金属热防护系统 MTPS(Metal Thermal Protection System)克服了陶瓷热防护系统本征脆性、吸湿及抗冲击能力差的缺陷，具有大尺寸、可重复使用、全寿命周期成本低的突出优势，是可重复使用航天器RLV(Reusable Launch Vehicle)次高温区大面积被动防热的首选防热系统。金属热防护系统主要由三部分组成：金属蜂窝夹芯盖板结构、多层反射隔热结构和支架连接结构。该系统的结构可靠性和综合隔热能力关系到全机热防护系统的使用寿命和运载器的安全飞行，故本文的研究工作主要是针对金属热防护系统，利用有限元法分析结构在热力耦合作用下的温度场、应力场和位移场。　　首先基于高温传热学原理，通过传热机制分析，建立了纤维毡、气凝胶、蜂窝面板的表观热物性及复合防隔热一体化结构内导热－辐射一维瞬态耦合传热的数学物理模型。在此基础上，采用控制容积法、补充边界节点离散代数方程法，结合蒙特卡罗法，发展形成了求解该类辐射－导热耦合传热问题的数值方法，并开发了相应的热分析数值计算模块，进行了典型算例的数值实验。在热分析结果的基础上，建立了包含蜂窝板、纤维毡、气凝胶及多层反射屏在内的复合放隔热一体化结构的内传热有限元模型。　　接下来，提出了针对三维金属热防护系统的热分析方法。采用该方法计算了支架的不同定位和形状、MTPS侧边四周包覆金属外皮和板间辐射影响等情况下结构的温度场。利用高温石墨平板炉对热防护结构进行了气动加热过程的模拟，测试了热防护系统非加热面温度响应和隔热材料的等效导热系数；考核了侧板、支架和缝隙宽度对非加热面温度的影响。根据金属热防护系统的石墨平板炉热评价实验条件对热防护系统进行了有限元分析，计算结果与实验数据对比表明有限元方法结合热分析计算模块用于复合防隔热一体化结构的热分析是有效的。　　然后，从热力耦合问题的基本方程出发，通过引入双尺度关联参数对温度和位移的完全双尺度渐近展开形式进行了理论推导。在细观尺度上得到了能够反映单胞信息的基函数，并由此定义了复合材料的宏观均匀化刚度系数和热膨胀系数，并且通过对有限元软件ABAQUS的二次开发实现了蜂窝材料的等效力学性能和热膨胀系数的预报。在此基础上对金属热防护系统进行结构研究，说明其主要机械载荷承载部件是金属蜂窝夹芯板与金属支架，在支架上部周围会出现应力集中现象。同时讨论了支架的定位和形状对结构位移场和应力场的影响。　　最后，利用有限元分析软件研究了金属热防护系统在热力耦合作用下的温度场、应力场和位移场。为了保证分析效率，建立了蜂窝夹芯结构的等效模型。采用序贯耦合解法、多个载荷步进行热力耦合分析。应用航天器再入实际载荷条件，建立有限元模型计算了金属热防护结构的瞬态温度场、应力场和最大变形量。结果显示在热力耦合载荷条件下，且考虑热膨胀系数的影响，结构的侧面将向外凸起产生一定的变形，但是接触作用又会约束这种凸起变形，在结构侧边的中心区域形成一种密封状态，阻止气动热流到达缝隙底部结构，致使侧边中点的温度和顶点温度比单纯考虑热流密度的作用下的温度值低，避免了侧边缝隙间热短路的发生。