随着飞行器功能的多元化发展以及电子技术的不断革新,机舱内的电子设备也向着集成化与小型化这一方向发展,容易出现温度过高进而导致电子设备失效的情况,冲击射流冷却作为一种行之有效的方法既能保证机载设备的正常运行也能够弱化红外辐射强度,因而研究冲击射流对飞行器表面与舱内的冷却效果具有重要意义。目前工程上的飞行器数值计算往往效率低下,因此有必要研究相应的温度预测模型实现飞行器温度的快速预测,提高数值模拟的效率,这在工程计算上有着重要的应用价值。本文以某型飞机为研究对象,基于所建立的气动热计算模型、内外耦合计算模型、冲击射流一体化计算模型,结合飞机温度场分析的数理模型与数值计算方法,对不同工况下全机气动对流换热、蒙皮温度场以及舱内温度场进行了计算研究。分析了蒙皮外部对流换热特性,将所得到的浮动热边界条件与热网络法相结合,完成了不含冲击射流情况下飞机内外热环境耦合作用下的计算,并将计算结果作为冲击射流一体化计算的初始条件,进一步完成了冲击射流冷却情况下蒙皮与舱内温度场的计算,分析了蒙皮开口情况下冲击射流对飞机蒙皮与各舱段温度的影响以及不同飞行包线下蒙皮与各舱段温度的变化规律。最后对冲击射流一体化计算模型进行适当修改,以此为基础完成了发动机尾喷气流的计算,分析了高温气流对蒙皮温度的影响。本文通过分析飞机温度场计算的数理模型与方法,并考虑到实际工程问题中影响温度变化的各因素,建立了适用于温度预测的过程神经网络模型,通过对传统的学习算法进行改进,得到了更为适用的学习算法,并基于Matlab完成了程序的设计与编写。利用相空间重构理论,将传热问题解析解的温度数据构建成为样本集,分析了所建立的温度预测模型的合理性与精确性。最后通过数值模拟得到飞机典型舱段的瞬态温度数据,并基于数值计算的部分数据采用相空间重构理论完成了样本集的构建,结合所建立的温度预测模型对典型舱段瞬态温度进行快速预测,将模型的预测值与数值模拟结果进行对比,并最终完成了预测模型的误差分析。