先进的高超声速飞行器能够在高速飞行过程中自主控制飞行轨迹。在非巡航状态下,非定常气动力、气动热以及结构振动的相互作用可能引发热颤振问题。论文从流场计算、结构温度场计算、结构振动瞬态响应分析等方面围绕非巡航状态热颤振计算方法开展研究,发展了基于“冻结”模态方法和基于多场瞬态耦合方法的高超声速飞行器非巡航状态热颤振计算方法。基于有限体积法建立了高超声速流场-结构温度场同步计算方法。采用双时间推进法求解统一的非定常控制方程。交界面采用完全对接的网格形式,两侧分别构造虚拟单元求解边界导数项。引入当地时间步长等加速收敛措施。将同步计算方法的计算结果与松/紧耦合方法的计算结果和实验结果进行对比。对于恒定来流的高超声速气动加热问题,耦合方法与同步计算方法的计算结果均与实验结果吻合;对于变化来流的高超声速气动加热问题,耦合方法与同步计算方法在非驻点区域的热流和温度与实验值基本一致。紧耦合方法与同步计算方法在驻点处的热流与温度比松耦合方法更接近实验值。在此基础上,研究了高超声速空腔结构内部气体流动对结构温度场的影响。研究发现,空腔内气体的传热过程非常缓慢,对结构温度场温度分布影响较弱。开孔对结构温度场影响较大,孔壁边缘瞬时温度甚至超过外流场驻点温度。将所建立的高超声速流场-结构温度场同步计算方法与变刚度时域颤振计算方法相结合,建立了非巡航状态的热颤振计算方法。根据结构振动特征时间远小于结构传热特征时间这一特点,引入“冻结”模态思想:在时域求解结构运动方程时,忽略轨道状态点之间结构温度场的变化,保持温度场和模态不变。将方法应用于全动舵面沿轨道运动过程的热颤振计算,得到非巡航状态点的热颤振特性。研究发现,冷模与热模均表现为铰链模态和一阶弯曲模态的耦合颤振。高温降低了各阶模态的固有频率,增加了临界刚度系数,减少了颤振刚度余量。由于铰链模态受温度影响较小,反而使得热模的一阶弯曲模态与铰链模态的频率更加接近,颤振临界刚度系数也因此大幅增加。利用Nastran Restart功能实现时变载荷的线性与非线性瞬态求解方法。采用RBF插值方法将结构单元表面变形传递给流场物面网格点。建立了CFD/CSD耦合气动弹性计算方法,并应用于平板后掠翼的颤振计算。研究了几何非线性和材料非线性对颤振临界速度的影响。研究发现,几何非线性一定程度上改变了颤振临界速度。材料非线性主要表现为温度对材料力学性能的影响。将所建立的流场-结构温度场同步计算方法与非线性结构瞬态响应求解方法相结合,建立了非线性瞬态多场耦合计算方法。通过坐标变换,将非巡航状态的舵面偏转量和结构振动变形量叠加用于实现流场动网格变形。建立了基于瞬态多场耦合方法的高超声速飞行器非巡航状态热颤振计算方法:首先采用流场-结构温度场同步计算方法得到轨道各状态点的结构温度场,然后采用非线性瞬态多场耦合方法计算轨道相邻状态点之间的结构振动响应。将该方法用于分析全动舵面沿轨道3-6号状态点之间的热颤振特性。研究发现,该舵面在轨道4-5号状态点之间发生颤振,颤振形式为铰链扭转模态与一阶弯曲模态的耦合颤振,与“冻结”模态的热颤振计算方法结果一致。与不考虑振动的同步计算方法对比监测点的热流密度和温度,发现结构振动一定程度上降低了监测点的温度。在结构振动对结构温度场产生明显的影响之前,振动已经呈发散趋势,从该角度验证了所建立的瞬态多场耦合热颤振计算方法的合理性。