本文采用工程计算与数值模拟相结合的方法,求解高超声速飞行器在不同飞行状态下的气动热环境,为飞行器的优化设计和热防护提供有意义的参考。首先,在非结构化网格中,采用有限容积法对非稳态导热方程进行离散,耦合迭代计算法向扩散项和切向扩散项,以满足高精度离散格式的要求。使用Fortran语言编写二维非稳态导热计算程序,并且实现与商业软件Tecplot网格生成的对接。其次,通过曼格勒变换推导出高速流动条件下,圆锥体绕流的对流换热系数,结合激波前后气体参数对应关系以及参考焓方法,得出飞行器表面对流热流,将其作为第三类边界条件赋予非稳态导热程序,分别计算边界层为完全层流以及考虑湍流状态下,无热防护的高超声速飞行器气动热环境,并对比分析包覆吸收式热防护层条件下,热防护层厚度和材料导热系数对飞行器表面热流以及内部温度分布的影响规律。最后,在完成编写热辐射计算程序的基础上,将所得的无热防护措施时,层流状态下的飞行器表面温度作为第一类边界条件,计算分析不同马赫数下,飞行器内部空腔入射辐射强度分布。计算结果表明：来流马赫数越高,飞行器的表面热流越大,内部各点温度越高；湍流的产生会恶化飞行器的气动热环境；采用吸收式热防护层,可以在初始飞行阶段吸收并减缓热量向飞行器内部的传递,降低内部设备所遭受的热应力；飞行器内部空腔的入射辐射强度随马赫数增大而增强。