随着高超声速飞行器技术的发展,飞行器前缘结构和发动机燃烧室壁面所承受的热环境越来越严峻,研发高效的主动热防护技术成为当务之急。发散冷却以多孔介质为载体,具有冷却能力强、冷却剂消耗量小、可以实现主动控制等优点,在飞行器关键部件的热防护方面具有巨大的应用前景,因此受到了科研工作者广泛的关注。但是目前关于发散冷却的研究仍存在一些难点和不足,如:前缘类结构表面气动热/力载荷分布极不均匀,如果采用均匀的多孔骨架或均匀的注射压力,则会出现驻点冷却不足而下游冷却过度的现象。针对这种剧烈变化的热/力载荷,如何优化发散冷却系统,来实现冷却剂的按需供应,最终达到“在减少冷却剂用量的同时,加强高载荷区域的冷却特性、获得合理的冷却效果”的目的?此外,使用液态水作为冷却工质时,相变发散冷却过程难于控制,而且会出现结冰现象、温度震荡现象等,这给冷却系统的稳定性提出了挑战。因此,深入探讨液态水的瞬态相变发散冷却特性,并尝试对水改性或寻找其他可替代的液体冷却工质很有必要。本文采用实验和数值研究的方法,针对发散冷却系统所受的气动热/力特性和优化设计等关键问题进行探索,主要工作总结如下:(1)通过梯度孔隙率设计来优化发散冷却多是停留在理论方面,缺乏有效的实验数据支撑。本文在低速高温主流工况下,成功完成了梯度孔隙率材料的发散冷却实验和数值研究。使用具有梯度孔隙率的多孔材料,并加工了两个楔形鼻锥试验件,选用空气为冷却工质,利用红外热像仪拍摄试验件表面的温度分布,并结合数值模拟结果,对多孔介质内部的温度分布和冷却剂的流动特性进行分析,研究和揭示了孔隙率分布对气体发散冷却特性的影响机理。在此基础上,采用液态水为冷却工质,探索了不同孔隙率分布下伴随相变的发散冷却特性,并进一步比较了有无相变对发散冷却特性的影响机理。研究结果展示了梯度孔隙率设计对驻点处冷却效率的优化特性,并指出了有无相变时冷却行为的差异性,其重要的实验数据为后续梯度孔隙率的优化设计提供了综合性的参考。(2)考虑真实流场中激波干扰的影响,开展了超音速条件下激波干扰对前缘表面气动热/力特性及发散冷却特性影响的数值研究。基于进气道唇口前缘典型的气动热/力环境特征,设计了简化的激波干扰模型。在地面电弧风洞环境下,数值研究了有激波干扰时前缘表面的气动热/力载荷分布,结果表明激波的入射引起前缘表面热力载荷同时沿流向及展向剧烈变化。选用氮气为冷却工质,研究了激波干扰作用下,不同发散冷却方案的流动和换热特性,为今后发散冷却系统的地面考核实验提供参考。(3)针对前缘类结构驻点处局部冷却效率低,以及由于变工况或激波干扰导致高热流区域难捕捉的问题,本文提出了一种自适应型局部激活发散冷却的方案,即:升华-发散组合冷却方案。在多孔基体表面覆盖一层低熔点的不可渗透性材料,通过表面涂层的升华来自适应激活发散冷却。采用镍基高温合金多孔平板作为基体,聚四氟乙烯作为涂层材料,在高温风洞中开展了实验研究,初步验证了该组合冷却方案的可行性及高效性。(4)针对液态水相变发散冷却瞬态过程中的不稳定现象和结冰现象,本文提出通过添加无水丙二醇对液态水进行改性。以烧结多孔平板为试验件,开展了四种不同浓度丙二醇水溶液的瞬态相变发散冷却特性实验研究,记录了不同冷却剂注入率下试验件表面温度及注射压力的变化。通过实验结果的分析和比较,揭示了丙二醇浓度、注入率对瞬态相变冷却特性的影响。