随着红外探测系统和制导武器的迅速发展,有效降低高速飞行器表面红外辐射特性已成为日益关注的红外隐身技术关键问题之一。由于飞行器蒙皮表面的温度分布是影响飞行器红外辐射特性的主要因素,因此开展飞行器蒙皮表面温度分布及其控制技术的研究是十分必要的。本文的研究工作主要包括两个方面:其一、通过分析控制飞行器蒙皮温度场的传热过程,建立了包括蒙皮外部气动加热、辐射换热与内部对流换热的瞬态耦合传热数学模型。引入壁面气动热流函数,将蒙皮外部气动加热条件转化为浮动的热边界条件,对简化的二维平板模型进行气动加热条件下的温度场模拟计算,获得了不同飞行状况下表面的瞬态温度响应,分析了相关因素的影响。研究结果表明:飞行器在水平加速与降速阶段都存在明显的感应阶段;不同的蒙皮内表面冷却条件对其外表面的温度响应过程有较明显的影响。其二,以Fluent软件为平台,对液氮狭缝通道沸腾换热和带气膜喷吹的液氮狭缝通道沸腾换热进行数值研究,分析在不同工作条件和冷却需求下的换热特性和冷却效果。利用混合两相流模型和Lemmon提出的液氮物性表达式,通过编写用户自定义程序(UDFs)实现对液氮物性和气液相间传输项的模拟,从而对一侧表面模拟气动加热热流条件、另一侧表面为绝热条件的二维矩形狭缝通道内的液氮流动换热进行了数值模拟。结果表明,利用液氮狭缝通道换热可以实现气动加热表面的有效冷却;冷却通道沿程换热效果随着质量流率的增大而提高;在单位表面积质量流率一致的情况下,通道长度的增长有利于改善气动加热表面的冷却效果。对带有单排气膜喷吹的液氮狭缝通道冷却结构的气膜侧绝热冷却效率以及其对机翼前缘表面的整体冷却效果进行了研究,归纳了气膜孔排布位置、吹风比(或主次流质量分配比)、外流马赫数等因素对于该冷却结构冷却效果的影响规律。研究结果表明,该冷却结构对高马赫数飞行条件下的气动加热表面具有较好的冷却效果;适当增大通道冷却结构的液氮入口质量流量和合理布置气膜孔能改善表面的冷却效果。