空间飞行器在运行过程中会持续受到环境所产生的热辐射和与空气之间的气动摩擦传热的影响,致使其表面温度迅速升高,从而导致飞行器外表面的红外辐射强度增大。空间冷屏蔽系统是飞行器实现降低红外辐射强度的主要方法,其外表面的红外辐射特征是红外探测系统识别到飞行器的主要指标。因此需要满足在30分钟的飞行时间内冷屏外表面的温度低于100K,红外辐射强度低于0.5W/m~2。空间冷屏蔽系统主要是通过制冷剂的相变蒸发吸收所接收到的热量以达到降低外表面红外辐射强度的目的,从而实现空间飞行器的红外隐身。目前发汗冷却在空间冷屏蔽系统中应用的研究较少,缺乏空间复杂环境下冷屏蔽系统发汗冷却所需要的理论支持。因此,本文以空间冷屏蔽系统为研究背景,建立空间飞行器的物理模型和冷屏相关的传热模型,之后提取冷屏中的单元模型,基于发汗冷却进行相关研究,并提出了发汗冷却分布式点蒸发模型,然后采用数值模拟和实验验证的方法进行了深入的研究。空间飞行器从发射至打击到目标需要经历助推段、飞行中段和再入段三个阶段。由于空间飞行器所处的大气环境和其自身结构随着飞行阶段的改变而变化,故本文首先使用Solidworks软件建立了助推段和将空间飞行器置于风洞中的物理模型,之后建立了冷屏蔽系统表面与环境之间传热的数学模型。通过数值模拟得出助推段空间飞行器在不同马赫数飞行时冷屏蔽系统外表面温度和压力等参数的分布云图以及冷屏蔽系统流场参数的变化图。当空间飞行器处于飞行中段时,将冷屏蔽系统进行简化处理,建立单元结构的物理模型,基于热平衡传热模型对一维瞬态相变发汗冷却进行数值模拟研究,之后得出多孔介质特性参数和外界参数对发汗冷却效果的影响。提出了发汗冷却分布式点蒸发的模型。通过实验的方法验证了该模型的可靠性,发现实验所得到的温度变化趋势与数值模拟得到的温度变化趋势相一致。因此,对发汗冷却分布式点蒸发模型中发汗点结构的类型、数目和间距进行仿真模拟分析,并对空间冷屏蔽系统单元模型外表面的温度分布规律进行了分析。研究表明:空间飞行器的冷屏蔽系统在助推段运行时其表面的温度和压力随着飞行马赫数的改变逐渐改变,并呈现以飞行器为轴线对称分布。在飞行中段时通过对一维相变发汗冷却的数值研究,得出了多孔介质特性参数和环境参数对发汗冷却效果的影响,其中孔隙率、密度以及定压比热在热平衡模型下对发汗冷却的稳定状态无明显影响,仅对达到平衡的时间具有影响,导热系数和质量流量的增大会使发汗冷却效率增大。通过对发汗冷分布式点蒸发单元模型模拟研究,可得出随着制冷剂通道类型、数目以及间距的变化温度也会发生改变,但圆形和三角形整体而言温度分布较为均匀。本文的研究内容和结果可以为空间冷屏系统整体结构设计、内部发汗冷却制冷以及发汗冷却分布式点蒸发制冷深入拓展研究的相关人员提供一定的理论参考依据。