装备适当的非球面窗口,能有效提高飞行器飞行速度,促使飞行器具有完成任务时间短、飞行距离长等优势,本文研究的共形窗口就是属于此类非球面窗口。飞行器在超声速飞行时,非球面窗口会承受气动压力载荷与气动热载荷,引起窗口面型结构变化,导致窗口成像质量变差,影响飞行器正常工作。目前,针对超声速非球面窗口问题,气动压力载荷与气动热载荷共同作用下光机热耦合分析工作,还没有科研工作者能够完成。为解决此问题,文章针对共形窗口问题,共展开4部分研究工作:首先完成口径φ203 mm,长径比为1:1的共形超声速飞行器在速度2.0 Ma、2.5Ma、3.0 Ma,攻角0°、10°、20°下的计算流体动力学仿真;并建立相同尺寸的位标器模型,进行相对应仿真速度、攻角的多组气动压力载荷风洞试验;通过数值仿真计算与风洞试验结果对比可知,仿真数值准确度达到95%以上,验证了计算仿真结果的准确性。为验证计算流体动力学气动热载荷分析的准确性,完成了一组共形飞行器风洞热试验,并利用Fluent商业软件在相同环境参数下进行仿真数值对比。结果表明,驻点温度仿真值与理论值误差仅为-0.37%。数值仿真能够为风洞热试验提供技术参考,减少风洞试验盲目性,同时验证了计算流体动力学数值仿真的准确性。依据热力学及结构力学基本理论,推导热流固耦合有限元分析理论方程。采用气动载荷数值传递方法,将流体动力学仿真获得的气动载荷传递至耦合场中,建立联合仿真平台,实现共形窗口热流固耦合仿真过程,获得了非球面窗口在气动压力载荷和气动热载荷共同作用下的应力分布状态和表面节点位移。结果表明,非球面窗口边缘处承受应力最大、节点位移变化最大,最大应力值满足强度极限要求。为评价非球面窗口面型变化后的成像质量,运用数值方法中的级数展开及曲线拟合中最小二乘法,提出一种参数化设计面型重构新方法,并通过重构反射镜片试验样件面型,对比重构前后传递函数值和点列图,验证了该方法的精度能够满足光学设计要求。利用该方法完成非球面窗口内外表面的面型重构工作,对非球面窗口进行成像质量分析。结果表明:变形后面型成像质量交差,传递函数值小于未变形时,且出现了截止频率,RMS半径明显增大,系统存在相差。在气动热载荷和气动压力载荷对非球面窗口的成像质量有较大影响,可以通过加入像差校正系统优化非球面窗口成像质量。本文创新点为:(1)针对超声速非球面窗口问题,完成了气动压力载荷与气动热载荷共同作用下光机热耦合分析工作;(2)提出一种参数化面型重构新方法,并利用该方法重构非球面窗口变形后的面型;(3)完成了一组共形飞行器速度2.5 Ma、攻角20°的风洞热试验,对比试验结果和仿真结果,数值仿真能够为风洞试验提供参考,为风洞热试验工作提供技术支持。