随着航空航天技术的发展,高速飞行器受热部件的工作环境愈发苛刻。发汗冷却技术具有冷却效率高、冷却剂消耗量小等优点。开展超音速或高温主流条件下发汗冷却的流动换热规律研究对飞行器的关键部位热防护具有重要意义。已有的超音速发汗冷却研究多采用主流横掠平板的结构,而真实的流场中不可避免的存在激波的影响。本文在Ma=2.8的超音速风洞实验台上开展了激波对超音速平板发汗冷却影响的实验研究,通过纹影仪观测主流流场、红外热像仪获取多孔表面温度信息,并结合数值模拟结果,研究和揭示了激波对超音速平板发汗冷却的影响机理。结果表明斜激波入射多孔平板表面后引起壁面恢复温度升高而引入附加热流,同时局部的静压升高阻碍冷却流体流出,导致壁面温度升高。揭示了不同激波入射强度、材料性质与冷却剂特性对发汗冷却效果的影响规律。本文将发汗冷却用作超燃发动机燃料喷注支板结构的热防护手段,采用甲烷气体与RP3航空煤油作为冷却工质,成功完成了Ma=2.5、总温1700 K以上的高温高速主流中的搭载实验。结果发现,倾斜支板比垂直支板具有更好的发汗冷却效果。建立了实验真实结构的三维数值计算模型,研究了不同冷却剂进口条件、不同多孔材料性质、不同支板倾斜角度条件下冷却效果及燃料滞留时间。结果表明提高注入率对延长主流的滞留时间有益,但受到结构耐压能力的限制与注入特性影响导致并不经济。当支板的后掠角度在30°附近时,冷却效果最佳。针对发汗冷却的传热过程,建立了考虑多孔介质内非热平衡效应的热阻简化分析模型,理论求解了耦合边界条件下的多孔区域与主流区域的温度分布。指出了考虑非热平衡效应时交界面上热流分配机制,在一定条件下可将热流分配的耦合边界条件简化成热流完全分配给固相的热边界条件。搭建了主流温度最高可达1000 K的中高温发汗冷却实验台,以空气为冷却剂,实验研究了不同颗粒直径青铜烧结多孔平板的发汗冷却换热规律,并采用局部非热平衡模型开展了数值模拟。揭示了主流工况、冷却流的注入率与颗粒直径对发汗冷却效果与多孔非热平衡效应的影响。在此基础上,采用纯水作为冷却工质,初步探索了发汗冷却过程中出现相变的冷却特性,结果表明相变发汗冷却冷却效率更高,但在平板上游由于冷却剂膜层薄,热流密度大,存在局部过热区域。