高超声速飞行器在大气层里飞行过程中与周围空气发生强烈相互作用而受到严重气动加热，准确地进行气动加热计算和热防护设计一直是研制高超声速飞行器的技术关键。　　 针对前缘构件的超高温材料，分别采用有限差分法和有限单元法对超燃冲压发动机用ZrB2-SiC前缘构件高超声速气动加热过程及其内部热应力进行了数值模拟，并以电弧风洞地面模拟实验对计算结果进行了验证。计算结果表明，当飞行马赫数为6，总温2375 K，总压4.41 MPa，结构前缘半径0.125 mm时，驻点温度5 s达到1870 K，内部最大热应力达到1240 MPa，这将导致服役过程中材料的失效。电弧风洞实验表明，驻点温度5 s达到2175 K，材料前缘因承受的应力超过其弯曲强度而断裂。计算结果与风洞实验结果吻合较好。　　 针对大面积热防护材料，本文设计了一套隔热材料高温(>1200℃)隔热效果的测试装置，可在前期代替高超声速风洞实验，可对隔热材料进行快速、低成本的有效测试和筛选。采用本装置在材料冷壁热流值为4.13×105W/m2，材料热面中心温度为1600±10℃时，考察了炭/酚醛材料、ZrO2纤维板材料和两种新型耐高温复合多层隔热材料的背部升温历程，评价其隔热性能，并采用有限差分法数值模拟了ZrO2纤维板材料背部升温历程，预测其有效导热系数。研究表明，在加热初期400 s时间内，炭/酚醛复合材料的隔热性能优于ZrO2纤维板的隔热性能，后期则相反；ZrO2纤维板的隔热性能与其体积密度有关，其有效导热系数随温度升高而非线性地增大。设计的新型耐高温复合多层隔热材料总厚度35.4 mm，经过700 s隔热测试后冷面中心背温为20℃，将成为航空航天隔热候选材料。