高超声速技术的发展将对空间技术、军事国防、资源开发以及相关科学技术产生重大影响。在高超声速飞行器设计中，由于需要承受高温、强热流等复杂恶劣环境，前缘类结构会产生变形，甚至影响气动性能，所以前缘类结构是整个高超声速飞行器设计的关键，而其服役环境的恶劣复杂使得前缘类结构的设计成为挑战。　　 本文针对飞行器前缘，研究了不同曲率半径和材料对前缘结构温度场、应力场和变形场的影响。首先建立高超声速气动模型，采用有限体积法得到热环境参数，并运用有限元法计算结构的温度、应力和变形。马赫数为6条件下的结果表明：曲率半径取1～1.5mm相对较为合理。材料方面，选择铌合金时驻点处的应力有的已经超过了其强度极限；选用C/SiC复合材料的优点是密度小、位移小，应力远运小于其强度极限，但其缺点是驻点处的温度比较高，且熔点远小于超高温陶瓷；选用超高温陶瓷复合材料的优点是驻点温度比较低，而且熔点超过3300K，缺点是密度大、变形大、应力接近强度极限。对于前缘连接热变形问题，通过VB编写载荷转化程序实现固体温度边界条件的加载，流场计算采用有限体积法，计算温度场和应力变形则采用有限元法，并计算了不同材料组合、不同前缘分体形式的热变形和热应力，得到了间隙变化相对值与分块个数之间的关系。结果表明：支座温度梯度较大，当支座材料为高温合金时，最大应力发生在固定端与后端几何突变处。此外，如果考虑销钉的预应力和销钉的选择，需对销钉连接处的应力做局部分析。　　 本文针对发动机燃烧室内喷油支板，探讨了热流固耦合分析热结构传热的方法，建立了流固耦合传热模型计算结构的温度，再通过有限元法计算结构响应。结果表明：迎风面温度较高，需采取主动泠却措施。增加喷油管后，虽然降低了喷油管区域结构的温度，却增加了其温度梯度，从而导致应力增加，两者之间的利弊需进行计算权衡，同时喷油管道的流量需进一步计算确定。此外，支板和燃烧室底板之间匹配应力的估算对于支板结构也非常关键。通过对前缘类结构的温度、应力和变形的研究，得到了曲率半径、材料等参数对其结构响应的影响规律，为工程设计提供了参考。