随着航天技术的快速发展,可重复使用飞行器已成为空间运输系统研究的热点,对于控制空间运输成本具有重要的意义。由于可重复使用飞行器再入时不可避免地遭遇严重的气动加热问题,因此热防护系统成为可重复使用飞行器发展的关键技术之一,其主要作用就在于防止过多热量进入飞行器内部,避免飞行器内部结构超过许可的温度限制。本文以可重复使用飞行器的热防护系统为研究对象,对目前航天飞机上使用的陶瓷热防护系统进行传热和结构分析及参数优化。首先,介绍了国外可重复使用飞行器发展过程及现状,总结了热防护系统的各种方案,并以陶瓷热防护系统为对象应用有限元方法建立了一维瞬态传热模型和二维传热和结构分析模型,其中一维瞬态传热模型模拟飞行器再入过程中的热传导和热辐射换热,得到防热瓦内部瞬态温度响应,然后使用一维传热模型对防热瓦的厚度进行优化,确保飞行器内部结构不超过许可的温度限制;应用二维传热和结构分析模型优化防热瓦及蒙皮厚度,得到满足各种要求的最优设计,分析了内部热辐射、再入时初始温度、外边界条件和防热瓦之间缝隙的辐射对设计参数的影响;最后以“哥伦比亚”号航天飞机失事为背景,分析了防热瓦和应变隔离垫的脱落是否会导致航天飞机最后爆炸解体。