本论文进行基于流线跟踪法的高超声速飞行器气动热的计算与分析。基于普朗特的边界层理论,将流场分为边界层外的无粘流场和边界层内粘性主导的区域。用CFD方法求解无粘流场得到气流边界层外缘参数,用表面流函数的方法得到流线的精确分布;在理论与半经验公式的基础上进行高超声速气动热的计算。首先,对国内外发展的各种高超声速气动热的数值计算方法与工程算法进行了系统的分析、归类和比较,明确各种方法的原理、适用范围、精确度与不足之处等。本文运用了表面流函数的概念,并通过理论推导,得到了表面流函数与表面流线的关系;然后运用结构化网格求解三维Euler方程,计算得到高超声速飞行器的边界层外缘无粘流场气流参数;最后利用无粘流场气流参数和表面流函数的方法计算了高超声速飞行器的精确表面流线分布。计算结果表明,在有攻角和无攻角的情况下均可以得到较好的结果,为进一步精确预测高超声速飞行器表面的气动加热奠定了基础。在边界层内部,基于已有的流线分布,在小横向流近似和高冷壁假设下,采用相似性方法、参考焓方法、局部相似性等方法来确定飞行器表面的气动加热。通过对有详尽实验数据的钝双锥模型的计算,结果与经典的热流公式和实验数据进行对比,证明本方法具有一定的精度,适用于高超声速飞行器概念研究和初步设计阶段。本文的工作实现了数值计算与工程方法的耦合,采用这种方法计算表面热流分布,既克服了纯工程算法难以求解复杂外形物面参数的缺点,计算量又小于纯数值算法,具有一定的工程实用价值,为热环境的预测提供了依据,可以作为“高超声速气动热快速计算软件”的不可或缺的一部分。