热防护系统是高超声速飞行器必不可少的结构材料系统，用以防止飞行器内部器件在气动热环境下不致烧毁破坏。为了减轻系统的重量，目前的热防护系统多采用夹芯结构，主要由中间夹芯层与内外两层面板组成。轻质与隔热性能使陶瓷泡沫材料成为中间夹芯层的最佳材料。另一方面，高超声速飞行器服役环境恶劣，飞行过程中空间粒子的撞击和剧烈的气动作用经常会导致外层面板的损坏，进而危及整个系统的安全。因此，了解中间夹芯层材料的导热性能和外层面板材料的断裂性能对提高泡沫夹芯结构的防热性能是至关重要的。基于此，本文对泡沫材料在高温条件下的导热系数和固体面板材料在热冲击下的断裂行为进行系统地研究，主要内容如下：　　利用体心立方单胞模型代表泡沫材料的几何结构，求解高温条件下泡沫材料的等效导热系数。首先通过几何光学定律和衍射理论对泡沫材料的高温辐射性质参数进行预测。然后通过 Rosseland近似法获得泡沫材料的辐射导热系数。最后运用叠加原理给出泡沫材料等效导热系数的表达式。通过分析结构参数和基体的光学参数对泡沫材料的辐射导热系数的影响，发现大的孔径和孔隙率有益于泡沫材料内辐射的传播，而反射比对辐射导热系数的影响取决于反射的方式：如果反射是镜面反射，那么反射比对辐射导热系数不起影响作用。如果反射是漫反射，那么辐射导热系数随反射比呈递减趋势。相比于漫反射，镜面反射更有利于热辐射的传播。为了对理论模型进行验证，采用热线法实验测量了氧化铝陶瓷泡沫材料在不同温度下的导热系数，并将实验结果和理论结果进行对比，结果显示两者吻合良好。　　基于非傅里叶导热定律对固体材料的断裂行为进行研究。考虑内部裂纹为导热裂纹和热绝缘裂纹两种情况。当内部裂纹为导热裂纹时，它可作为加热（或冷却）的热源。此时，裂纹尖端处会形成 I型的热应力强度因子。当内部裂纹为热绝缘裂纹时，它不允许任何的热流通过裂纹。此时，裂纹尖端处会形成 II型的热应力强度因子。利用拉普拉斯变换和双重积分法对问题进行求解，并且讨论热弛豫时间、裂纹长度和材料厚度对热应力强度因子的影响。通过对非傅里叶导热模型和傅里叶导热模型下的热应力强度因子进行比较，发现基于非傅里叶导热定律的热应力强度因子要大于基于傅里叶导热定律的热应力强度因子，并且材料厚度越小，差距越明显。　　以非傅里叶导热理论为基础研究固体材料在遭受急剧温度载荷作用下的热冲击阻力。考虑中心裂纹和边缘裂纹两种不同裂纹位置的情况。首先，给出不含裂纹时的温度场和相应的热应力场。然后通过权函数法获得瞬态热应力强度因子。最后，基于最大应力准则和断裂韧性准则对热冲击阻力进行预测。通过比较非傅里叶导热模型与傅里叶导热模型的区别，发现傅里叶导热模型会过高地估计材料的热冲击阻力。这说明在预测介质的热冲击阻力时，引入非傅里叶导热模型是必要的。　　飞行器在高速飞行时，剧烈的气动加热使得泡沫夹芯结构的温度梯度很高，从而导致应力、应变梯度也很大。为此，本文第四部分以应力梯度非局部弹性　　理论为基础，对材料在热冲击作用下的断裂行为进行研究。首先，通过分离变量法求解不含裂纹时的温度场和应力场。然后，通过权函数法分别获得中心裂纹和边缘裂纹两种不同裂纹位置条件下的热应力强度因子，并且讨论热冲击时间、裂纹长度和非局部参数对热应力强度因子的影响。最后，采用最大应力准则和断裂韧性准则给出材料的热冲击阻力。通过对非局部弹性理论模型和局部弹性理论模型下热冲击阻力进行比较，发现基于非局部弹性理论模型的热冲击阻力要大于基于局部弹性理论模型的热冲击阻力，并且非局部参数越大，差别越明显。