红外成像制导导弹在大气层中以高速（马赫数大于3）飞行时,光学成像窗口附近严重的气动加热不仅会使目标红外信号被淹没,甚至会导致成像窗口损坏。作为一种常用隔热手段,超声速冷却气膜可以有效隔离外部高温主流对窗口的加热作用。只是,冷却气膜和光学窗口外部主流之间相互作用,形成包含激波、边界层、混合层、冷却剂层及其相互干扰的流场结构,进而对探测器成像质量产生影响,引起目标图像出现偏移、抖动、模糊以及能量消减,这种现象统称为气动光学效应。气动光学效应的存在严重影响了成像制导的精度,已经成为高速红外成像光学头罩研制亟待解决的关键技术之一。超声速湍流边界层作为高速光学头罩绕流中的典型结构之一,已经成为气动光学效应研究的重要内容。基于纳米示踪粒子的平面激光散射（Nano-tracer-based Planar Laser Scattering,NPLS）技术具有高时空分辨率的特点,可以实现高速流动精细结构和时间演化过程的有效捕捉。这种技术特点给气动光学效应研究提供很大的便利。基于NPLS技术获取的超声速（马赫3）湍流边界层流动显示结果,对超声速湍流边界层不同区域气动光学效应贡献特点,不同特征尺度湍流结构以及光线入射角度对超声速湍流边界层气动光学效应的影响及内在机理进行了研究。结论充分反映了超声速湍流边界层中大尺度结构在气动光学效应中的主导作用。并且从通用气动光学联系方程出发,结合空间两点互相关分析方法验证了湍流结构各向异性对于不同光线入射角度下气动光学效应的影响。基于NPLS技术获取的高超声速（马赫6）湍流边界层流动显示结果,结合尺度不变特征变换匹配（Scale Invariant Feature Transformation,SIFT）方法对高超声速湍流边界层速度分布数据进行了提取,并且验证了利用该方法提取速度平均分布和脉动分布的可行性。结合空间两点互相关分析方法,研究了不同雷诺数下高超声速湍流边界层内湍流相干结构的空间分布规律。针对不同雷诺数下光线穿过高超声速湍流边界层后的远场分布特性研究结果表明,随着雷诺数的增加,光束的抖动分量增加并不显著,光束的扩散分量增加比较明显。考虑到折射率场厚度变化的影响,通过引入近场修正和构建双远心光路,提高了基于背景纹影（Background Oriented Schlieren,BOS）波前测试精度。利用标准平凸透镜定量评价了改进效果,验证了近场修正的可行性。研究了基于BOS波前测试技术空间分辨率、灵敏度以及动态测试范围的确定方法。明确了互相关质询窗口尺寸以及相互间隔尺寸对于波前重构精度的影响。不同状态和流向位置下超声速气膜气动光学效应研究结果表明:不同位置处,光程差均方根值(OPDrms)与ρ2/ρSL保持了相对较好的线性关系。在相同实验状态下,气动光学效应沿流向先增大后减小。相关结果验证了大孔径近似（Large Aperture Approximation,LAA）原理在相当大的范围内可以利用OPDrms对斯特列尔比（Strehl Ratio,SR）值进行有效的预测。基于KD-01高超声速炮风洞,我们构建了一个可以获取高超声速（马赫6）光学头罩从短曝光到长曝光下波前结果的气动光学效应测试平台。随着曝光时间的增加,低阶泽尼克（Zernike）多项式重构高阶畸变波前的精度逐渐提高,从62.2%提升至88.6%。这意味着曝光时间的增加有助于降低波前空间分布结构的复杂性,原理上可以降低波前自适应校正的难度。随着曝光时间的增加,高阶畸变波前(OPDhigh-order)对应的OPDrms逐渐增大,增加的幅度逐渐减小。与此同时,不同时刻OPDrms的差异逐渐减小,当曝光时间达到499μs时,这种差异接近于零。在不同曝光时间下,LAA原理都可以对SR值实现比较理想的预测。随着曝光时间的增加,成像积分分辨率呈现较明显的下降,最终稳定在1.43R0左右,相比曝光时间6ns时积分分辨率提升了大约30%。在曝光时间为20μs时,在喷流压比（Pressure Ratio of Jet,PRJ）等于零处,瞄视误差（Bore Sight Error,BSE）比较小。随着PRJ的增加,BSE逐渐增加,并且在PRJ=1处BSE存在局部小值。当PRJ>1时,BSE随着PRJ的增加逐渐增加。微型涡流发生器（Micro Vortex Generators,MVGs）的引入实现了对不同PRJ状态下OPDhigh-order的抑制,并且显著改善了波前的稳定性。