高超声速飞行器在大气中通常以5倍Ma数以上的速度飞行,包括弹道导弹、巡航导弹、再入飞行器、跨大气层式的空天飞行器等。发展高超声速飞行技术具有极其重要的商业和军事应用价值。但随着高超声速飞行器巡航速度的大幅提升,其服役环境也更加恶劣。特别是在飞行器的翼前缘等尖锐的局部结构处,在强烈的气动热负荷作用下,进入结构内的热流密度十分巨大,导致温度大大升高,甚至引起材料的失效。本文提出在翼前缘内引入一平板型热管的半主动式热防护方案,然后从标准高超声速关系式推导出翼前缘表面外的热边界条件,并分别采用理论分析和数值模拟方法对此半主动式热防护方案的热防护机制和冷却效果进行了分析和研究,评估了在指定飞行工况（Ma数为6-8）和三种不同翼前缘结构材料（镍基合金Inconel 625、铌基合金C-103和钼基合金TZM）下热管的工作特性和可行性。通过分析发现,高超声速飞行器的Ma数增加时,翼前缘结构内的等温温度T_iso、峰值温度T_max和最大米泽斯热应力σ_eq都将大大增加。在所研究的高超声速飞行工况下,设计长度L对T_iso、T_max和σ_eq影响很大,T_iso和T_max随设计长度L的增加而迅速降低,而σ_eq则随L的增加而增大。同时,T_iso与翼前缘材料的选择无关,但材料的导热系数k增加时,T_max将有所减小,σ_eq则对材料的机械性能和结构中的温度很敏感。研究结果同时表明,当翼前缘半径为3mm、设计长度为0.15m时,在以Li为工质的高温热管的冷却下,铌合金C-103和钼合金TZM在巡航Ma数处于6-8的范围内是完全满足可靠性要求的。但对于镍合金Inconel 625,当Ma数大于6时,最大米泽斯热应力σ_eq将超出材料的屈服强度而失效。