高超声速飞行器气动热问题是其方案设计中亟待解决的关键技术之一,严重的气动加热将极大影响飞行器结构、舱内有效载荷、飞行性能与安全。本文以高超声速飞行器为研究对象,结合工程与数值计算方法,建立一套快速、准确计算高超声速飞行器气动热环境的方法,并应用本文方法对某高超声速助推滑翔飞行器防热结构进行分析。研究了高超声速飞行器边界层外缘参数仿真分析问题。拟合了空气比热、比热比随温度变化模型,建立了温度-空气属性模型;构建了完全气体与平衡气体两种情况下边界层外缘参数工程计算模型;基于温度-空气属性模型,建立了基于无粘流场数值仿真的高超声速飞行器边界层外缘参数计算模型;完成了钝双锥模型与高超声速助推滑翔飞行器边界层外缘参数工程和数值计算与对比分析,结果表明本文边界层外缘无粘数值计算方法精度明显优于工程方法。研究了高超声速飞行器近壁面气动热环境仿真分析问题。推导了基于无粘流场数值仿真结果的高超声速飞行器壁面流线求解方法;构建基于参考焓法的部件分类高超声速飞行器层流与湍流气动热计算模型;计算了钝双锥模型气动热并与实验数据对比分析,迎风面母线热流密度最大差值为17.3%,验证了本文计算方法的准确性;对比分析了高超声速助推滑翔飞行器气动热纯数值仿真结果与本文方法的计算结果,热流密度曲线变化趋势一致,吻合较好;仿真分析了某高超声速助推滑翔飞行器沿弹道飞行的气动热环境,为防热结构设计与分析奠定了基础。研究了高超声速助推滑翔飞行器防热结构分析与优化。推导了基于能量平衡原理和傅里叶热传导方程的一维隐式格式有限差分计算方程;基于本文热流密度计算结果,计算了飞行器战斗部、仪器舱、发动机和尾段外壁、结构层及舱体内部温度分布;分析了壁面条件对结果的影响,结果表明热壁热流密度仅为冷壁热流密度最大值的56%,若以冷壁热流计算,防热层设计结果偏保守;由于战斗部、仪器舱和尾段结构层最大温度超过铝合金使用范围,采用序列近似优化算法对添加纳米多孔2Si O气凝胶隔热层的防隔热结构进行优化设计,较未优化前战斗部、仪器舱和尾段防隔热层质量分别降低43%、49%和35%,结构层最高温度375K,满足承载结构和内部设备使用温度,为高超声速助推滑翔飞行器防热结构设计与分析提供借鉴。本文研究提出的数值-工程方法相结合的高超声速飞行器气动热计算模型,具有较高计算精度与计算效率,能够满足高超声速飞行器方案设计中快速、准确工程估算的需求,防热结构设计满足材料使用的温度要求,在实际应用中具有一定参考价值。