高超声速飞行器具有全球快速打击能力、超强突防能力等明显军事战略优势，已成为当今世纪航空航天发展的一个重要方向。高超声速飞行器在飞行过程中产生的气动热与结构传热问题，是同时包含流场、温度场及结构场的多物理场耦合问题。在数值模拟中，必须采用耦合计算的方法，才能准确预估飞行器结构在高超声速环境下的温度和热变形情况，进而为热防护系统设计及结构设计工作做重要参考。本文采用松耦合计算方法，利用MPCCI接口软件联合FLUENT及ABAQUS软件，实现了对高超声速飞行器流热固耦合问题的研究。其中，利用MPCCI分别提取FLUENT和ABAQUS中的壁面热流与壁面温度变量进行交换传递，从而实现了两个软件间交叉迭代双向耦合计算。本文首先对经典圆管扰流问题进行了仿真计算。用本文方法计算得出的激波位置和形状都和该模型的风洞实验结果相一致，并且圆管内部温度分布情况也与国外文献的计算结果相吻合，验证了本文计算方法的有效性。另外，对不同时刻圆管结构内的温度、热应力应变以及变形情况进行了详细分析。在以上研究基础之上，又围绕实际高超声速飞行器的头部结构设计，研究了不同头部球头半径以及不同热防护材料的热防护性能。并通过仿真研究了该高超声速飞行器在极限工况下的结构温度及变形情况，计算结果表明飞行器的热防护材料及结构设计满足飞行任务需求。本文中的对高超声速飞行器流热固耦合问题的计算方法，实际运行状况良好，计算效率高，结果可信度高，具有一定的工程应用价值。