光学成像武器近地超高速飞行时,用于窗口冷却的超声速气膜及成像设备的制冷需要较高压力及质量流率的气源。依靠传统弹载气瓶的方案,很难完成长时间的气源供给,既会加大地面装载预压难度,又会占用导弹载荷能力及弹内空间。为此,本文以解决超高速光学头罩超声速气膜用气需求为研究目的,提出了冲压式超高速光学头罩的概念,即使用进气道技术捕获飞行时的高总压来流,以完成冷却气源的供给任务。但由于冷却气源与发动机燃烧对于气源的需求有所不同,对于进气道的性能侧重和设计改造仍需进一步研究。首先从超高速光学头罩超声速气膜的用气需求出发,结合CFD（计算流体力学）计算结果得到了明确的气源供给的压力及流量要求。提出了采用“进气道+液氮冷却”的供气方式,并对总体系统和工作流程进行了描述。之后对用于气膜冷却的进气道与冲压发动机进气道的区别进行了分析。其次,开展了基于侧压式进气道的压缩充气实验研究。前体为带攻角的钝头平板,气路从进气道底部引出并连接至储罐。针对四种不同的侧板构型,在马赫数为3的条件下分别进行了不同唇口位置及侧板间距的实验,并对进气道平直段出口是否堵塞对实验结果的影响也做了针对性研究,得到了储罐平衡压力及平均充气流量的变化规律。根据模型对称面的流场显示结果、壁面及气罐压力数据,对造成充气性能变化的原因进行了合理的分析与解释。最后,基于侧压式进气道进行了前体为双锥钝头体模型的压缩充气实验。针对前一章中总压恢复系数最高的侧板构型,在马赫数为3和6的条件下进行了侧板间距固定、调整唇口位置的实验,同时加入了温度测量,得到了与二维钝头平板模型实验略有不同的结果和规律。结合CFD计算结果,分析了进气道的性能指标,并对高总温条件下捕获气流温度高的现象进行了探讨。