航空航天技术因其对军事战略和国民经济的重大意义,一直受到各个国家的高度重视。随着飞行器动力和速度的提升,关键部位,如发动机燃烧室壁面和飞行器前缘等结构,面临越来越严峻的热防护问题。发散冷却拥有极高的冷却能力,被认为是最有潜力解决极端热环境下关键部位热防护问题的主动冷却技术之一。本文针对发散冷却基础理论和实际应用中存在的不足和难点进行了深入的理论和数值研究。对于气体工质发散冷却,简化的局部热非平衡模型常用于描述工质与多孔介质骨架内的传热过程,然而这个模型忽略了流体方程中的热扩散项导致计算结果存在一定误差。为了评估这一简化模型的适用性,本文数值选取了实际应用中的典型运行参数进行了一维稳态发散冷却过程的模拟,分析了环境工况、冷却剂注入率、冷却剂及多孔介质物性对于简化模型计算误差的影响。相比气体工质发散冷却,液态工质发散冷却由于冷却剂相变吸收巨大的相变潜热而具有更强的冷却能力。然而冷却剂在孔隙内的流动、吸热、相变过程相当复杂,现有的理论模型,如分相流模型(SPM)和两相混合模型(TPMM),均存在明显的应用缺陷。因此,在SPM和TPMM的基础上,本文提出一个改进的半混合模型(SMM),并通过高温风洞液态水发散冷却实验对新模型进行了验证。随后在对三种模型数值结果的比较中发现SMM和SPM计算结果相对精确且合理。基于SMM,本文进一步讨论了局部热平衡条件和局部热非平衡条件对数值结果影响,结果表明局部热非平衡效应不能忽视。针对局部热非平衡条件下的相变发散冷却模型,本文探讨了三种冷端边界条件和三种热端边界条件用于数值模拟的合理性。飞行器机动飞行时承受的气动热、力载荷是随时间变化的,会即时影响液体相变发汗冷却结构的温度响应、冷却剂在多孔骨架内的输运特性和相变位置。因此开展液体相变发汗冷却瞬态问题的研究是非常必要的。本文数值模拟了液态水相变发散冷却瞬态过程,评估了定压和定流量两种冷却剂注入方式的合理性。结果表明,定压注水方式仅当进口压力足够大时是稳定的,而定流量注入方式是一直稳定的。采用定流量注水方式,本文进一步讨论了进口温度、多孔介质物性以及工况波动对发散冷却瞬时冷却效果的影响。实际应用中,真实的冷却结构几何形状都很复杂,如燃烧室壁面、喷管喉部等,同时飞行器飞行时产生的热/力载荷通常是不均匀分布的,这些因素都使得发散冷却过程呈现空间差异性,在数值模拟时采用一维简化会造成极大的误差。本文采用半混合模型(SMM)模拟了液态水在平板结构中的二维稳态发散冷却过程,分析了非均匀热流工况对发散冷却效果及冷却剂输运特性的影响。结果表明,局部高温引起强烈的局部传热恶化。针对这个现象,本文进一步提出三种结构优化方案,比较了它们对传热恶化的改善效果。最后,采用半耦合方法,本文数值探索了超声速主流条件下,飞行器钝体头锥应用相变发散冷却技术进行热防护的可行性。