高超声速飞行器的热气动弹性问题是当今气动弹性领域的重要发展方向之一,相关研究涉及了计算空气动力学、计算结构动力学、计算热力学等多个领域,通常采用CFD/CTD/CSD耦合计算方法求解经典的流固热多场耦合问题。本文在全面回顾高超声速热气动弹性发展过程及其分析方法的基础上,提出了一种包含气动力和热流的新的降阶方法。本文的主要工作如下:首先建立典型高超声速飞行器翼面的流场和结构模型,并研究了适合于该飞行条件下的气动力、气动热降阶模型。详细阐述了ARMA/ROM的模型建立、训练数据获取、参数识别及其在气动弹性分析中的运用,并与CFD计算结果进行对比验证该方法的正确性和合理性。其次通过参考焓方法对翼面气动热计算进行降阶。结果表明,对于本文模型,ARMA/ROM能高效高精度地辨识气动力、同时修正后的参考焓理论能较好的拟合气动热。最后将上述气动力和气动热的降阶模型运用于高超声速热气动弹性的双向耦合分析。在气动加热过程中的任一时刻,对结构施加微小扰动,求解该时刻结构的全瞬态响应。引入温度模态,将微小温度变化分解到各阶温度模态上。在各阶温度模态下进行气动力训练得到相应的ARMA模型,线性叠加后获得以温度模态为基础的ARMA降阶模型。耦合修正后的参考焓方法,实现了针对气动生热过程中任一时刻的全瞬态响应求解。结果证明,该方法能有效提高全瞬态计算效率。