高超声速飞行器是近些年研究的热点,也是航天飞行器未来的发展方向之一。高超声速飞行器在出入大气层或持续在空间飞行时,会遭受严苛的气动热载荷和机械载荷。为了防止飞行器内部结构发生破坏,必须采用热防护系统阻止热量直接进入机身内部,使飞行器内部结构的温度和应力等控制在可接受的范围内,对飞行器机身和内部结构进行保护。热防护系统的设计已经成为高超声速飞行器成败的关键技术之一。因此本文开展热防护系统的相关研究,对在气动加热条件下几种热防护结构的传热、流动换热以及热力耦合进行了分析。首先,对高温多层热防护结构进行了性能分析。通过建立数学模型模拟计算了气动加热条件下多层隔热层的热传导和热辐射。在验证了模型的正确性后,进一步考察了反射屏的数量、分布、隔热材料的密度和反射屏的发射率对于隔热效果的影响,获得了一定条件下相关参数的最优值。其次,对用于翼前缘结构的热管冷却进行研究。建立了耐高温合金材料、耐火复合材料、热管容器以及毛细层组成的四层结构模型。结果表明,在翼前缘结构上使用热管后,可以大大降低翼前缘结构驻点附近的温度,减少整个结构的温度差,有效地降低结构的热应力,从而验证了热管应用于翼前缘结构的可行性。在此基础上,进一步分析了翼前缘结构的半楔角、热管的设计长度以及吸液芯的孔隙率等参数对结构温度分布的影响。再次,对波纹夹芯主动冷却结构进行了流动换热分析。建立了波纹夹芯结构的三维模型,在通道中通冷却液,验证了主动冷却高效的冷却效率。在此基础上进一步研究了通道的进口速度、相邻通道冷却剂的流向以及腹板与内面板的角度等参数对冷却效果的影响。最后,对波纹夹芯主动冷却结构进行了热力耦合分析。将波纹夹芯主动冷却结构的温度场与内部填充隔热材料的波纹夹芯结构的温度场进行了比较,体现了主动冷却方式的优越性。选取结构温度梯度最大的时刻对结构进行了应力分析,结果表明,在热载荷和机械载荷共同作用下,热应力占主导,但其应力值仍远小于承力机构材料的许用应力,因此波纹夹芯主动冷却结构具有较大的优化设计的潜力。