对高超声速飞行器的气动加热计算技术进行了研究，采用无粘外流解与工程方法相结合的方法进行高速飞行器气动加热计算，考虑了高温化学非平衡效应和结构传热耦合效应，可应用于高超声速飞行器长时气动加热的快速计算，给出和分析气动加热过程中的热流密度分布以及飞行器表面和防热层的温度分布。研究成果可为高超声速飞行器设计阶段的气动热方案选型、设计后的气动热特性分析等提供技术支持。气动热的计算目前主要有两种方法，分别是全流场数值模拟技术和工程方法。数值模拟方法是通过求解Navier-Stokes方程及其各种简化形式来计算飞行器表面的热流密度，如果要耦合结构传热计算，那么数值计算的代价非常高昂，且研制周期长。工程方法因其计算过程简单，且计算效率很高，因而得到了迅速发展。但工程方法也有其局限，比如边界层外缘参数的经验计算、复杂外形(缝隙、凸起、不规则形状等)飞行器分区、计算公式与结果的修正等，都需要大量的工程经验为基础。因此，从综合计算效率和计算精度的角度出发，本文发展了一种新的将边界层外的无粘数值求解和边界层内粘性主导区域的工程方法耦合起来计算高超声速飞行器表面热流分布的方法，同时结合结构传热，可用于全机外形弹道状态的非定常气动加热计算与分析。该方法结合了数值模拟和工程方法的优点，具有效率高、精度不低于纯工程方法、可用于复杂弹道和复杂外形飞行器的特点。验证算例的结果表明，该方法能够满足工程设计需求，可用于高超声速飞行器设计阶段的气动热方案选型、设计后的气动热特性分析等研究。