本发明公开了一种航天器再入体复合防热层方案，属航天器热防护技术领域。其目的是提供一种能达到应付剧热环境的一种新型复合结构防热层。其技术方案如下：一种航天器再入体复合防热层，其特点为它由隔热层与烧蚀层组成，烧蚀层由纤维增强材料浸渍酚醛树脂缠绕而成。一种复合结构防热层的成型方法，其特点为它包括如下步骤：隔热层成型，成型的隔热层复合一烧蚀层，对成型的复合结构防热层高温加压固化、机械加工成型。其达到了降低防热构件导热系数和导温系数的目的，构件轻质、其性能优异，能满足当前各种航天器再入体提高防热性能要求，适于工业化生产。