以高超音速飞行器运载的武器对未来占有全球军事主导权具有非常重要的战略意义。因此,近年来高超音速飞行器的研制成为一些发达国家之间博弈的重要工具,各国都以期获得先机奠定国际领先地位。但是,人们在高超声速飞行器投入应用的发展过程中却遇到了关键的瓶颈问题：飞行器的鼻锥、前缘及发动机燃烧室等区域面临着极端热流的考验,存在高温变形、烧蚀等潜在危险。解决这一问题的关键在于新型耐高温材料的研发和更高效的主动热防护系统设计。而发散冷却特别是液态水发散冷却作为极具潜力的主动热防护技术,因其出色的冷却效果已逐渐成为高超飞行器热防护领域的研究热点。本文主要研究内容包括：(1)利用CFD商业软件Starccm+,模拟了标准大气下飞行器鼻锥模型的超声速巡航时所承载的气动热特性。对比了真实近空间飞行气动热环境与地面电弧风洞试验环境的区别,研究了鼻锥滞止点温度、压力等参数随飞行高度和来流马赫数的变化趋势;同时讨论了给定壁面安全温度时来流马赫数与热流密度的关系,并以液态水为例计算了对应飞行条件下所需的冷却介质流量。(2)通过Starccm+软件,对多孔鼻锥模型在高温低速风洞条件下的气态发散冷却状况进行了数值模拟。研究了多孔材料的孔隙率、主流速度和温度、冷却气体种类和注入率对发散冷却效率的影响,并给出了对应条件下的多孔模型内外壁压差变化。(3)在高温低速风洞条件下,分别对自制多孔金属平板实验件和多孔鼻锥实验件进行了液态水和空气发散冷却基础实验。针对多孔平板实验件,以液态去离子水为冷却介质,在高温风洞中进行发散冷却实验,利用红外热像技术实时记录热端平板表面温度,并结合腔内两根不同测量位置的热电偶和压力传感器监测不同条件下水的相变位置变化,进而总结出液态水发散冷却特性和规律；然后对多孔鼻锥实验件进行了空气发散冷却实验,以同样测量手段研究分析了主流和冷却空气流量比对发散冷却效率的影响,并得出具有一定指导意义的结论。