目前，各个国家正在着力研究新一代的航天飞行器，使其朝着更快、更轻的方向逐步发展。由于飞行器在其服役的过程当中面临着复杂、恶劣的载荷环境，因此飞行器的热结构是决定飞行器能否顺利完成目标任务的关键因素。对于飞行器的热结构设计来说，首先应当正确获得飞行器在工作过程中的热流以及结构载荷，对结构的各独立变量选取不同的参数，然后通过分析获得结构的温度场以及应力场结果，在计算结果的基础上对结构进行设计。在本文当中，以飞行器的热结构为研究对象，对飞行器热结构进行了设计，并求解了结构的热力耦合响应。首先基于飞行器热结构的外部尺寸要求，提出结构的初始参数以及选材方案。然后对结构的各独立变量选取不同的数值，建立热结构的静力学分析有限元模型，对结构的应力场以及稳定性进行分析。选取适当的强度理论以及结构的临界失稳系数，对结构进行强度以及稳定性校核。确定满足结构强度以及稳定性条件的质量最小的结构参数。选取蜂窝结构的单胞模型作为研究对象，建立结构传热分析的有限元模型。考虑结构的对流以及辐射换热的边界条件，对结构进行瞬态热分析，获得结构在飞行过程中的温度场分布。研究不同的涂层厚度、涂层辐射率以及载荷对于结构内外壁温度场的影响，确定使内壁温度低于结构最大工作温度的隔热涂层厚度的最小值。建立飞行器热结构的整体热力耦合分析有限元模型，得到了结构各个部分在整个工作过程中的温度场分布，与单胞结构的温度场结果进行了对比，验证了热力耦合分析模型的准确性。采用顺序耦合的方法求解了含有热应力的结构的应力场。选取适当的强度准则，使结构的热力耦合响应小于结构材料的许用应力。