本课题以国内高超声速防空导弹为应用背景。高超声速防空导弹在飞行过程中要面临严重的气动加热,尤其弹体头部的气动加热状况更为严酷,因此,为了确保光学头罩保持正常工作温度,整流罩的热防护设计研究至关重要。　　本文针对目前国内外各种高超声速飞行器气动加热预测方法的不足,引入一些工程估算方法,把复杂的导弹整体分解成为简单的几何单元,对每个单元分别进行计算。即将导弹整流罩分解为球头驻点区和圆锥面大面积区,用外形表面热流计算公式求解出了整流罩驻点及大面积区域的典型热流密度随时间变化的曲线,作为高超声速防空导弹整流罩热防护技术设计的气动加热环境。　　建立了热传导方程,同时对热传导方程的计算方法进行了系统归纳,引入有限差分法和有限元法两种计算方法。重点应用了有限元分析方法,在给定的边界条件下,通过有限元法求解热传导方程,可以得到两种典型工况非线性稳态问题及瞬态问题的温度场计算结果。这个工作具有非常重要的意义,使得热防护系统能够在已知的热环境边界条件下,通过数学方法求得温度场的理论计算结果。　　依据整流罩气动加热环境计算结果,确定了整流罩热防护系统的方案选择。在此基础上,通过有限元计算方法,数值模拟了整流罩热防护系统从最外层的热防护层到内部承力层的温度变化过程。　　对防热结构进行了试片级的防热结构性能考核试验,试验结果表明:烧蚀热防护技术在未来高超声速防空导弹热防护系统使用中存在一些弊端和潜在风险,因此发展非烧蚀热防护技术是满足未来高超声速防空导弹发展的必然选择。