热防护方法作为高超声速飞行器的一项关键技术,受到了国内外研究人员的极大关注。本文在对现有热防护方法及其相关技术研究现状进行充分总结和归纳的基础上,提出了层板式鼻锥。这种层板式鼻锥结构由大量的薄板组成,在鼻锥结构的驻点区采用逆喷热防护方法,而在驻点区以外的鼻锥结构区域则采用发汗热防护方法。通过应用层板技术将两种热防护方法有机的组合起来,从而实现了对整个鼻锥结构壁面的热防护。本文针对层板式鼻锥热防护系统展开了相关的研究。首先建立了高超声速飞行器逆喷鼻锥外流场的数值计算模型,并通过将数值计算结果与相关文献中的实验结果进行对比,发现数值计算结果与实验结果能够较好的吻合,证明了所建立的数值计算模型的正确性。针对逆向喷流热防护系统对鼻锥结构外流场和壁面气动热的影响展开了数值模拟研究。同时讨论了飞行攻角对逆喷鼻锥热防护系统热防护性能的影响;得到了逆喷热防护系统在本文研究条件下的极限攻角。当飞行攻角超过9°时,逆喷鼻锥壁面上的最大热流值就已经接近无逆喷热防护系统的鼻锥最大热流。对考虑热化学非平衡效应时高超声速飞行器鼻锥外流场和壁面热流进行了数值模拟。当采用热化学非平衡模型时,流场温度的计算值比采用量热完全气体模型的计算值要低,而降低的多少则与飞行马赫数的大小有关;而波后压力和波后密度则比采用量热完全气体模型的计算结果大;同时弓形激波的脱体距离比采用量热完全气体模型的计算结果小。从研究结果当中还发现在本文所研究的飞行条件下,当马赫数小于等于6时,热化学非平衡效应对鼻锥外流场及气动热的影响就比较小了。本文认为此飞行高度及鼻锥结构外形条件下,当马赫数为6时可以不考虑热化学非平衡效应。对层板式鼻锥结构的外流场进行了数值研究。讨论了逆喷参数以及发汗参数对鼻锥外流场以及壁面气动加热的影响。得到了不同逆喷工况和不同发汗工况条件下,层板式鼻锥结构的热防护性能。层板式鼻锥热防护系统能够对高超声速飞行器鼻锥结构进行有效的冷却,大大减小了壁面的热流。在逆喷总压比不变的条件下,逆喷马赫数越大,对层板鼻锥结构的冷却效果越好。发汗出口处的压力和速度对于外流场影响不大,仅改变发汗口附近的流场结构;同时压力和发汗出口速度的提高同样能够起到降低鼻锥结构表面热流的作用。对本文所提出的层板式鼻锥结构进行了详细的介绍,并对其传热过程进行了数值分析。引入了传热热阻这一概念,建立了鼻锥固壁传热的分析模型,依据这一传热计算模型,编写了层板式鼻锥结构温度场计算的Fortran程序,获得了鼻锥结构的温度分布以及各发汗通道内的工质温度沿径向的分布趋势。研究的结果表明不论是在总发汗流量改变的情况下,还是在总发汗流量不变的情况下,增大Ni或Nk都能使鼻锥结构的温度降低;但是在总发汗流量增大的情况下会使得温度的降低的幅度增大。在本文的研究范围内,采用层板鼻锥热防护系统可以有效的将鼻锥结构的温度控制在1000K以内,从而对高超声速飞行器的鼻锥结构进行很有效的热防护。对层板式鼻锥结构的热防护性能进行了定性的试验研究。采用了制作效率高、费用低廉的应力紧固成型的方法对层板鼻锥进行了制作加工,在试验的过程中证明采用这种成型方法制作的试验件可以满足试验的要求。通过试验结果的对比分析论证了层板鼻锥热防护系统的有效性。