超燃冲压发动机是高超声速飞行的关键技术，在服役条件下处于严酷的超高温环境、承受极端不均匀的热载荷，对结构的热强度设计提出了严峻的挑战。本文主要开展了如下工作：　　 ⑴超燃冲压发动机的热结构分析。采用工程近似法和数值工程结合法来获得壁面气动热载荷，求解了发动机整体结构的瞬态温度场。进一步以热分析结果作为载荷，采用弹塑性等向强化本构模型(忽略高温蠕变效应)求解台架试验条件下发动机整体结构的瞬态位移场和应力场。分析表明，温度接近材料熔点的区域为进气道的前缘和唇口，温度接近材料的耐温极限的区域为燃烧室凹腔，尾喷管也因高温而发生严重的材料退化；结构内离面位移最大的区域为进气道的前缘和唇口；应力水平较高的区域为尾喷管和燃烧室凹腔的外壁。　　 ⑵超燃冲压发动机的热强度设计。从多个方面对高温结构的热强度进行校核，并指导发动机整体以及进气道、尾喷管局部的材料选择和结构设计。依据热分析的计算结果，考察结构温度是否超出材料的承受范围；依据结构计算的结果对刚度进行校核，考察结构变形是否不显著影响气流品质；采用无量纲等效应力，考察结构是否已经大范围进入屈服；采用第一主应力，考察结构塑性变形是否会导致断裂破坏。通过以上四个方面，对分别采用不同材料的发动机结构进行比较，认为选择具有更优高温强度的合金B更为适宜；此时结构的离面位移和屈服范围较小，虽然结构有较大的塑性应变水平和较小的安全系数，但是结构强度已经满足要求。对分别采用不同壁厚的发动机结构进行比较，认为壁厚为10mm较为适宜；此时结构具有足够的强度，减小壁厚安全系数会迅速降低，增大壁厚并不能显著提高安全系数。为了减小进气道前缘的热变形，本文还对约束托架进行了结构设计。热结构分析的结果还可用于指导热防护设计，例如，尾喷管会产生局部高温，应在采用主动冷却系统。