共形光学导引头能够使导弹具有更高速度、减少导弹命中目标时间、增加导弹飞行距离。这就要求共形整流罩要既满足成像系统的像质要求，还要能够承受导弹超音速飞行时引起的气动力与气动热载荷。目前，国内验证整流罩强度主要采用大量风洞试验方式，这样既浪费人力物力，又存在导引头结构设计上的盲目性，所以能够找到一种数值仿真方法为风洞试验提供参考，将是解决这个问题的关键。针对上述问题，论文分四部分逐层开展研究工作：首先依据流体动力学、热力学及结构力学基础理论，推导了适用于超音速共形整流罩的热流固耦合有限元计算方法，得到了计算基本方程。依据热流固耦合分析理论，利用有限元分析软件建立联合仿真平台，实现了顺序热流固耦合场数值联合仿真。解决了耦合场分析过程中气动载荷数据传递方法及对流换热系数取值问题。之后完成口径203mm，长径比1：1椭球型整流罩风洞测压试验，速度为2.0Ma、2.5Ma及3.0Ma，攻角为0°、10°、20°及30°。通过数值仿真对比试验结果，仿真数值准确度达到95%以上，验证了数值仿真准确性。根据风洞试验使用椭球型整流罩，提取速度2.0Ma、2.5Ma及3.0Ma，攻角为0°风洞试验数据，得到共形整流罩外表面压强值。建立了整流罩有限元模型，通过流固耦合仿真计算，得到材料为热压MgF2共形整流罩在不同厚度时面型变化及应力分布数据，拟合内、外表面变形后的轮廓曲线方程。设计了光学成像质量评价光学系统，对比共形整流罩受气动压力前后成像质量。结果表明，共形整流罩厚度2mm，速度3.0Ma时产生最大应力37.5MPa；与整流罩面型变形前成像质量比较，点斑最大相对误差0.26%，波面PV值最大相对误差-1.03%，在只承受气动压力的情况下，该结果满足结构强度及光学成像质量要求。对比Sapphire及ZnS整流罩材料在相同环境时结构应变及应力变化，验证了共形整流罩多种材料可行性。最后针对某一共形导引头，采用热流固耦合联合仿真技术，结合优化设计理论，对整流罩与弹体连接结构进行优化设计，得到优化设计后结构形式。结果表明，在速度3.0Ma，攻角为0°飞行环境时，机械结构连接段及热压MgF2整流罩最大应力分别为275MPa和36MPa，均满足材料许用屈服强度条件，且使整个结构质量下降了20%，舱壁厚度减少了1.5mm，增大导引头内部空间。