高超声速飞行器具有极其重要的军事战略意义和广泛的民用前景,是航空航天事业发展的一个重要方向。高超声速飞行器在服役过程中所处气动环境恶劣、影响因素复杂,外部流场气动热环境与热防护材料/结构之间存在强烈的耦合作用,准确地预测高超声速气动热环境以及材料/结构的响应是热防护系统设计的前提与基础。飞行器在服役过程中,外部气体由于激波的作用,将会使气体大部分的动能变为热能,从而导致外部流场高温气体效应,对飞行器表面产生严重的气动加热。一方面气动热力环境将会使材料发生烧蚀,导致结构产生变形,另外热防护材料的烧蚀以及结构变形在很大程度上也会影响外部流场,进而影响气动热环境,这样对飞行器热防护系统的使用将产生严重的影响,对热防护材料/结构提出了极大的挑战,成为发展高超声速飞行器所面临的难题之一。本文从高超声速气动热环境预测、热防护材料/结构与热环境的耦合效应出发,主要开展了高超声速气动热影响因素、缝隙结构流场及其局部热环境、热防护材料/结构在气动热环境下的响应预测等问题的研究,具体包括以下几个方面的内容。(1)对飞行器典型结构在服役环境下的气动热进行研究。分析高温化学非平衡效应、壁面催化效应以及飞行高度对气动热环境的影响,并研究了壁面催化对气动热的敏感度,得到了圆柱钝头以及球锥模型的外部流场特征及气动热环境。高温化学非平衡效应极大得改变了流场及气动热环境,采用高温化学非平衡模型相对量热完全气体模型,计算得到的流场与试验值更加相符,高温化学非平衡效应使激波脱体距离明显减小,由15.1mm减小为11.8mm,激波内温度降低,由9647K降低到8287K,壁面热流密度减小24.2%,但对气动力的影响不大。壁面催化作用加速了近壁面区域化学组元之间的复合反应,采用完全催化壁面相对非催化壁面使得热流密度增加19.8%,并得到了不同马赫数、曲率半径、壁面温度下催化效应对气动热预测的敏感度。分析了 71km及81km两种飞行高度下球锥模型的气动热环境,在一定范围内,随着飞行高度的增加,化学反应速率减小,气动热变强,气动压力减小。(2)对高超声速环境下缝隙结构开展了流场及局部热环境的研究。得到缝隙内存在一定的涡旋运动,缝隙内绝大部分区域的气流速度较低,靠近缝隙底部的气体几乎静止。缝隙内壁面热流呈现U型分布,在缝隙出口处存在过热点,是热防护设计的重点。缝隙内热流会随着来流攻角及马赫数的增大而增加,但缝隙内的涡旋结构形态、局部热环境以及壁面热流分布规律基本不变。当缝隙宽度一定时,改变缝隙深度对于前后壁面热流的影响不大,当固定缝隙深度时,前后壁面热流随着缝隙宽度的增加而增大。缝隙内主涡个数受到缝隙宽深比的限制,来流条件决定了缝隙内最大主涡的个数。通过在缝隙出口处设计倒角,可有效改善缝隙的局部热环境。(3)研究了高超声速气动热环境与热防护材料之间的耦合关系。建立了流-热-烧蚀多物理场耦合模型,采用小型风洞对D6AC超高强钢进行烧蚀试验研究,并验证了多物理场耦合模型的有效性。采用流-热-烧蚀多物理场耦合方法对高超声速环境下碳/碳复合材料的传热及烧蚀过程进行研究,碳/碳复合材料前缘模型初始阶段驻点区热流值最大,随着烧蚀时间的推移,材料壁面温度逐渐升高,驻点区温度梯度变小,热流值也减小,壁面温度和热流随着时间的推移都发生了显著的变化。碳/碳复合材料前缘模型驻点区的温度较高,材料表面反应活跃,烧蚀最为严重,在烧蚀30s时刻,驻点烧蚀深度为17.5mm,而模型侧面只发生少量烧蚀,模型前缘半径增大。(4)研究了鼻锥复合结构在高超声速环境下的热力响应,并对鼻锥外形进行优化。以意大利航空航天研究中心的飞行器鼻锥复合结构为研究对象,建立鼻锥流-热-结构双向多物理场耦合模型,得到结构内部温度及最大主应力分布随飞行时间的变化规律。初始阶段鼻锥结构的最高温度以及最大主应力出现在鼻锥头部,随着飞行时间的推移,最高温度逐渐升高,最后趋于平稳,最大主应力达到一定值后逐渐减小,且产生最大主应力的位置逐渐向鼻锥内部移动,最终趋于平稳。随着马赫数的增大,壁面热流逐渐增大,鼻锥结构的温度和最大主应力都随之增加。最后采用遗传算法对鼻锥结构外形进行优化,基于质量、气动力、气动热三个目标进行优化设计,多目标优化后的结果为RN=0.04m,θc=14°,Rb=0.019m。本文通过对高超声速空气动力学、传热学、结构力学、材料学及化学等多学科的交叉与融合,在高超声速飞行器典型外形及缝隙局部气动热环境的预测,以及防热材料/结构在气动热环境下的响应等方面取得一定的成果,可为高超声速飞行器热防护系统的设计与优化提供一定的参考。