高超声速飞行器是21世纪世界航空航天事业发展的一个主要方向,对国际战略格局、军事力量对比、科学技术和经济社会发展以及综合国力提升等产生重大和深远的影响。而其中的防热问题是高超声速飞行器设计的关键问题。本文以典型的高超声速飞行器受气动加热影响的热防护系统方案为工程背景,参考目前国内外先进的热防护系统方案,完成从飞行器的气动加热、热防护系统材料与尺寸的对比和防热性能分析到结构热响应的计算过程。首先利用数值方法和工程估算方法对飞行器的热环境进行气动加热计算,针对飞行过程中的典型设计点分别得到气动加热的数值解,计算得出飞行器的头锥部分、进气道侧板前缘、进气道唇口和尾翼前缘的气动加热情况最为严重。其次对于飞行器典型受热区域建立热防护系统方案,并利用气动加热的计算结果,将其作为结构热分析有限元计算的初始边界条件,考虑飞行器壁面温度变化对热流密度的影响,对热流密度进行修正迭代,得到不同材料和不同设计参数的飞行器结构的温度场分布。再次在温度场计算的基础上,采用相同的计算方法和网格剖分,并考虑飞行器部件的受力特点,进行热——应力耦合场的数值模拟计算,得到其在各个方向上的位移场分布和应力场分布规律。最后对飞行器系统中的螺钉固定部件的接触热阻进行了初步的研究,数值求解螺钉固定部件的接触热阻,并利用有限元程序对接触热阻与粗糙度的关系进行了分析。整个计算过程对于高超声速飞行器的热结构设计和分析提供了一些有益的参考,具有一定的工程实用价值。