在高超声速飞行器的研制过程中,直接暴露在高热流下的结构的热防护是一个具有挑战性的问题。尤其是飞行器头部位置,是直面高温高速来流,承受热流最大的位置,需要可靠的冷却系统对其进行冷却,头部一般以耐烧蚀材料对高热流进行抵抗,很少有合适的冷却方式运用于头部,疏密材质的头部发汗冷却方案虽然进行了很多机理实验,但几乎很难用于高速飞行器头部,本文提出了一种新型的头部冷却系统,通过高温合金钢设计球头换热内流道模型,搭建了实验台进行了冷却系统性能的相关实验。本文首先详细介绍了目前在高速飞行其中常用的冷却方式,而比较新颖的是发汗冷却,国内外很多人开始研究相变发汗冷却,其冷却效果更好,并设计了球头换热流道模型,介绍了实验中所用设备以及压力传感器,温度传感器,纹影和红外相机等测试系统,利用液氮罐各种管道和模型搭建了一套冷却系统实验台,介绍了纹影测试系统,并分析了各种测试系统的误差,以及实验的正确性。然后通过液氮流经球头换热流道的入口和出口的温度传感器和压力传感器数据,并结合可视化玻璃管在不同实验状态下的图像,获得了不同加热档位和不同液氮供给压力条件的汽化效果,发现在这几种实验工况下,液氮流经换热流道都可以完全汽化,并通过红外相机拍摄了球头部分加热以及注入液氮过程中的红外特性,以验证该冷却方案搭载在武器上的安全性,发现在加热过程中,球头表面随着温度升高亮度会增大,但在注入液氮时,球头会立马变暗,随着液氮持续注入,球头由驻点处向上慢慢变黑,这是注入液氮导致的温度骤降。再者对不同实验状态下受热后的液氮的压力和温度进行了研究,发现液氮在现有实验工况下能完全汽化,并且汽化后的氮气的总温在140K以上,可以用作喷流冷却的供应气源,也使得成像制导导弹携带小型液氮瓶来实现球头冷却和光学窗口的冷却,但当外界加热热流一定时,随着液氮供应压力的增大,在某个液氮压力值处,液氮流经受热头部将无法完全汽化。最后对于球头换热装置进行了热阻分析,说明其散热性能很好,同时获得不同实验状态下通过液氮时的对流换热系数,研究了不同液氮供给压力和不同加热档位对对流换热系数的影响,发现液氮换热系数随着液氮供给压力的增大而增大,随着外壁面的加热档位的增大而增大;同时对于不同实验状态下的冷却效果进行了分析,认为尽量保证冷却剂供给压力在短时间内上升到额定压力,冷却效果才更好,同时还需要尽量保证冷却剂供给压力稳定。外界热流一定时,冷却效果随压力的增加而变好,对于本实验冷却系统,在高热流情况下,冷却效果随冷却剂压力的降低比在低热负荷下更为剧烈,且热流越高,液氮供给最大压力相同时,冷却效果普遍越好。