风洞试验过程中,试验模型受到气动载荷作用,将会不可避免地发生弹性变形。这种变形有时会导致试验模型的气动特性严重偏离设计目标,导致飞机的航程和承载能力下降。为了精确地设计飞行器的气动外形,在设计阶段就能准确地预估出飞机的实际气动性能,需要在风洞试验的过程中准确地测量出试验模型的弹性变形,并以此为根据对风洞试验数据进行弹性变形影响评估。源于大飞机设计和研发的需要,高速风洞模型变形测量试验技术已成为我国现阶段迫切需要的风洞试验技术之一。国内高速风洞大多为暂冲式,相比国外的连续式高速风洞,运行时存在较大的振动噪声,目前国外风洞中现有的模型变形测量方法并不适用于国内暂冲式高速风洞。为此,本文针对暂冲式高速风洞运行引起振动较大情况下的模型变形双目测量方法开展研究,取得如下研究成果:首先,针对暂冲式高速风洞环境下模型变形测量相机位姿振动较大的问题,提出一种在测量过程中考虑相机姿态扰动的双目测量方法。该方法在测量过程中实时求解相机位姿的变化,实现模型表面圆形标记点的高精度定位。相比于连续式风洞中现有的测量方法,本文给出的方法综合考虑了试验过程中的两台相机之间的相对位姿扰动、相机坐标系相对于风洞试验段坐标系的相对位姿扰动、以及模型体坐标系相对于风洞试验段坐标系的位姿变化。因此,可以有效补偿暂冲式高速风洞吹风过程中振动噪声干扰导致的模型标记点三维定位误差。其次,针对相机在风洞世界坐标系中的位姿求解问题,提出一种基于测量背景上未知坐标的共面4点的相机相对位姿解析求解算法。与现有的基于单应分解的主流算法相比,本文解析算法求解过程更加简洁,计算步骤更少,具有最快的求解速度和最高的求解精度。再次,针对两台相机之间的相对位姿求解问题,提出一种多约束的相机相对姿态求解算法。与传统的5点算法相比,本文算法考虑试验模型机身刚体的运动约束,因此不存在5点算法分解为旋转矩阵和平移向量过程中产生的多个解和尺度问题。然后,针对风洞中的模型标记点中心定位和三维重建问题,提出了一种基于投影轮廓参数计算圆心投影点位置的计算方法。该方法首先求解投影单应矩阵,然后计算圆心投影点的位置和圆的方向。与现有的圆心投影点修正计算方法相比,本文方法可以准确地确定圆心投影点的图像坐标,且使用上更加灵活。随后针对暂冲式高速风洞模型变形双目测量过程中单个模型标记点的三维重建问题,给出了一种相机相对姿态扰动下确定唯一解的方法。最后,基于上述研究,在2.4米暂冲式跨声速风洞全模试验段构建了一套模型变形双目测量原型系统,并将该系统的测量结果与ETW连续式跨声速风洞中的Stereo Pattern Tracking(SPT)系统的测量结果进行对比。结果表明两座风洞的模型变形测量数据一致性好,验证了本文方法的正确性。