组合动力装置是未来空天飞行器的主要动力来源,其机舱内部热环境较为恶劣,在不同飞行工况下组合发动机内部附件可能会出现超温情况。为保证空天飞行器能够安全稳定工作,需要针对机舱内部成附件的温度调控方法展开研究。本文针对组合动力装置机舱内部成附件热防护措施进行研究。首先根据组合动力装置实际几何模型经过适当缩比构建数值仿真计算模型,以组合发动机典型工况作为仿真计算边界条件,研究不同热防护方式对机舱内部环境温度以及舱内成附件温度的影响规律。在此基础上,设计并搭建了组合发动机机舱热环境与附件温度特性研究实验台,对不同隔热方式对组合发动机机舱热环境与附件表面温度的影响规律进行了研究,并验证了数值计算的准确性。在上述研究基础上,以经过验证的仿真方法对整机模型在实际工况下进行了计算,预测了不同隔热手段对实际情况下附件温度影响。研究结果表明:本文采用的数值仿真模型能够一定程度上预测不同工况下的机舱内部环境温度分布及附件表面温度,计算结果与实验测量值相比误差较小,仿真计算值与实验测量值误差在9%以内。发动机机匣壁面为机舱内部主要热源,机匣整体隔热能够有效控制机舱内部环境温度。组合动力装置两机舱间存在显著的热量交换,主要原因是上下侧机匣间的辐射换热以及部分自然对流换热。两机舱间布置隔热层后,上侧机舱内部温度平均温度降低约15K,最大温度降幅达到20K。在机舱间布置整机隔热层能够有效控制机舱环境温度。隔板的布置改变了机舱间的辐射换热特性。附件隔热能够有效降低附件表面温度,延缓高温附件超温时间,对大部分超温附件,布置隔热层可以将高温附件超温时间延迟20min以上。机舱隔热,隔板隔热,附件表面隔热以及机舱蒙皮隔热的综合使用能够保证在实际各工况下舱内部附件不会出现超温情况。