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可重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle--RLV）在再入大气层的过程中受到的气动加热非常严重，特别是机翼前缘位置的气动加热非常严酷。因此，热防护系统（Thermal Protection System--TPS）是决定其成败的关键技术之一。本文主要研究内容为机翼前缘的气动热环境研究、机翼前缘防热材料筛选及其热分析、机翼前缘热防护系统温度场及其热应力分析和一体化结构研究方案设计。热环境作为防热设计的重要输入条件，要求必须具有一定的精准度。本文采用工程计算、数值计算和地面风洞试验相结合的方式，对可重复使用运载器机翼前缘的气动热环境进行了详细的分析。获得了机翼位置详细的气动热环境数据，为下一步热防护系统设计提供了气动热环境输入数据。本文研究了增强的碳/碳复合材料制备工艺及其性能，并对机翼前缘防热材料进行了筛选。开展了机翼前缘热防护一体化设计研究，提出的热结构机翼前缘组件采用分段式热结构空腔薄壳式方案。采用三维热传导方法对机翼前缘热防护系统进行温度场计算分析，结果表明，同一时刻沿外形面的法向方向，温度呈梯度分布，从外形面到内壁面递减变化；随着再入时间增加，气动热环境的加剧，外表面温度会逐渐增加至峰值，内部温度也会相应增加。由于材料热物性的差异，外面板对气动热环境的响应较快，温度升高得也很快，而内部隔热层由于热导率较低，故传热较慢，并且越到内壁面，温度梯度越小。随着气动加热的程度缓和，最高温度区域不在外面板上而是出现在隔热层中间，此时的温度分布是中间区域高于内、外形面，温度是从中间向两侧传递的，与实际的传热过程是相符的。采用有限元分析方法对机翼前缘热结构组件进行了热应力分析，计算结果表明，热应力值水平随着温度的升高而增加的趋势。最后对机翼前缘防热结构进行了地面试验考核验证，获得了机翼前缘热结构组件内外表面的温度变化规律，验证了机翼前缘热结构设计方案的可靠性。本文研究的一体化防热设计及其温度场分析对可重复使用运载器热防护系统设计有良好的借鉴和应用价值。