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受探究宇宙的起源与演变、探索外太空生命是否存在以及开发利用空间资源的驱动,火星探测活动从上世纪60年代便如火如荼地开展起来。火星着陆探测器进入火星大气层过程和地球再入过程有一定的相似之处,更有极大的不同点,特别是探测器身处火星大气环境,其进入过程为非空气介质的高超声速流动,将产生严重的气动力和气动热,进而带来特定的气动和防热问题。探测器气动布局设计和热防护系统设计需要以探测器气动力/热和结构传热的深入认识和精确预测为前提,特殊的大气环境和匮乏的研究积累也同时制约探测器进入段的气动力/热和结构传热的精确预测。本文从火星探测器所处的大气环境及其高超声速流动的基本特点出发,针对火星进入环境的高超声速气动力/热和结构传热问题,开展相关的研究工作。论文共分六章。第一章为引言,首先简要介绍国际火星探测活动的发展情况,综述探测器遇到的主要气动和防热问题以及主要解决途径；其次详细介绍国内外关于火星探测器气动力/热和结构传热的研究现状和研究成果。第二章对本文所使用的流体运动控制方程、计算方法和边界条件进行介绍并开展算例验证。其中,控制方程采用有限体积方法离散,无粘通量计算采用带有van Leer限制器的二阶van Leer通量向量分裂方法,而时间推进选择隐式非迭代方法。第三章从火星大气的特点出发,详细阐述火星探测器进入环境的特点,分析其大气成分、热力学特性、输运特性等,以及由此带来的压缩性的变化。数值研究比热比的改变对高超声速流场结构、气动力和气动热的影响规律。研究表明,比热比降低,激波层被压缩,波后密度明显增高,温度明显降低,壁面压力和壁面热流随之降低。将高超声速流动作比热比等效可模拟伴有真实气体效应的强压缩性重气体高超声速流动。使用有效比热比方法计算70。球锥风洞实验模型的高超声速流场,计算和风洞实验吻合度良好。以探路者号和MSL火星探测器为应用算例,开展火星探测器进入段高超声速流动数值模拟。有效比热比为1.182的数值流场结构符合预期,计算结果和文献吻合度良好。在第三章的研究基础上,第四章针对火星科学实验室探测器开展沿轨道的探测器三维定常数值计算,研究火星环境下高超声速流场结构特征和进入段的气动性能。本章重点讨论质心位置和配平升阻比、气动静稳定性、气动性能敏感性的相互关系。本章还讨论气体压缩性对气动性能的影响规律,并给出MSL进入轨道的气动特性。第五章针对探路者号火星探测器开展沿轨道的二维轴对称流场的数值计算,分析其进入段的气动力热特性。在沿轨道气动热的研究基础上,开展探测器的热防护系统结构传热特性研究。初步建立气动热和结构传热的耦合计算方法,讨论了辐射非平衡条件下气动加热和结构传热过程,阐明气动加热条件下热防护系统的传热机理。第六章是结束语,对本文的研究工作进行归纳总结,并对未来可继续开展的工作进行展望。