在高超声速飞行器的研究与设计过程中，气动加热是无法避免而且需要妥善解决的关键技术之一，它直接影响着高超声速飞行器的飞行性能与安全。本文以高超声速飞行器表面气动加热为对象，建立了一套能够较好的适用于复杂外形高超声速飞行器表面热流密度分布计算的工程计算方法。以面元法为基础，利用牛顿修正理论计算高超声速飞行器表面压力分布：采用非结构网格对飞行器模型表面进行划分，在每个三角形面元内利用修正牛顿理论，假设来流在面元法向上的动量分量完全损失掉，根据牛顿第二运动定律，求解面元内的气动压力，最后叠加获得飞行器模型表面上的气动压力分布。基于牛顿最速下降方法，计算高超声速飞行器表面流线轨迹，利用之前所计算的压力分布及参考焓法和考虑高温气体效应情况下气体参数的拟合公式，计算流线轨迹上各数据点表面参考焓条件下的气体参数，沿流线积分获得目标点处的雷诺数，再把相关参数带入计算公式，获得目标点处的热流密度。为验证本文计算高超声速飞行器表面热流密度方法的正确性，先后研究了钝头体驻点热流密度，并与常用的工程算法计算结果对比，不同攻角条件下钝锥表面热流密度分布，以及以升力体和乘波体为代表的复杂外形飞行器的表面热流密度分布。最后，把本文方法所计算的升力体表面的热流密度分布计算结果加载到有限元模型表面，对升力体表面壁板的热响应进行计算和分析，对热防护系统厚度进行了优化设计，并对端头帽在飞行过程中的热响应进行了研究。计算结果表明，本文所采用方法通过合理的工程近似，较显著的简化了计算过程，在计算高超声速飞行器表面热流密度方面具有较高的计算效率和精度，适用于复杂飞行器外形，能够满足在高超声速飞行器方案设计阶段气动热快速工程估算的需求，在实际应用中具有一定参考价值。