强激波的加热效应和强烈的粘性耗散作用导致在大气层内飞行的高超声速飞行器表面面临严峻的热环境,飞行器的设计发展受到高热环境的严重制约。已有的热防护方式,无论是主动式热防护还是被动式热防护或者半被动式热防护,都只是为了单纯的有效的保护在高温环境下飞行的高超声速飞行器内部结构,这也导致飞行器的热防护结构不得不越来越臃肿,进一步挤占了高超声速飞行器宝贵的内部空间。为了保证高超声速飞行器长时间高马赫数巡航飞行,就需要尽可能地减轻结构重量,降低热防护结构的空间占用率,是其高超声速飞行器结构及热防护发展的一个必然方向。本文借鉴超燃冲压发动机再生冷却充分利用能量的思路、核电站蒸汽发生器工作原理,基于工质流动沸腾过程的高换热效率以及工质物态变化引起能量转化,满足高超声速飞行器长时间飞行的新型的热防护结构方案:通过在全飞行器高热流区的承力结构中预埋设微型传热管道,利用管道内的工质进行流动沸腾换热,同时吸热后的工质通过对外做工后进入再循环,具有主动热管理功能的热防护结构方案,可在解决热防护结构全面臃肿问题和实现高超声速飞行器有效热防护的基础上实现其表面气动热进行转化和充分利用。首先对本文提出的热防护-热能利用系统的设计思路和系统构型做了简要介绍,然后围绕气动热到动能转化这一过程展开分析研究工作。采用共轭换热的方式计算高超声速飞行器表面气动热和内置传热管流动沸腾换热情况。采用双流体模型和壁面沸腾模型对传热管的流动沸腾特性进行仿真分析。研究了重力、入口流速、环境压力、管道尺寸和管道截面形状对水平管道流动沸腾特性的影响。分析了高热流区和低热流区对流动沸腾换热过程中的临界位置的影响。根据已有的经验关联式和实验数据,提出预测水平管临界热流密度的计算方法,修正了影响水平换热管和垂直换热管间类比关系的最大临界速度。结合高超声速飞行器的热环境,布置传热管表面的热流密度分布,通过内外流场计算,得到较好的热防护方案。对传热管的流动沸腾换热的热防护效果进行评估,并探究了提高热能转化效率的方式。最后针对仿真计算结果和关联式预测情况设计了验证性实验。