热防护系统设计已成为吸气式火箭组合循环推进系统研究的关键技术之一。本文针对主火箭和二次燃烧室建立了室壁的传热模型，对其热环境预示和热结构设计提供了理论依据；从理论和试验两方面对基于耐高温复合材料的复合式热防护结构进行了研究。 利用经验公式建立了RBCC主火箭室壁的辐射、对流换热与导热结合的物理分析模型。其中包括适应性更广的燃气辐射换热的物理分析模型。模型中考虑了实际燃气辐射的复杂性，如灰体壁、非灰体燃气辐射等，还添加了含CO和OH燃气成份的燃气辐射换热物理分析模型。并通过计算不同室壁材料、不同室壁厚度、不同冷却剂流量以及组织冷却边区的情况下的室壁温度分布和热流密度分布，提出了进行主火箭设计时需考虑的因素。 建立了一维非稳态复合结构的传热模型，该模型能够模拟不同材料组成的多层结构中的非稳态温度场。主要的控制方程为一维非稳态导热微分方程，其中边界条件有强对流换热及绝热等不同类型。采用控制容积积分法对控制方程进行了离散，使用Gauss-Seidel迭代法求解离散方程。应用该模型计算得到了RBCC发动机使用再生冷却方法中时，室壁材料、肋材料、室壁厚度等参数对传热的影响；还得到了被动冷却方法中燃气温度及绝热材料对传热的影响。提出了设计主动冷却和被动冷却复合结构时需考虑的因素。 设计了基于C／SiC复合材料的主动冷却模块和被动冷却模块。在RBCC引射火箭实验系统上进行了若干次试验。在此基础上，还进一步改进设计了使用固体火箭发动机作为燃气发生器的试验装置，该装置可以提供3000K左右的高温燃气。通过试验证明本文建立的计算方法可以较好地模拟高温高速流动条件下复合结构的内部温度分布。试验还表明，耐高温复合材料和主动冷却相结合的方式可以有效地对室壁进行冷却，是组合发动机长时间可靠工作的很有发展前景的热结构方案。