高超声速飞行器具有极快的飞行速度和灵活的机动能力,是多领域先进技术的综合体现,具有重大战略意义。高超声速飞行器飞行马赫数越高,机身所承受气动加热越强,严重影响高超声速飞行器的安全。逆喷-发散组合冷却兼备逆喷和发散冷却的优点,成为当下学者们研究的热点。本文以飞行器机翼为研究背景,建立组合冷却模型,对组合冷却结构的流动、换热特性进行数值模拟研究。首先,以机翼前缘为背景建立简化模型,使用Fluent软件进行组合冷却数值模型的建立与验证。对比逆喷、发散冷却优缺点,提出优化组合冷却结构。对比不同马赫数下不同组合结构冷却效果,选出结构强度、冷却效果最优结构形式,并在实际高空环境进行冷却效果验证。结果表明,其在不同马赫数下均表现出良好的冷却性能,是一种极具潜力的新型逆喷-发散组冷却构。其次,通过改变逆喷狭缝倾斜方向、孔隙及流量分布、注入率、飞行高度和冷却介质,探讨不同参数对新型组合冷却结构冷却效果的影响。结果表明,若结构可承受冷却剂注入压力的增大,狭缝向外扩大冷却效果较好。孔隙率的提高并不一定引起冷却效率的提升,本研究多孔前端小孔隙率更有利于结构整体温度均匀分布。逆喷口流量的增加对冷却效果提升有限,合理进行流量分配可减少冷却浪费。注入率的提高可增大隔离气膜厚度,从而提高对壁的面隔热、降温作用。飞行高度影响流场压力、温度、速度分布,相同冷却条件下,飞行高度越高组合冷却效果越好。同冷却剂质量流量下,不同冷却介质冷却效果不同,在冷却剂选用中应优先选用小分子质量、大比热容、大动力粘度气体。最后,建立三维头锥间断狭缝数值模型并进行验证,探究不同间隔固体宽度、不同热环境下注入率对间断狭缝冷却效果的影响。结果表明,间断宽度越小冷却效果越好,间断狭缝可在保证冷却效果的情况下进一步提高前端结构强度。高气动热环境下注入率改变对固体前端高温推离距离无影响,且过高注入率会加大高温区对前端固体传热,降低冷却效果。根据不同飞行状态合理调节冷却剂供应,可在保证冷却效果的同时为飞行器合理减负。