随着人类对空间领域不断的发现和探索,超音速飞行技术已成为具有前瞻性、战略性的一项技术。当然,航天领域新技术的日新月异离不开超高温材料的发展。目前,国内外学者对超高温材料的研究与应用也在快速发展,并日趋成熟。高超音速飞行器在大气中长时间服役,其尖锐形鼻锥和翼前缘等结构将经历严重的气动加热过程,这对飞行器的防热材料和结构将是极为严峻的挑战,尤其对热力耦合条件下材料的可靠性提出了严格的要求。超高温材料(UHTMs)指的是在高温环境下(≥2000℃)以及反应气氛中(例如原子氧环境)能够保持物理和化学稳定性的一种特殊材料。超高温材料具有高强度和高抗氧化性,能胜任于长时间的超高声速飞行、再入大气层、跨大气层飞行和火箭推进系统等极端环境,常用在处于高温条件的飞行器鼻锥、机翼尖楔前缘、发动机端口等各关键部位。满足超高温环境的材料主要集中在包括硼化物、碳化物、氧化物以及氮化物在内的一些过渡金属化合物,例如：TaC、ZrB2、ZrC、HfB2、HfC等的熔点都超过3000℃,这些化合物具有很好的热化学稳定性,足矣在极端环境下使用。由高熔点硼化物、碳化物以及氧化物组成的多元复合陶瓷材料被称为“超高温陶瓷材料”,它们在2000℃以上表现出很好的抗氧化特性,近年来备受关注,已被多国用于军事、宇航工程当中去。本文以ZrB2-SiC基超高温陶瓷材料作为研究对象,基于再入大气层条件下对超高温陶瓷结构件进行结构热分析；针对再入大气层条件下对结构模型进行模拟计算,对航天飞机机翼尖锐前缘结构进行热应力分析,给出了影响热应力分析结果的主要因素；考虑了含有初始裂纹的超高温陶瓷材料,并将其作为研究重点,通过有限元分析ABAQUS软件中的扩展有限元方法(XFEM)进行热力学分析。数值模拟了处于再入大气的极端条件下,脆性材料的抗热冲击性能,并试图给出含缺陷的超高温陶瓷结构在受到热冲击载荷条件下的损伤演化规律。首先模拟了尖楔型超高温陶瓷材料结构件的瞬态传热行为,建立了热冲击传热模型以及以及再入大气层全过程热流密度的加载曲线,通过对ZrB2基陶瓷材料和FRCL-12材料两种不同材料参数的结构件进行模拟分析,得到了温度分布云图。经过对算例中两种不同材料的结构传热分析,并观察温度云图的变化,得出了热量的传递途径及模型各部分的温度变化情况。对于后续的热应力分析提供了充分的数据支持。通过分析结果可以发现,超高温陶瓷材料的比热、导热系数以及密度这三种参数的变化,都会对受热结构的传热行为及温度变化都产牛一定的影响。作为材料最基本的参数,它们相互制约,互相作用,在热防护结构受热过程中起着至关重要的作用。因此,选择合适的材料应用于特殊部位的热防护结构,对飞行器的设计是尤为重要的。其次,模拟了再入大气飞行时,其尖楔型翼前缘结构由气动加热引起热变形和热应力情况。相应地,建立了力学结构模型,在传热分析的基础上通过间接耦合法,计算了ZrB2基超高温陶瓷结构的热应力和热变形,得到其瞬态热应力场和应变分布趋势,根据计算结果可以发现,在模型受到热冲击载荷的前期,温度随时间的推移而急剧升高,相应地,由热冲击产生的热应力也在短期内迅速增大。对于脆性的超高温陶瓷来说,此阶段最容易发生损伤破坏。同时,介绍了影响热应力分析结果的主要因素,针对模拟所得结果做出了误差分析。最后,模拟了含有初始裂纹的超高温陶瓷结构模型在受热冲击初期的温度分布情况和所受的热应力情况,同时对裂纹扩展演化过程进行了描述。在热冲击条件下,温度的极速升高导致了非常高热应力作用在模型上,而在含有初始缺陷的模型中,热应力出现了集中的现象,随着热流的增大,热应力随之增加,初始裂纹开始扩展,即沿着机翼前缘处向内侧蔓延,当应力达到一定值后随即发生断裂,进而失效。材料本身除了裂纹区域外保持完好,并没有损伤和孔洞出现,整个破坏过程完全符合脆性断裂的特点。同时对比两款材料的裂纹扩展行为的模拟结果,得出材料的抗热冲击性能在一定程度上随着SiC含量的增加而提高,ZrB2-30vol%SiC的抗热冲击性能优于同族的其它几种材料。本文得到的数值结果对预测陶瓷结构损伤演化和材料的使用寿命方面有一定的参考价值,为进一步提高材料的性能以及对材料进行设计提供了一定的理论依据。