随着对高超声速飞行器可重复使用技术的不断研究和探索,具备质量轻、成本低、可承载气动力、易维护更换等特点的一体化热防护系统概念应运而生。论文从结构设计角度出发,对一体化热防护系统的初步设计和其中涉及的热力耦合计算问题进行了深入研究,初步形成了一套较为完整的一体化热防护系统结构尺寸优化设计方法。论文的主要内容包括如下几个方面:(1)在设计方法方面,提出一套针对波纹夹芯型一体化热防护系统的快速设计方法。该方法利用飞行器的几何外形及弹道数据,结合辐射温度平衡条件,对一体化热防护系统的适用区域进行划分并选择相应的结构材料。为减小计算量,给出了极限设计状态选取方法,在选取的极限设计状态下对一体化热防护结构的几何尺寸进行优化设计。该设计方法中涉及了热传导、结构静力学以及稳定性等方面的计算。(2)在热传导计算方面,本文提出了一套针对波纹夹芯型一体化热防护的一维热传导半解析计算方法。该方法基于分离变量法和正交分解技术,可以有效求解考虑材料非线性问题以及辐射边界条件的热传导方程。首先将一体化热防护等效为三明治结构,将热传导过程在时间上进行离散,并将辐射边界条件线性化处理。然后利用线性方程组描述传热方程中温度和材料热扩散率沿热防护厚度方向的分布以解决材料的非线性问题,最终得到一组由Bessel方程和三角函数构成的解析解。针对线性方程描述的新形式传热方程,推导并证明了空间变量函数之间的正交关系。(3)在结构静力学计算方面,本文提出了一套求解矩形波纹夹芯型一体化热防护结构静力学响应的二维有限元计算模型。基于能量理论,提出一种改进的解析刚度均匀化方法,将热防护等效为三明治板结构,该均匀化方法可以处理材料属性与温度相关的非线性问题。随后针对等效三明治板结构,建立一种满足C~0连续条件的高阶多层理论,并推导了相应的有限元计算格式。该高阶多层理论采用一阶位移场描述等效三明治板的上、下面板,而用高阶位移场描述三明治板的芯层,并考虑了芯层的横向变形影响。(4)在结构应力及稳定性计算方面,本文在上述静力学有限元模型的基础上,结合材料力学方法,提出了一体化热防护结构应力分布计算方法。该应力计算方法考虑了薄壁结构曲率对应力分布的影响,由气动压力引起的局部变形对热防护上面板应力的影响,以及由波纹腹板引起的局部变形对热防护下面板应力的影响。为降低一体化热防护结构屈曲问题的计算量,论文根据波纹夹芯型一体化热防护结构形状周期性分布的特点,建立了简化的三维有限元计算模型,并利用波纹夹芯结构形状对称的特点对简化模型施加位移边界条件。(5)在结构动特性和动力学特性方面,本文在考虑材料属性随温度变化对结构动特性的影响,以及热应力产生的热变形对结构动特性影响的条件下,利用有限元方法计算了热环境下一体化热防护结构的模态响应,并且在一体化热防护结构发生屈曲变形后的动特性计算中引入了几何大变形假设。根据上述方法的计算结果总结了热环境对一体化热防护结构动特性的影响规律。此外,本文基于Galerkin与Newmark算法,引入了几何大变形假设,提出了一套计算热力紧耦合结构动力学响应的计算方法,利用上述方法总结了热力耦合项对一体化热防护结构动力学响应的影响规律。最后,本文在对波纹夹芯型一体化热防护系统的设计方法及其中涉及的计算方法进行系统研究的基础上,将其应用于高超声速可重复使用飞行器的热防护初步设计中。通过航天飞机上的ITPS结构优化设计算例和RBCC运载器的ITPS结构优化设计,验证了本文设计及计算方法的正确性。本文研究以期为促进一体化热防护系统在高超声速飞行器中的应用提供一套较好的思路和方法,为可重复使用高超声速飞行器的发展奠定基础。