高超声速飞行器是未来国防战略的重点,强烈的壁面效应造成了飞行器表面的巨大热流,耐温材料已经跟不上其发展速度,因此需要高效可靠的热防护冷却系统。发汗冷却是一种冷却效率高的主动冷却技术,冷却剂发生相变可以利用相变潜热进一步提升冷却效果,使用更少的工质,但多孔介质相变流动与换热规律仍不明确。进行相变发汗冷却规律的研究对高超声速飞行器热防护系统具有重要意义,本文将基于相变和发汗冷却技术对热防护系统进行快速预估。针对高超声速飞行器热防护系统多孔介质相变换热这一关键技术问题,本文基于水蒸气RPI相变模型与多孔介质非平衡换热模型,开发了固体/流体耦合传热快速预估模型,能够有效应用于采用多孔介质的先进热防护系统的快速设计和性能评估,通过与模型实验以及CFD高级相变模型计算结果对比吻合很好。进一步研究了考虑相变的多孔介质非平衡换热过程以及高超声速飞行强壁面效应和高焓流粘性耗散的物理机制,预估计算结果表明,在一定的飞行条件下,随着冷却剂流量增加,冷却能力提高且效率平缓趋于最高值,且由于存在相变过程,相变区域比例越大,压力损失也随之增大,导致冷却剂流量与流动阻力呈现出复杂的,以饱和水和饱和蒸汽两个状态点为极值点的两阶段反向变化的近似二次曲线规律。简化的降阶模型和多孔头锥的计算结果基本一致,但空气侵入改变了蒸发区域。相变位置和工质气化程度是造成复杂流动与换热和发汗冷却效率不均匀性的主要原因,质量流量、孔隙率和外部热流量一起对其产生复合影响作用。本文模型能够依据飞行工况进行比较精准的流量动态调控,预估整个发汗冷却热防护系统的设计参数。针对高超钝头体冷却结构设计,本文模型通过控制冷却剂汽化过程及其与外部流场的相互干扰作用,快速获得冷却剂流量、两相区边界、孔隙率以及防护层厚度等参数的关系,能够满足先进冷却结构方案设计的计算精度。