由于严峻的飞行环境和特殊的飞行任务,与普通飞机相比,航天飞行器结构的热防护系统的性能要求高,其设计极为重要。本文对航天结构的蜂窝夹芯热防护系统进行了热分析和结构优化设计,具体内容如下：本文以航天飞行器结构的防热-承载一体化设计的蜂窝夹芯热防护系统作为研究对象,首先,基于有限元分析软件ABAQUS对蜂窝夹芯热防护系统的热传导过程进行了数值模拟,数值模型中采用了不考虑对流换热边界条件的热传导平板模型进行近似计算,由蜂窝芯填充防热涂料所构成的防热层部分的等效热传导系数由文献中不同计算方法得到,其中最优方法所得结果与试验值的误差约为5%,研究表明不同的网格尺寸和表面反射率对计算结果影响不大。其次,对具有热防护系统的主承载结构进行了热应力分析,其中蜂窝夹芯结构采用三维有限元模型,施加的热载荷边界条件为通过热传导计算得到的温度场,比较了不同防热层厚度和有无防热涂料时热应力的差别,结果表明热防护系统的隔热效果越好,主承载结构的温度越低,热应力越小,温度变化对结构热应力的影响较为显著。最后,基于多学科优化平台Isight软件,使用平板热传导模型对承载-防热一体化结构进行了尺寸优化设计,在满足相应约束条件的前提下分别达到了重量最轻和隔热能力最强的优化目标,并分别对优化后的蜂窝夹芯板进行热应力计算。计算结果表明：重量最轻的设计方案与原结构相比,总质量降低了约8.79%,热应力变化不大；隔热能力最强的设计方案与原结构相比,质量几乎不变,背面温度降低了约31.86%,最大Von Mises应力降低了约45.57%。