高超声速飞行器在飞行过程会受到极其严重的气动加热,由此产生的高温会降低飞行器的结构强度,破坏结构的气动外形甚至直接将其烧毁。热管疏导式防热作为一种半被动式热防护机制,它利用工质的相变传热,将翼前缘高热流区的热量快速传递到大面积的低热流区,借助翼面的低温面散热,将严酷的气动热以对流和辐射的方式释放。针对高超声速飞行器典型飞行工况的疏导式防热,分析论证了采用热管结构的可行性,并进行了一体化层板式钠工质热管的结构设计。以层板式热管中的热管单元为研究对象,对所设计的热管结构,推导了其工作极限方程和速度突变状态下的毛细极限方程,并对热管结构受加速度影响的情况进行了计算分析。为探索热管结构的疏导防热机理,在合理简化和假设的基础上,建立了层板式热管结构内部单元轴向流动与传热的物理模型和数学模型,采用四阶Runge-Kutta法对模型进行了求解,得到了常规热量分布条件下热管内部钠蒸气压力、流速等参数以及热管壁面温度沿热管轴向的分布,计算的结果与文献中实验数据的基本趋势一致。在已建立模型的基础之上,通过对前缘结构气动热数据进行拟合,采用迭代计算的方法,求解了层板式热管结构在气动热疏导过程中内部钠工质压力和流速等参数以及热管外壁面温度的分布。为验证模型计算的可靠性和热管结构的疏导防热效果,采用热管的等效导热系数法,计算了三维前缘结构的温度分布并将其作为参考依据,分析了计算误差的主要来源。在热分析建模的基础之上,进一步分析了结构表面黑度的不同对层板式热管结构气动热疏导的影响。