随着载人航天工程等国家重大科技专项的实施,临近空间飞行器技术得到快速发展,飞行器在大气稀薄过渡流段的气动加热和热防护问题越来越受关注。高超声速风洞稀薄气动热试验预测是研究上述问题的一项关键手段。对于稀薄气动热风洞试验,主要是在高超声速低密度风洞开展,采用的试验测试技术是红外热图和薄壁量热计测热两种。本文给出了两种试验试技术的数据处理方法,对影响试验测试精度的因素进行了分析,并对红外热图测热试验技术做了改进和完善工作,对薄壁量热计做了结构优化。对于红外热图测热技术的完善,主要完成了以下工作。(1)提出了基于主动适应原则的密封旋转装置和红外光路反射法,解决了大极角测量和模型局部关键位置测量的问题。(2)开展了耐高温红外测热模型材料研究,选取改性聚酰胺作为新的试验模型材料,并对其热物性和发射率值进行了测量分析。(3)利用材料热物性参数分析仪和发射率测量仪,得到准确的材料特性数据,并分析了材料发射率随温度变化的规律。(4)利用红外图像物像映射关系处理软件,完成了红外热图的三维重构。(5)编写了红外测热试验数据处理软件核心程序。对于薄壁量热计测热,针对其侧向导热的影响,本文创新的提出了一种适用于低密度风洞薄壁测热新型变厚度结构。通过有限元分析和飞行试验验证,并与现有技术进行对比分析,证明新结构的量热计可以提高试验有效测量时间,并且初始响应效果更佳,适于长时间风洞试验测量。最后本文通过开展的稀薄气动热风洞试验和飞行试验,对上述试验测试技术改进和传感器结构优化工作的效果进行了验证。试验结果证明本文所开展的研究是有价值的,相应的技术改进和结构优化是有效的。通过本文研究取得了以下研究成果。(1)完善和改进了低密度风洞红外测热试验测试技术,建立了较完整和自主性较强的低密度风洞测热试验体系。(2)创新的提出了变厚度薄壁量热计结构。该结构能使风洞薄壁测热试验的有效测量时间提高70%,并获得更好的初始响应。