航空航天技术的不断发展使得针对弹道导弹和巡航导弹的导弹防御技术取得了长足的进步。作为矛盾对立的方面，在中远程战略战术打击武器领域，传统的导弹技术已经不能满足需求，在防御技术高度发展的现状下如何实现战略战术武器的全球快速到达和快速投递，发展新型的远程精确打击战略飞行器成为当前各军事强国的研究热点和共同的难题。高超声速武器系统的建立以及装备是解决这一问题的有效途径。突破“热障”是发展高超声速飞行器必须首先突破的关键技术问题。为使高超声速飞行器具有更好的气动外形提高其可操作性能和机动性能，未来的高超声速飞行器要求建立以非烧蚀或者低烧蚀防热结构和材料为主的热防护系统，达到减小因烧蚀钝化引起的飞行器气动性能下降以及满足长时间服役的要求。这对高温氧化环境下热防护材料的耐温极限和抗氧化性能提出了苛刻的要求。此外，高超声速服役环境下高温气体效应的出现使得热防护材料催化效应产生的气动热载荷不可忽略，对于飞行器热防护系统的设计和优化必须充分考虑热防护材料的催化效应。　　本文在分析典型高超声速飞行器服役环境的基础上，研究了热防护材料与服役环境之间的耦合效应。重点分析了材料催化效应对飞行器服役气动热环境的影响，并分析了弹道高度，飞行速度的变化对材料催化效应影响气动热载荷的敏感度，结果表明在连续流区域，飞行弹道高度越高材料催化效应越重要，而飞行速度的增加使得催化热流增加的同时，由于总的气动加热量增大而使得催化效应的重要性下降。此外，分析了尖锐端头结构的结构锐度以及结构壁面温度的影响，结果表明钝度增加使热防护材料的催化效应重要性下降，而表面温度增加使得催化效应产生的催化加热在总的气动热载荷中比例增大。　　针对热防护系统结构设计和材料选型以及优化的需求，本文以有希望应用于高超声速飞行器的新型非烧蚀高温热防护材料—ZrB2基超高温陶瓷材料的催化性能和催化机制为研究目标，从异相催化的现象学模型出发，推导了预测材料催化性能的理论公式，此外，基于稀薄流动条件下气相扩散理论和光化学光谱诊断原理，建立了催化性能的实验室定量表征方法。基于热平衡原理，给出了材料催化性能的定性评价方法。进一步，根据确立的催化性能定量和定性评价方法建立了热防护材料催化性能的实验室评价装置。　　利用建立的催化性能评价装置对 ZrB2基超高温陶瓷材料的催化性能进行了表征和分析，研究了材料表面温度、气相环境压力以及气相组分中原子浓度对材料催化性能的影响。结果表明，在温度低于1100℃时，随着壁面温度的升高，材料催化效率随之升高，且与壁面温度满足阿雷尼乌斯关系。在所有的测试温度区间，ZrB2基超高温陶瓷材料的催化效率处于1.0×10-2量级，这说明ZrB2基超高温陶瓷材料属于低催化类材料。此外，气相环境的压力升高使得材料的催化性能较明显的降低，而气相环境中原子浓度升高有助于材料催化性能的提高，但是提高的幅度较为微弱。基于异相催化现象学模型的预测结果与实验结果吻合较好，且预测结果显示，高温下材料的催化性能呈现衰减趋势，这是因为材料在高温下催化遵循L-H机制，而低温下遵循E-R催化机制。　　通过对材料表面粗糙状态的理论和数值分析，发现粗糙度的存在有助于材料催化性能的提高。粗糙表面的微孔（坑）多维扩散的存在是材料催化效率提高的主要影响机制，且微孔（坑）中的气体扩散性能以及微孔（坑）尺度对催化性能的具有重要影响。进一步，本文通过对单相和多项陶瓷材料表面微观形貌的观测和分析，结合异相催化动力学机制，提出了多相复合陶瓷以及多晶单相陶瓷催化效率在不同催化机制下的线性拟合计算模型。通过对当前使用的光化学法测量基本原理分析，发现该方法对于材料在超高温条件下催化性能的表征存在较大的局限性，激发态原子的退激发方式是问题的主要原因。针对ZrB2基超高温陶瓷材料的应用背景和高温催化测试需求，本文给出了基于吸收光谱诊断的激光诱导荧光测试系统改造建议方案。　　考虑到 ZrB2基超高温陶瓷材料处于存在高温气体效应环境下抗氧化性能研究的需求，本文研究了这类材料在以高温、低压、原子氧氧化环境下材料的氧化行为和氧化机制。结果表明，对于单相ZrB2以及ZrB2-SiC双相陶瓷材料，低压原子氧环境的氧化程度明显要高于分子高压氧化气氛同等环境的氧化程度。对于ZrB2-SiC复相陶瓷材料，低压下由于氧化总压的降低使得材料活性氧化的转变温度远低于一个大气压下材料由被动氧化到活性氧化的转变温度。进一步，本文构建了ZrB2单相陶瓷材料双组分（O-O2）氧化环境的氧化模型，分析了氧化层厚度与氧化通道孔径尺度、孔径分数以及温度的关系，结果表明，氧化层厚度与这些参数都呈现抛物线规律。此外，考虑到材料实际服役中可能出现的快速升温超高温氧化，利用通电加热技术评价了材料在这种状态下的氧化行为。结果表明，当前测试条件下，材料的使用极限温度为2055℃，超高温氧化条件下材料氧化生成的气相高的蒸汽压是使得材料失效的重要因素。