近年来随着航空航天技术的快速发展,高超声速飞行器由于其巨大的军事战略意义,已成为世界各国研究的焦点。然而,高超声速飞行时受到强烈的气动加热,给机体结构的材料性能提出了巨大的挑战。相比传统的冷却方式,发汗冷却具有冷却效果均匀、膜覆盖性好、冷却效率高、易于控制的优点,正逐渐引起研究人员的关注,被认为是最有发展前景的冷却技术。本文以飞行器外表面热防护为研究背景,建立发汗冷却数值模型,运用数值模拟的方式对多孔介质发汗冷却传热特性进行数值研究。首先,运用Fluent软件中的多孔介质模型构建了发汗冷却数值模型,采用热平衡模型求解多孔介质内传热问题,对气态介质物性进行拟合,根据前人的实验及数值模拟,对本文构建的数值模型进行了验证工作。其次,以多孔介质平板为对象,研究了其在高温通道内的发汗冷却现象。考虑气体无相变发汗冷却和液体相变发汗冷却两种方式,对多孔介质在不同工况下的发汗冷却情况进行了数值模拟,分析了冷却剂种类和多孔介质材料性质对发汗冷却的影响规律。结果表明液态水的冷却效果要优于气体冷却工质,在气体发汗冷却中,可综合选用比热容较大、相对分子质量较小的气体。多孔介质材料导热系数主要影响了发汗冷却温度场的均匀性,多孔材料导热系数越大,温度场越均匀。多孔介质厚度主要影响冷却剂的注入压力,多孔介质越厚,冷却剂注入压力越大,推动冷却剂流经多孔介质所需的功率越大。最后,以GK-01型进气道为对象,数值模拟了该模型在真实飞行条件下所面临的热力环境,探究了飞行速度、高度对进气道壁面热流的影响机制。并对唇口部位采用主动式热防护措施,以气体为冷却介质进行了真实条件下的发汗冷却全场耦合数值模拟,并采用非均匀空隙率的方式对唇口进行优化设计。结果表明,高超声速飞行时唇口承受热流极不均匀,前缘和唇口下壁面热流高,上壁面热流低。唇口壁面热流密度随马赫数的增加而呈抛物线式上升,随飞行高度的上升而急剧下降,壁面热流密度随壁温的上升而呈线性下降趋势。采用发汗冷却方式能显著降低唇口温度,但由于唇口各处热力环境差异性较大,采用均匀孔隙率时冷却剂流出不均匀,导致各处冷却效果差异性大。采用非均匀孔隙率设计,可以提高冷却效果。