热防护技术是再入航天器关键技术之一。现有的热防护系统不具备承载能力,仅覆盖在飞行器外表面承担隔热作用,给飞行器带来了很多附加的质量。由此,研究人员们提出了一体化热防护系统概念,即热防护系统既能隔热又能参与机体结构传力,由此简化机体结构设计,提升结构的重量效率。进几年,越来越多的研究开始指向波纹夹层板一体化热防护结构方案,从数值仿真、胞元样件试验等方面,初步验证了这种方案设计的合理性。这些研究都采用类似于针对传统热防护系统的分析方法,将波纹板结构单独孤立出来分析,并没有将其置于机体整体结构中分析。这样就忽略了一体化热防护结构的传力特性,在分析中没有考虑机体整体结构载荷的影响。本文以波纹夹层板一体化热防护结构为研究对象,建立了二级优化模型,实现了再入航天器机翼内部结构与外部波纹板热防护结构的同步优化。二级优化模型由波纹夹层板结构热防护结构局部优化和机翼结构整体优化两部分组成。波纹板结构局部优化以局部热分析与局部力学分析的结果为约束条件,引入等效刚度概念,得到了等效刚度与该刚度下最小质量的对应关系。再将该对应关系代入机翼整体结构模型分析,最终得到最优的机翼内部结构参数与覆盖于机翼表面的波纹板结构参数。采用该方法时,波纹板的结构参数优化结果是基于机翼整体模型的力学响应,而非局部结构的分析结果,这是该方法与前人所采取方法的最大区别。