计思路, 提出了两种设计方法, 即配置特定温度的冷却气体实现混合层折射率和压力同时匹配设计方法和配置特定组分的冷却气体实现混合层折射率和压力同时匹配设计方法, 并对设计方法的可行性和有效性进行了验证。模拟证明, 后一种方法在外部流动参数不变的情况下, 冷却气体的组分构成仅与其喷流静温有关, 为气膜的冷却性能和光学性能同步设计奠定了基础。

针对现有大功率DF/HF化学激光器增益发生器存在的喷管喉道烧蚀问题，采用狭缝气膜冷却式喷管实现对喷管壁面和喉道的保护。通过对不同气膜流量下喷管中流场参数的变化进行数值模拟，分析出气膜对主气流流动的影响，并得到气膜、主气流的理论喉道宽度与喷管物理喉道宽度之间的经验关系式，这对于狭缝气膜冷却式喷管喉道的设计具有指导意义。

对发动机中心锥的红外抑制技术开展数值研究，在中心锥上采取气膜冷却技术，比较了不同气膜孔布置形式对冷却与红外抑制特征的影响。外涵低温气流通过支板引入中心锥，在锥体前端形成气膜覆盖，使支板与中心锥壁面得到了有效冷却。研究发现，采用气膜冷却后，喷管腔体壁面温度显著降低，中心锥与支板的壁面温度降低13.5%和14.6%。3～5 μm波段上红外辐射得到有效抑制，喷管正后方最大降低41%，0～30°范围内红外辐射特征得到显著抑制。

在连续波DF/HF化学激光器主喷管收缩段采用气膜冷却方式，从3维离散小孔注入氦气射流以隔离壁面和主气流。通过对3种气膜孔排布方式下喷管内主气流状态进行数值模拟研究，分析氦气与主气流之间的相互作用，比较了不同方式下主气流氟原子冻结效率及壁面冷却效果。考虑到DF/HF化学激光器主喷管结构尺寸较小，采用适当间隔的单排圆孔注入是现实可行的,并有望达到较好的冷却保护效果，从而提高激光器运转效率。

研究了将分别应用在连续波DF/HF化学激光器增益发生器上的气膜冷却方式和在燃烧室中的两步燃烧方式相结合的方式,这可通过转移部分主稀释剂至主喷管收缩段注入来实现。通过数值模拟方法对该应用下光腔内流场进行分析,结果显示谱线小信号增益系数有小幅增大,但两步燃烧方式较高的燃烧效率没有显著体现,且高温气流对燃烧室提出更高要求。通过增加氧化剂过量系数可降低燃烧室总温,且增益系数有所增大。