航空航天技术是现代科学技术高度综合的产物，而高超声速飞行器作为未来飞行技术的发展方向，已经成为各航空航天大国竞相发展的重点战略项目。随之而来的极端热环境，将导致飞行器的头锥、前缘与发动机燃烧室等部位面临极高温度的考验，这对于高超声速飞行的热防护提出了非常高的要求。液态水发散冷却作为极具潜力的主动热防护技术，由于出色的冷却效果，已经成为高超声速飞行器热防护领域的研究热点。　　 本文的主要研究工作有:　　 (1)采用316L不锈钢粉末，使用模压成形与固体烧结工艺，制作数种多孔材料。以去离子水作为流体介质，实验研究流体流量与驱动压力之间的关系;通过对比不同类型多孔平板的孔隙率与渗透率变化，得出了在相同工艺条件下，粉末基体颗粒与造孔剂颗粒规格的改变对孔隙率与渗透率的影响规律。　　 (2)在亚声速风洞条件下，以液态水为冷却介质，采用自制多孔金属材料制造平板实验件，实验研究了具有液体相变的发散冷却特性。用远红外热像系统记录实验平板热端表面温度分布，通过热电偶及压力传感器监控冷却腔内温度和压力变化，从而分析液态水的相变过程。实验展现了在一定工况下，冷却剂流量对表面冷却效率的影响;通过对平板热端表面温度分布的记录，给出了沿主流方向表面冷却效率的发展规律;并分析了不同主流工况、冷却剂流量对于冷却腔内压力变化的影响。　　 (3)在亚声速风洞机理实验的基础上，通过电弧风洞模拟真实热环境，在超声速高温环境下(马赫数2.2、总温2400K以及总焓2800kJ/kg)开展发散冷却实验研究。以烧结多孔金属材料作为实验平板，液态水为冷却介质。实验结果表明，液态水发散冷却具有非常好的冷却效果;综合分析平板底面温度与冷却腔内温度变化，揭示了多孔介质内冷却介质相态的变化趋势;并分析了在极端热环境下，毛细力与冷却腔内压力的相互作用机理;同时揭示了在发散冷却实验前后，腔内压力随时间的变化规律。　　 (4)在超声速高温实验环境下(马赫数2、总温1400K、总压300kPa以及总焓1400kJ/kg)，对楔形头锥进行了发散冷却实验。实验结果证明液态水发散冷却具有极好的冷却效果;并且展示了不同于气态工质的流动与传热特性。