组合循环发动机由于推力调节范围大、结构紧凑等优点已成为各国研究热点,更高的燃气温度有效提高了效率,与此同时也导致发动机热防护难度大的问题,喷管作为重要的热接触面,壁面温度往往超过常用材料承受能力,因此飞行器排气系统高温部件热防护问题亟待解决。由于高超声速排气系统气动环境十分复杂,流固热多物理场耦合问题突出,本文利用基于MPCCI（Meshbased parallel Code Coupling Interface）的气热耦合数值模拟方法对于喷管热防护问题进行研究。首先,建立了基于CFD/CSD（Computational Fluid Dynamics/Computational structural Dynamics）的多物理场耦合方法,将流场求解软件FLUENT和结构场求解软件ABAQUS通过耦合软件MPCCI进行数据交换,并通过NASA经典的Ma6.47圆管绕流实验进行气热耦合计算方法的精度校核。此外开展了非对称喷管的风洞实验,获得了流场纹影以及壁面压力分布,并与数值计算结果吻合较好,从而验证了彼此结果的正确性。然后,开展了火箭喷管扩张段超声速气膜冷却的研究,验证了超声速气膜冷却数值方法的正确性,探究了气膜冷却对于喷管扩张段的影响。模拟结果表明:火箭喷管扩张段温度在未施加冷却情况下随时间增加而急剧上升,在15s时达到2000K;随着吹风比的增加,冷却孔下游壁面温度逐渐降低,冷却效率大幅度增加且沿程下降放缓。其次,开展了TRRE可调排气系统的热防护研究,研究了喷管稳态流场的流动特性并以此进行热防护设计,分析了不同飞行马赫数气膜冷却下壁面温度与冷却效率。结果表明:未施加冷却的TRRE喷管壁温整体在1000K以上,低速通道喉道与下唇板等高温部位温度在1100K左右,在马赫数为6工况巡航40s之后喷管最高温度达到2200K,超出常用工程材料许用温度。双通道入口和调节板开设缝槽冷却整体上能够较好的保护喷管,壁温大部分在750K以下,Ma6冲压巡航40s后喷管最高温度在800K左右,冷却效率整体在0.6以上。最后,开展了缝隙结构对于喷管热环境影响的研究,探究了气膜冷却对于缝隙气动热的防护效果以及缝隙宽度对于热环境的影响。结果表明:随着缝隙宽度和飞行马赫数的增加,气动加热现象愈加明显,气膜冷却对于缝隙结构的气动热有较好的保护作用。