高超声速飞行器飞行速度的进一步提高,使得飞行器前缘、发动机推力室等关键部位面临的热环境更加恶劣。发散冷却作为当前最为高效的主动热防护技术,不仅可以利用多孔介质材料提高冷却效率,改善温度均匀性,而且可以定时、定位、定量地控制冷却过程,有助于实现大面积、可重复使用的热防护,促进热防护系统的智能化调控。但是,将这个技术真正推向实用还有很多问题需要论证和解决。例如,在飞行器前缘,气动热和气动力分布极不均匀,在滞止点处,发散冷却系统既需要大量的冷却剂来应对极高的滞止温度和热流,又不得不克服极高的气动力阻碍将大量冷却剂供应到位,实现冷却剂向各局部位置的按需供应是一个巨大的挑战。本文采用经过实验数据验证的热流固耦合数值方法,对发散冷却系统的冷却机理和非均匀供冷方法进行了深入研究,主要工作如下:(1)针对平板发散冷却结构上下游温度和热流分布不均匀的问题,提出空间间断的发散冷却方案。数值结果表明:壁面耦合传热效应随着冷却剂注射量的增加变得更加重要,且相比于单发散面发散冷却结构,壁面耦合传热效应对间断发散面发散冷却结构的冷却效果影响更大,在设计和分析中不可忽略。此外,间断发散冷却结构能够通过调整不同发散面的孔隙率,有效控制冷却剂向局部位置的分配,提高冷却剂热沉利用率,改善冷却温度均匀性。所建立的孔隙率组合预测模型可以计算选取实现相同冷却剂分配的各种孔隙率组合,有助于进一步优化间断发散冷却系统,满足系统在重量、力学强度等方面的约束。(2)针对高超声速飞行器前缘楔形结构上气动热和气动力分布极不均匀的问题,讨论了使用上述间断发散冷却方案的可行性。研究主要从三方面展开:首先采用单发散面结构分析了冷却剂注射量和发散面长度对发散面下游有效气膜覆盖长度的影响,发现单发散面结构无法使用较少的冷却剂实现高超声速前缘结构的有效热防护。接着比较了单发散面和间断发散面两种结构的冷却效果,发现相同冷却剂消耗总量下,间断发散结构可以通过调整不同发散面上的冷却剂分配显著扩大有效热防护面积,适用于对大面积热防护和轻质系统有严苛要求的长航时高超声速飞行环境。最后,使用全场耦合的数值模型,分析了在高超声速飞行环境下,通过改变间断发散结构不同发散面的孔隙率来调整冷却剂分配情况的可行性,结果表明,能够迅速找到一组孔隙率组合,实现目标中的冷却剂分配。(3)针对发散冷却所用的多孔介质材料力学强度有所下降、孔隙率难以灵活调整的问题,提出一种气膜-发散双层组合冷却结构。通过对平板双层组合冷却结构的数值分析发现:外部发散冷却层能够有效抑制内部气膜冷却的冷却剂抬升效应,使流出的冷却剂气膜贴壁覆盖,而且,随着发散冷却层厚度增加,冷却效果有所改善,随着发散冷却层孔隙率增加,冷却效果变差。此外,比较了均匀气膜孔布局和三组非均匀气膜孔布局下双层组合冷却结构的冷却效果,发现通过调整内层气膜孔布局,在高温位置布置更为密集的气膜孔,可以在更大范围内有效改善冷却温度的均匀性。(4)针对高超声速飞行器楔形前缘的气动热防护问题,讨论了在高超声速条件下应用上述气膜-发散双层组合冷却结构的可行性。这部分研究首先分析了气膜孔布局对双层组合冷却结构冷却特性的影响,发现随着气膜孔数量的增加,冷却效果先改善、后恶化,存在一个最优的气膜孔布局方案。随后讨论了双层组合冷却结构不同部位的冷却机理,发现驻点区域由喷出逆向射流孔的冷却剂形成伞状低温区加以保护,中段区域的冷却剂由气膜孔输送到多孔介质层,并向四周扩散,产生发散冷却效果,下游区域则主要由外部气膜阻热和内部对流换热双重效果形成保护。最后,针对驻点下游出现温度峰值的问题,提出局部延长气膜孔深度的解决方案,并通过数值分析验证了这一改进措施的可行性。