热防护技术是飞行器安全飞行的重要基础性课题之一。本文为某行星探测器设计了“热结构-相变式热沉-隔热”复合热防护方案:外表面采用C/C薄壳式热结构,中层利用石墨泡沫炭浸渗NaCl复合相变储能材料作为相变式热沉,内层以柔性隔热毡进行隔热。利用软模板法,以中间相沥青为碳源,以聚氨酯泡沫为模板,经过悬浮液配制、浸渍与干燥、复制模板、氧化定型、炭化和石墨化等步骤制备了石墨化泡沫炭。对各工艺步骤分别进行了密度、微观形貌、红外光谱分析、元素含量、XRD和拉曼光谱分析。最终石墨泡沫炭的密度达0.43g/cm3,石墨化度达42%,热导率达7.8W/(m·K),压缩强度达 7.40MPa。选择NaCl作为高温相变材料,采用浸液法制备了复合相变储能材料,测得其相变温度为793℃,相变焓为420.4J/g,热导率达12.92W/(m·K)。NaCl填满了泡沫炭表面的孔隙,浸渗过程并未产生新物相。利用FLUENT融化—凝固模型对热防护系统的传热过程进行了分析,发现采用3-10-8型热防护方案可以满足设计要求,同时具有最小结构质量。与文献所采用的C/C翅片强化LiF传热方案比较发现,本文方案具有可观的减重效果。