空间飞行器再入大气层时，由于与周围气体的高速摩擦，将受到严苛的外部环境的作用，包括高温和气动载荷的双重影响，必须采用热防护系统(Thermal ProtectionSystem，简称TPS)对其加以保护，所以对飞行器热防护系统进行研究具有非常重要的意义。根据防热区域的不同，可以将空间飞行器的热防护分为头锥、机翼前缘等高温区域的复合材料热防护和机身大面积较高温区域的结构热防护两个方面。对于复合材料热防护，选择物性参数随温度和空间位置的变化而变化的功能梯度材料(FunctionallyGraded Materials，简称FGMs)进行研究，通过对材料组份混合律的优化设计来控制材料的热应力水平和质量。对于结构热防护，选择优点诸多的金属热防护系统进行热力耦合分析，包括对其外部盖面板结构和支撑连接件的设计以及结构因素对整个系统防热隔热性能的影响分析，以期得到满足要求的防热结构。　　 对于功能梯度材料的优化设计方面，采用无网格边界元法对其热应力进行数值计算，主要工作如下：　　 (1)、根据功能梯度材料物性参数与温度的相关性，以及材料组份在空间上满足连续变化的规律，在非线性材料稳态热传导问题的基础上，通过引入体积分数因子来控制材料的空间分布，对边界积分方程中的区域积分项进行修改，使热传导系数随着温度和空间位置的变化而变化。然后整合到系统矩阵方程中迭代求解得到温度分布。通过分析热应力的边界元程序计算得到材料内部的热应力。　　 (2)、根据计算得到的热应力，选取最小化最大应力强度比的优化准则，得到最优的体积分数因子，从而确定材料的组份混合律，在此基础上，计算得到不同体积分数因子下整个功能梯度材料的密度。根据应力强度比和材料密度两个因素综合选择出最佳的体积分数因子，从而实现对功能梯度材料的优化。　　 对于金属热防护系统的热力耦合分析方面，主要做了以下工作：　　 (1)、对外部盖面板的结构进行选择，从刚度、强度以及质量的角度综合比较了波纹结构和蜂窝结构，结果显示：在相同的尺寸和边界条件下，蜂窝板的刚度、强度比波纹板大，且质量更轻，所以选择蜂窝结构。　　 (2)、对于蜂窝结构，考虑单个蜂窝边长对整个蜂窝板的影响，主要比较了两种边长的蜂窝组成的外部盖板，结果显示：在相同的边界条件下，单个蜂窝边长为6mm时，刚度与强度虽然比边长为3mm时要小，但是能够满足要求，而由于传热截面积的减小，防热隔热性能比边长为3mm时更优，综合考虑选择单个蜂窝的边长为6mm。从上可以看出，当单个蜂窝边长不断增大时，整个蜂窝板的刚度、强度不断降低，而防热隔热性能在不断提高，所以需要权衡隔热和承载两方面的性能进行选择。　　 (3)、对于支撑连接件，选择第四强度理论对部件的截面尺寸进行设计，并设计了连接结构中各部件的连接方式，从外到内依次为：外部管道盖、支撑管道、垫圈、垫座以及紧固螺钉。通过对结构因素的分析发现：在支撑管道与紧固螺钉之间设置垫圈结构有助于减缓外部热量向内传递的速度，在紧固螺钉与周围部件之间设置一定的间隙，有利于减小其受热膨胀对周围部件产生的影响。　　 (4)、采用有限元法并以有限元软件ABAQUS为平台，对设计的金属热防护系统进行热力耦合分析，结果显示：所设计的金属热防护系统在防热隔热方面还难以满足要求，主要原因是支撑结构采用了热传导率较高的金属材料，而一般的陶瓷材料在强度上难以满足要求，所以需要探寻在防热隔热和强度方面俱佳的材料。　　 综上，本文通过无网格边界元法对功能梯度材料进行热力学分析并进行优化设计，得到了一种可以对任意材料组合而成的功能梯度材料进行优化设计的数值方法。这种方法以优化材料的最大应力强度比和密度为目的，最终表现为对材料组份混合律进行设计，可以应用于飞行器的复合材料热防护方面。本文的另一部分内容是采用有限元法对典型的金属热防护系统进行热力耦合分析，通过对整个防热结构的主要部件进行设计和分析，得到的结论是：采用已掌握的材料并设计而成的热防护结构，还难以满足防热隔热的要求，需要探寻更优的隔热材料并设计更合理的防热结构用于飞行器大面积区域的热防护。