高超声速飞行器在高马赫数巡航时，激波压缩产生的剧烈气动加热对气动部件的结构完整性提出严峻挑战。采用酚醛树脂基复合材料作为防热套是高温合金空气舵应对极端热环境的有效工程手段，但其热防护下的结构变形仍会改变气动外形及载荷特性。针对这一涉及复合材料防热层与金属骨架的气动热力耦合问题，本研究建立了一套基于计算流体力学与有限元分析的顺序单向耦合数值计算框架。以马赫数6.0、飞行高度20 km为典型工况，对套装酚醛树脂基防热套的高温合金空气舵进行了研究，对比分析了冷态与热态下的结构响应与流场特征。研究结果表明：尽管有复合材料防热层的保护，在长航时热累积作用下，空气舵前缘温度仍攀升至约1 400 K；热刚度退化与热膨胀成为结构变形的主导因素，热态下舵梢前缘最大变形达29 mm并伴随约19.65 mm的扭转。剧烈的热扭转效应改变了局部攻角，导致舵面局部范围内上下表面压力差反向。通过量化结果发现热变形效应使升力系数增加约6.55%，阻力系数剧增约26.4%；压力中心位置发生显著非线性偏移，后移量达4.728%。研究揭示了复合材料防热空气舵的热变形对气动载荷的修正机制，证实了在飞行器结构设计中必须充分考虑防热层与结构层的协同热变形影响。