高超声速飞行器面临严酷的气动热环境给飞行器结构带来沉重的热防护压力;而在飞行器长时间飞行的需求导致机上电源体积和重量的急速增加,极大增加了飞行器的负担。从能量角度分析,一方面是外部需要防护的大量气动热,另一方面飞行器上可用能源负担加重,因此将气动热有效收集并加以转化利用是高超声速飞行器一个重要的研究课题。本文基于飞行器结构并结合结构热管理概念,设计了一种集气动热收集和转化利用功能为一体的新型热防护方案。该方案的核心包括气动热收集和气动热转化利用两部分。气动热收集部分在采用被动热防护实现耐高温的基础上,基于主动冷却方案设计了对流换热结构和干冰冷却结构;气动转化利用主要以涡轮机做功的形式实现,并在此基础上研究了不同热力循环组织形式下的转化效率及输出功率。在对流冷却结构的研究中,主要针对内流对壁温的控制效果和工质的吸热能力两方面开展了深入研究。在仅考虑内流的降温情况下,内流对高热流区的降温较弱,而对大面积换热区的换热能力较强。不考虑外流影响,仅研究工质吸热能力时发现,当工质未达到吸热极限时,质量流率是影响其换热能力的主要因素,而当工质达到吸热极限时,入口温度、工质种类对其吸热能力才有较为显著的影响。在基于干冰冷却结构的研究中,结合飞行器热防护结构设计了不同的干冰冷却结构,并在此基础上研究了不同结构下的升华潜热冷却和升华潜热+低温CO2气流冷却的冷却效果,研究认为在干冰区域应当尽可能减小热阻促使干冰升华以提高低温CO2气流的质量流率,在依靠气流冷却区域则需要一定的热防护结构。在此结论的基础上针对飞行器大面积换热区设计了一种引入外部热流的干冰冷却结构,可以很好的在飞行器大面积区域实现长时间的热防护。在气动热转化能力的研究中,以布雷顿循环及回热式布雷顿循环为基础,利用气动热收集部分的研究结果替换传统循环中的吸热部分,分别研究了循环效率以及循环温比、循环压比、机械效率等不同因素对输出功率以及循环效率的影响。同时研究了冷却过程对工质多次循环时气动热转化能力的影响,研究发现冷却过程对多次循环的气动热持续转换能力有至关重要的影响,基于高超声速飞行器的应用需求,讨论了以补气式循环代替冷却过程的方案,初步发现低温补气式循环在一定条件下可以较好满足持续循环的要求。