本文以某型号高超声速飞行器热防护系统设计为背景，探索从飞行器气动加热率，温度，气动特性的数值分布，并依据这些数据对飞行器进行了飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真的数值计算过程。高超声速飞行器表面热流的计算受多方面因素的影响，主要是对CFD计算格式和网格的依赖较大。本文计算选择AUSM+和AUSMPW+格式，k方程模型，时间的离散采用LU-SGS，该方法具有较高的计算效率，可以节省计算时间。使用控制容积法计算了导热过程，外边界是由来流条件给定，采用远场边界条件；固壁采用无滑移、绝热边界条件，远场采用无反射边界条件。应用上述方法对飞行器在120Km的再入过程中进行不同飞行工况下的表面温度，热流密度，气动特性进行了计算，并建立了相应的数据库，为飞行器轨迹优化与总体飞行仿真的数值计算提供了有意义的数据。航天飞机在再入飞行过程中将产生严重的气动加热，并且飞行过程中产生较大的法向和轴向过载，研究一种良好性能的轨迹计算和优化算法，寻求具有最优热力学环境的再入轨迹(返回轨迹与气动辅助变轨)增加有效载荷，是一个很有理论与工程价值的问题。本文在已经建立好的数据库的基础上，采用共轭梯度法来求得更为精确的最优控制变量和最优轨道，并且运用相关的轨迹优化程序，对飞行器的再入飞行轨迹进行了优化，在气动加热率，温度等方都取得了较好的优化结果，从而实现了优化的目的。整个数值计算过程对高超声速飞行器热防护设计与分析提供了一些有意义的参考。