高超声速滑翔式飞行器具有飞行速度快、突防能力强、打击精度高等特点,已经成为世界航空航天领域的研究热点。高超声速滑翔式飞行器气动加热性能的准确预估是指导热防护系统设计的基础,是决定高超声速滑翔式飞行器能否走入工程实际应用的关键技术之一。气动外形和飞行弹道是造成高超声速飞行器复杂气动加热问题的主要决定因素。本文首先对高超声速滑翔式飞行器的气动外形和飞行弹道进行了研究。结合弹道需求分析了气动布局的选型依据,研究了锥导乘波构型的设计方法及其气动力性能计算的工程估算方法和数值模拟方法,详细介绍了跳跃滑翔弹道的特点,建立了高超声速滑翔式飞行器的三自由度运动方程,设计了高超声速滑翔式飞行器的典型外形,考察了钝化边缘对其气动力的影响,基于其气动数据形成了典型跳跃滑翔弹道。结合高超声速滑翔式飞行器的气动外形和飞行弹道特征开展了气动加热问题的相关物理问题研究,建立了高超声速滑翔式飞行器稀薄气体流动分区、高温效应、表面流动状态及表面温度求解等问题的分析方法,基于高超声速滑翔式飞行器的典型外形和弹道数据,分析了其气动热分析模型的特点。基于气动热物理模型的特点,本文对高超声速滑翔式飞行器气动热问题的工程估算方法和数值模拟方法进行了研究。在瞬时辐射平衡假设下,分析了钝化边缘对飞行器气动加热的影响;基于较为合理的钝化半径,分析了驻点热流密度和辐射平衡温度随弹道的变化规律;采用工程估算方法考察了不同受热程度下飞行器前缘和表面的温度分布情况;采用数值模拟方法对驻点及上下表面的气动加热受钝化半径、空气化学反应、表面流动状态等的影响程度进行了分析;最后将数值模拟结果与工程估算结果进行了对比。本文工作对于新型高超声速滑翔式飞行器气动热问题的研究具有一定的参考意义。