本文基于边界层理论,采用经典的理论经验公式和数值传热相耦合的方法,对零攻角超声速球锥型飞行器气动热进行模拟计算,得到其表面热流密度值及飞行器内部温度值分布,较为精确地分析飞行器的气动热环境,为超声速飞行器外形设计优化和头部气动热设计、热防护提供了重要的理论参考。一方面对超声速圆锥绕流流场进行求解,确定球锥外形飞行器超声速飞行条件下表面所形成的激波形状和激波角,通过激波前后气流参数关系式计算波后气流参数,并利用二次激波膨胀波法结合修正牛顿理论确定飞行器表面边界层外缘气流参数,然后从二维平板低速层流的布拉修斯解出发,经相似比拟、Eckert参考焓法及高温气体特性等修正,推导得出的零攻角超声速球锥外形飞行器表面层流边界层内气动传热热流密度公式；另一方面建立并生成球锥外形飞行器模型及网格,将其导入程序中作为研究对象,并将推导得到的热流密度公式代入程序中作为计算模型的边界条件,然后采用有限体积法对控制方程(组)进行离散,最后通过迭代计算得到超声速飞行器气动热环境。本文主要研究内容有三部分：模拟球锥外形飞行器头部平面模型和三维模型在超声速飞行条件下的气动传热状况,结果表明在相同超声速飞行条件下,与平面模型相比三维模型产生的气动热环境更为严峻,且随着计算马赫数的增大,这种恶劣的热环境变得越来越严重；其次选取了三种不同半锥角的球锥外形飞行器模型,在相同计算条件下模拟结果显示,较高马赫数飞行条件下,对于头部曲率半径相同的模型,在合理范围内增大其半锥角,可以降低飞行器头部高温区域附近的温度值,即改善球锥外形飞行器在超声速飞行下恶劣的气动热环境；最后将飞行器模型内部空腔内表面和内空间环境之间的热传递考虑在内进行模拟计算,结果显示在较高的马赫数飞行条件下,考虑球锥外形飞行器内部封闭空腔内自然对流传热时,其所承受恶劣气动热环境得到了显著的改善。