进气道是高超声速飞行器的至关重要的部件之一,飞行器在高速飞行时,空气与壁面相互作用,进气道内产生复杂的流场,激波及其反射波、涡流流场等,导致飞行器性能下降。双垂直楔模拟进气道边界层激波情况,探索不同的形式边界层对进气道的影响,为进气道的设计提供支撑。仅仅只靠风洞内的试验结果,试验的成本高,当模型更换时,需要重新做试验进行验证,使用计算光学的方法,不仅效率高、速度快,节省成本,同时还能验证流场计算方法的正确性,同时,为进气道的设计提供一定的参考价值。本文首先介绍了高超声速气体流动机理的研究方法以及计算光学在高超声速流场中的作用、优缺点等。然后引出了本文验证计算方法使用的两种试验方法,纳米粒子散射技术和聚焦纹影技术,用于双垂直楔内的激波干扰与涡流控制的研究。计算光学图像处理方法研究方面,光学物理模型转化成数学模型,设计了两种图像处理方法,包括最短距离法和外接长方体法,其中外接长方体法目的是加快计算速度;在图像的精确度上使用了直接赋值法和一阶精度法,一阶精度法相对于直接赋值法有更高的精确度。此外,还对上述的算法进行了参数分析。在计算图像的验证方面,搭建了聚焦纹影系统,首先使用十字测压排架对搭建的光学系统聚焦能力进行了验证。进行双垂直楔的实验验证时采用了两种摆放方式,包括水平摆放方式和垂直摆放方式。水平摆放方式侧重点在模型底部的边界层厚度,计算图像的边界层厚度为4～6mm,试验图像的厚度为4～5mm,计算结果拥有一定的可靠性。垂直摆放方式主要观察双垂直楔内激波及其反射波的位置,对垂直摆放模式下进行的定量分析,结果表明,横向和纵向的相对误差小于3%,该状态下的计算图像和试验图像进行对比,验证了理论计算的正确性。