为了提高飞行速度、飞行机动性和升阻比，高超声速飞行器一般采用尖锐的前缘结构设计。尖锐前缘结构的服役环境十分恶劣，超高温陶瓷基复合材料因其在2200K以上表现出优异的物理和力学性能成为前缘热结构的备选材料。高超声速飞行器设计中的主要问题是气动加热时引入的高温对结构的不利影响，飞行器翼前缘等关键部件的热结构设计显得尤为重要。本文主要研究了服役环境下高超声速飞行器超高温陶瓷前缘热结构分析和设计方法。分析了建立了前缘结构热/力学响应分析模型，开展前缘结构地面验证试验。分析表明，结构温度梯度与自身及外界约束是热应力产生的主要原因，对比有限元计算获得的结构温度历程与地面试验结果具有较好的一致性，验证了高超声速飞行器前缘热结构分析模型的正确性。采用热/力学响应分析模型，定量分析了外形参数、材料本征特性、力学边界和结构热匹配性能等设计参数对结构热应力的影响，确定前缘半径、材料方向作为关键设计参数。研究表明，结构热应力随着前缘半径增大而降低，在保证结构气动外形的前提下适当增加前缘半径能有效降低结构应力；采用低热膨胀系数，高热传导系数，高压缩模量的材料方向与热载荷方向平行的结构设计方式能更好缓解结构应力；前缘结构与C/SiC材料体系的连接结构具有良好的热匹配性能。前缘结构的最大压缩应力受尺寸影响显著，设计采用组合式拼接的形式，减小单块前缘结构尺寸。采用沿翼展方向和垂直翼展方向两种不同的设计方案，确定了组合式前缘结构的分块组合方式，分析了采用两种设计方案前缘结构的热/力学响应。分析表明，沿翼展方向上分块的组合式前缘设计方案能显著降低结构应力，但会使结构产生膨胀间隙；在垂直翼展方向上分块的组合式前缘设计方案能够在适当降低结构应力且不引起结构的膨胀间隙。