航天热端部件的表面温度及温度场分布信息是进行高超声速飞行器的结构与热防护系统设计和研制的重要参数。薄膜热电偶具有尺寸小、响应时间快、对被测环境干扰小等优点,是航天热端部件表面温度准确测量的先进技术。本文以航天热端部件温度测试需求为研究背景,主要开展了探针型薄膜热电偶的设计与制备、薄膜热电偶性能测试、集成薄膜热电偶温度显示系统的设计与实现几方面的研究工作。论文的主要工作如下:首先,设计并制备了探针型薄膜热电偶的结构,热电偶由Φ9 mm×40 mm圆柱棒作为基底,在圆柱棒的一个端面沉积热电偶薄膜,结点宽度为1 mm,在圆柱棒的侧面开有四条直径为1 mm的通槽作为热电偶引线填埋沟槽。棒材选用氧化铝陶瓷、镍基高温合金棒以及C-C复合材料棒等三种材质,在沉积热电偶敏感层之前,需在镍基高温合金棒以及C-C复合材料棒两种棒材端面沉积厚度约1μm的氧化铝绝缘层,采用磁控溅射法在圆柱棒的端面沉积厚度约1μm的Pt/Pt Rh10%薄膜作为温度敏感层,使用导电银浆将棒材基底端面的薄膜热电偶与侧面通槽填埋的Pt丝、Pt Rh丝引线连接,封装为薄膜热电偶样品。其次,采用静态标定法对探针型薄膜热电偶样品的热电性能进行了标定,结果表明:退火处理能够显著提升薄膜热电偶的热电输出响应,并有效地改善了样品的重复性;900℃退火的陶瓷基底薄膜热电偶样品在50～1100℃区间的塞贝克系数为10.12μV/℃,最高灵敏度达0.96,测温相对误差小于4‰;薄膜热电偶在低温环境下仍具有良好的热电响应,输出热电势随温度升高而呈线性增加。采用脉冲激光动态标定的方法对薄膜热电偶的动态性能进行了标定,结果表明:薄膜热电偶的响应时间为8.11μs,能够满足航天热端部件瞬态温度测量应用要求。第三,在xxx飞行器试验件上开展了探针型热电偶样品风洞测温试验考核,试验结果表明:研制的薄膜热电偶在风洞试验中可及时跟随飞行器头锥表面温度变化,测得飞行器头锥表面的最高温度为163℃,与预估值接近,试验结束后样品仍未被损坏,可以重复使用。风洞测温试验结果表明研制的薄膜热电偶用于高超音速飞行器头部测温是可行的。最后,设计并实现了温度显示系统,该显示系统由信号采集模块、计算模块和显示模块构成,采用运算放大器和模数转换器采集热电势信号,采用现场可编辑逻辑门阵列（FPGA）控制采集电路并计算温度,经译码后在数码管上显示,显示结果保留一位小数。集成薄膜热电偶温度显示系统可以正常工作,且温度显示的结果与实际一致。