高超声速飞行器的飞行速度要达到5马赫数以上，是目前航天航空领域的研究前沿。高超声速飞行器的关键技术之一就是气动热防护问题。飞行器在大气层中高速飞行时，由于机体对气流的粘滞作用，致使机体表面边界层空气受到强烈压缩和摩擦作用，大大增加气体内能，产生温度骤升现象。研究气动加热的内在机理，提升热防护技术，对于保护高超声速飞行器的弹体不受破坏及内部设备功能不受影响，显得极为重要。经过近几十年的发展，高超声速飞行器气动热的研究已经取得了初步的成果，并得到了流场特性与结构特性分布规律，奠定了一定的理论基础。随着研究的逐步深入，又出现了更多的问题，比如高超声速流场产生的边界层转捩现象及复杂高超声速流-热-固耦合场等。本文针对以上问题进行了相关的模拟研究。本文首先研究了典型模型高超声速气动加热外流场的数值模拟。通过与实验数据的对比验证，来比较不同湍流模型在计算高超声速气动加热时的适用性。并在此基础上，探讨不同马赫数、不同攻角、不同壁面温度以及不同来流湍流强度对模拟结果的影响。然后研究了高超声速飞行器流-热-固耦合的数值模拟。分别采用单向耦合与双向耦合两种耦合方法，对飞行器锥体的流-热-固耦合场进行了研究分析，并在此基础上进行了结构材料的优化设计，增强抗气动热冲击的能力。对典型模型高超声速气动加热外流场的数值模拟结果显示，不考虑边界层转捩时，三种二方程湍流模型中，SST k-ω模型的模拟结果优于标准k-模型和标准k-ω模型。且不同马赫数和不同攻角下，SST k-ω模型均能准确的模拟双椭球高超声速气动热的外流场。此外，考虑边界层转捩时，一方程湍流模型和二方程湍流模型均不能预测边界层转捩，而三方程湍流模型-Transition k-kl-ω模型能准确的预测边界层转捩的发生和模拟转捩对传热所产生的影响。壁面传热和自由来流湍流强度均对边界层转捩位置产生影响，而来流马赫数对边界层转捩的影响仅仅体现在转捩后的热流密度值不同。网格质量以及关键部位的网格疏密程度很大程度上决定了模拟的准确性。在计算高超声速流动时，壁面处网格y+值应小于1。对高超声速飞行器流-热-固耦合的数值模拟结果表明，双向耦合方法能够较准确的模拟飞行器锥体的流-热-固耦合场。单向耦合方法计算结果存在顶端节点温度较高，且锥头部温度梯度较大，热变形梯度也较大，高温区与高变形区都集中于顶端区域。双向耦合方法解决了单向耦合方法的上述问题。顶端区域温度梯度相对单向耦合较低，高温区的壁面的热流密度下降；由温度变化引起的结构热变形梯度较小，热应力也较低。利用双向耦合方法计算得出的壁面温度，随着时间推移会逐渐升高，且升高速率逐渐降低，且壁面温度的分布与热流密度的分布呈正相关。应用C/SiC复合材料作为锥头材料，相对30CrMnSiA合金钢和Nb合金锥头温度较高，但在C/SiC复合材料的适用范围之内，而热变形最低。不仅具有抵抗热冲击的能力，还起到了隔热的作用。因此C/SiC复合材料锥头增强了飞行器抗气动热冲击的能力。