气动热弹性耦合分析是高超声速飞行器研制过程中的关键难题,直接关系着飞行器热防护系统的设计,最终制约着高超声速飞行器的总体性能。本文在全面总结分析了热气动弹性方法的基础上,采用了一种多场耦合方法,利用接口软件将FLUENT与ABAQUS的温度-位移求解器相结合,实现了各场之间的双向耦合求解。本文以类X-43飞行器头部为研究对象,利用该方法研究了典型高超声速飞行器头部的气动热分析以及热-结构分析。本文首先模拟了经典的圆管扰流实例,得到的激波位置和形状与实验结果相吻合,然后对其流场特性和温度场特性与相关文献进行了对比分析,误差与国内外的同行相当,证明了这种方法的有效性,然后对结构场的热应力、热应变进行了分析。分别用温度-位移耦合单元和热传递单元对圆管实例进行了仿真计算,结果表明使用热传递单元在T=2s时刻的温度更高,这是因为热传递单元不考虑热应变对结构传热的影响,这说明了在进行高超声速飞行器热气动弹性分析时,热-结构的耦合作用不可忽略。在以上研究基础之上,以类X-43飞行器的头部为研究对象,在不同的工况下进行了仿真计算。讨论了高超声速飞行器钝头的半径对气动生热和波阻的影响,头部驻点处的对流换热与头部半径的曲率平方根成反比,而头部做成尖型可以降低激波产生的波阻,因此,头部设计应该采用折中方案或者利用热防护材料来降低热变形。研究了相同马赫数下,不同攻角对结构升温和结构热变形的影响,结果表明攻角是影响飞行器头部热变形的关键参量,在高马赫数有攻角的工况下高超声速飞行器的热变形不可忽略。研究了相同攻角工况下,不同马赫数对结构升温和结构热变形的影响,结果表明马赫数越大,驻点温度越高,结构升温越快,结构热变形越大。