随着人类对速度追求的逐步提高以及新军事需求的推动，各种高超声速新概念飞行器不断涌现，气动加热问题越来越突出。这给高超声速飞行器的设计带来了很多新的挑战，热气动弹性问题就是其中的一个关键问题。高超声速飞行带来的气动加热现象，将造成结构温度场的改变，进而引起的结构应力、结构刚度和结构模态变化，这些都大大增加了热气动弹性问题研究的复杂性。对于低速飞行器，气动加热对气动弹性特性的影响相对较小，可以忽略不计。然而，对于高速/超高速飞行器，气动加热对气动弹性特性的影响则是明显的，而且往往是消极的，因而是不可忽视的。美国自20世纪80年代开始，在NASP、VentureStar、TAV、HyTech、Hyper-X等众多高超声速飞行器研制计划中加大了热气动弹性问题研究的投入力度，但由于高超声速热气动弹性系统本身的复杂性，很多理论尚不完善，技术也不够成熟。国内在此方面开展的工作相对较少，基础也较为薄弱。面对热气动弹性这一复杂问题，如何建立快速高效的预测方法，发展针对实际飞行热环境、复杂热结构（如机体、机翼复合情况）与新型材料的热气动弹性分析技术，以及如何设计相关试验方案开展试验研究等工作都还有待开展。本文针对热气动弹性研究中遇到的一些主要问题开展了相关研究工作，通过对热气动弹性问题各物理场耦合关系的深入研究，发展了一套工程适用的热气动弹性问题与结构热模态问题的计算方法。以此为基础，开展了高超声速飞行器典型结构的热气动弹性特性研究。并首次提出了可供热气动弹性试验参考的相似准则，为相关试验的开展提供了理论依据。在引言中，简要介绍了热气动弹性力学这一概念，本论文工作的意义，国内外热气动弹性力学研究进展，以及本文的工作。在第二章中，研究了热气动弹性问题涉及各物理因素的特点与耦合关系，从基本物理特点和方程出发，建立了各物理量间的耦合关系，并对一直沿用的热气动弹性问题的多物理场耦合关系提出了新的观点与看法。首次提出了针对热气动弹性问题特有的时间与空间耦合概念，在空间耦合上提出了面耦合、体耦合和面体耦合策略，在时间耦合上提出了时间全耦合、时间松耦合和时间修正耦合的耦合方案，形成了具有工程应用价值的热气动弹性计算数据流程及耦合求解策略，发展了适用于热气动弹性计算的气动热、气动力、热传导、热应力和动力响应等相关求解方法。在第三章中，根据热气动弹性问题求解过程涉及的场间数据交换特点，以高超声速飞行器尖锐前缘和舵面模型为算例，以气动力、气动热、表面温度和位移等不同物理量数据为对象，对映射点方法、CVT、MQ、IMQ、TPS和紧支RBF等多种局部/全局插值方法进行了适用性与插值误差的比较研究，并对产生不同插值结果的原因进行了剖析。形成了一套在高超声速飞行器热气动弹性计算过程中较为适用的数据交互方法体系与插值方法选择的初步原则，该体系与原则的建立为进一步提高热气动弹性计算效率与精度提供了保障。在第四章中，基于第二章中多物理场耦合关系与耦合方案的相关研究，提出了一种简化的求解静热气动弹性问题的耦合计算策略与方法，并以高超声速飞行器翼面模型和全动舵模型为例，进行了模型的静热气动弹性特性计算与分析，揭示了气动加热对静气动弹性变形情况以及模型气动特性的影响规律。同时，对比了考虑结构变形对气动热影响的时空耦合求解计算结果，充分验证了本文所发展的耦合计算策略的正确性与合理性。研究表明，气动加热引起的结构温升对舵翼模型静气动弹性变形、模型升力特性、阻力特性和升阻比特性都有明显改变。因此，准确预测新一代高超声速飞行器静热气动弹性特性，对飞行器设计、结构强度评估等都十分必要。在第五章中，针对高超声速飞行器的动热气动弹性问题，提出了求解该类问题的耦合策略与计算方法，为解决新概念高超声速飞行器复杂结构的热气动弹性问题奠定了基础。以高超声速飞行器翼面模型为例，分析了气动加热对飞行器典型结构固有频率、固有振型，以及动热气动弹性特性的影响，重点分析了不同因素对热模态的影响特性。研究表明气动加热造成的热应力对结构热模态和动态响应特性作用明显，且主要为结构刚度软化”的负面影响，因而在飞行器设计、结构强度评估等方面都是不可忽视的问题。在第六章中，通过对热传导方程、热弹性方程组和边界条件进行无量纲变换，提出了适用于热气动弹性考核试验的相似准则，并建立了不同试验类型情况下需要遵循的相似准则条件。通过对陶瓷盖板TPS模型温度场考核试验、飞行器尖前缘模型温度/应力/应变场考核，以及高超声速机翼翼型热气动弹性考核三个算例，验证了本文所建相似准则的有效性。通过对多个典型热防护结构考核算例的验证与分析，证明本文所建立的相似准则体系准确，在试验设计中具有较大的灵活性，能够用于试验中更换测试材料、改变模型尺寸时指导试验设计，具有较高的实用价值。最后，在结束语中，对已有的工作作了回顾，并指出存在的不足和今后的研究方向。