随着高超声速飞行器飞行速度和巡航时间的大幅增加,其前缘等关键部位面临的热环境愈发恶劣,因此发展更加高效、轻量的主动热防护技术已经成为研究者们关注的热点问题。以多孔材料为基体的发散冷却,可以在消耗较少冷却剂量的同时实现良好的冷却效果,在以长航时和可重复使用为发展目标的高超声速飞行器上极具应用潜力。目前通过众多实验和数值研究,已经初步掌握了发散冷却的流动及换热规律并验证了其可行性,但是要想实现它在工程上的成熟应用还需要解决一些问题。例如,对于相变发散冷却中非稳定性现象的产生机理还缺乏深入理解,对于发散冷却的下层流道结构缺乏完备的设计方案,对于发散冷却在前缘类结构上的应用还需要不断优化,等等。本文围绕上述问题,采用风洞实验和热-流-固耦合数值模拟的方法,对发散冷却及其相关冷却技术开展了一系列研究,主要工作如下:（1）针对相变发散冷却中显现出的非稳定现象,在亚声速风洞中使用平板实验件开展了液态水定流量注射的瞬态实验研究。通过对热端表面温度分布和冷却剂注射压力瞬态变化的精准采集,捕捉到了温度和压力的周期性波动现象,深入分析了波动等非稳态现象的产生机理,并进一步研究了主流温度和冷却剂注入率对冷却响应时间、温度和压力波动特性的影响。同时,提出了一种简化预测方法用于估算冷却剂注射压力的瞬态最大增量,为冷却剂注射系统的极限压力设计提供参考。（2）针对相变发散冷却中,液态冷却剂直接在多孔介质内部发生相变引发冷却系统不稳定的问题,提出了 一种可以作为发散冷却下层内冷流道的新型开式自然循环系统,利用管壁加载的热流密度差异来驱动冷却剂在回路内进行循环流动,并释放蒸汽用于发散冷却。该系统既可以通过自适应循环流动将回路最高温度维持在冷却剂的沸点左右,又可以避免液态工质直接进行发散冷却引发的波动现象,还可以减少冷却剂的驱动及控制单元,从而提升飞行器的有效载荷。然后通过对自然循环系统的启动状态进行瞬态数值模拟,直观地获取了流体的流动、传热特性及相变情况,探讨了该系统的冷却机制和冷却规律,并揭示了热流分布和回路形状对循环流动启动状态和启动模式的影响。（3）针对传统鼻锥发散冷却中驻点附近冷却效果相对较差的问题,提出了一种新型的凹腔-发散组合冷却结构,在有效提升驻点附近及整体结构冷却效果的同时,减小了对冷却剂注射压力的要求。然后在超声速主流条件下使用全场热-流-固耦合的计算模型,对凹腔-发散组合冷却结构进行了数值模拟,验证了该结构的可行性和高效性,并研究了主流马赫数和冷却剂注射压力对冷却剂流动特性和冷却效果的影响。最后,提出了钝化凹腔唇口的结构优化方法,进一步改善了结构表面温度的均匀性。