热防护技术的突飞猛进，极大地促进了高超声速飞行器的发展，与密不可分。随着高超声速飞行器的迅速发展，表面热环境越来越严苛，早期的热防护材料已经不再胜任高超声速飞行器的热防护系统设计，而逐步被碳—碳复合材料所取代。热防护材料在再入过程中发生烧蚀会对气动加热产生显著的影响，是先进热防护系统方案设计中的关键问题之一。　　为了快速准确预测防热材料发生烧蚀情况下的气动加热特性，本文提出了一种带烧蚀效应的高超声速气动加热计算技术，并完成了计算程序编制和软件设计，并对典型外形进行了数值模拟与分析。　　首先，对本文开展研究的技术基础-单体复杂外形气动加热计算技术进行了简要的介绍。该技术采用数值模拟与工程方法相结合的方法对高超声速飞行器气动加热特性进行研究，耦合结构传热后，可对高超声速飞行器气动加热与结构传热特性进行数值分析。　　其次，针对本文研究的烧蚀效应，开展了烧蚀模型与计算技术的研究，提出了基于温度分区的烧蚀效应的计算方法，该方法可以准确模拟工程实际中热防护系统材料烧蚀特性。　　再次，以单体气动加热计算技术为基础，结合本文发展的碳基材料烧蚀计算方法，编制了带烧蚀效应的气动加热与结构传热计算程序和软件更新，采用典型外形算例进行了计算技术验证。　　最后，针对假定的高超声速巡航飞行器发生烧蚀的状态，采用本文发展的计算技术，开展了烧蚀过程中的热流密度分布特性、防热材料质量损失与结构温度分布特性的计算与分析，并讨论不同防热材料和结构模型对气动加热的影响特性。结果表明本文提出的计算技术可用于高超声速飞行器气动力、气动热与结构传热特性的初步设计。