航空航天产业的发展对人类生活方式和社会进步改善都具有明显的科技带动作用,因此受到各发达国家的重视。近年来,广受关注的高超音速飞行器在未来的民用运输与军事战略领先方面发挥突出的引领作用。但是,高超音速飞行器的热管理技术始终是限制其发展的难题之一。发散冷却利用多孔介质内部孔隙形成的巨大比表面积和渗出高温表面的冷却工质形成的均匀气膜覆盖特性,可获得极为高效的主动热防护能力及实现智能化控制的能力,因此,具有解决未来高超音速飞行器所面临的极端热环境问题的潜力。为了深入研究发散冷却特性,本文针对现有描述发散冷却理论模型和数值方法问题,展开了全面细致的研究。在以气体为冷却工质的发散冷却特性研究中,本文分析了高超声速飞行外部所面临的高速气流和气动热/力特点及冷却工质在微孔中低速流动和吸热特点,提出基于密度基的发散冷却系统内、外流耦合计算的思想,并完善了耦合求解数学模型,其中包括:多孔介质内单相气态工质流动和吸热方程、适用高超音速条件下的可压缩流体平均（Favre密度平均）Navier-Stokes方程、以及建立在密度基求解器的高温环境下考虑真实气体效应的两种模型,即:化学非平衡模型与化学平衡模型,并对两种模型在高温气体环境下的适用性进行了讨论。结果指出:在常压下（一个标准大气压）化学非平衡现象持续时间短于0.15ms,因此可以使用化学平衡模型;但是随着飞行高度上升,环境压力的下降,其气体化学反应速度减慢,因此需要考虑使用化学非平衡模型。以飞行器尖锐前缘楔形鼻锥为物理模型、空气作为冷却工质,用发散冷却骨架内、外压力/温度/速度场耦合计算的数值方法,在不同马赫数下,分别用化学平衡模型获得的真实气体物性和近似气体物性,进行楔形鼻锥发散冷却特性数值研究。通过分析数值模拟结果发现:在真实气体物性下,数值预测得到的发散冷却壁面温度更低,但表面温度分布不均现象加剧,而且这两种影响随着马赫数的增加更为显著。由于液态冷却工质可以通过相变释放的巨大汽化潜热,因而具有液体工质相变的发散冷却相比于气态工质发散冷却拥有更强的防热能力。但是,描述具有液态工质相变的发散冷却数学模型非常复杂,因此其求解过程也十分困难。主要原因是:多孔骨架中的液体伴随着流动和吸热过程,微孔内出现气液两相共存的区域,而这一区域的数学模型涉及到一系列非线性耦合方程,同时数值过程中这一区域的确定需要不断地追踪移动的相变界面,因此其数值求解过程极为困难。为解决这些问题,本文提出了分相流修正模型,即:通过引入压力修正方程,处理高度耦合的非线性方程组,解决耦合求解困难的问题;通过引入相方程,解决液体工质相变界面求解不稳定和不停追踪的问题。在这个修正模型的基础上,本文利用开源流体力学框架OpenFOAM编写了分相流模型求解器。在过去数值研究具有液体工质相变发散冷却特性时,人们大多使用常物性液体水模型,即:认为水的相变温度为一个常数,其误差却很少被考虑。本文以一维多孔平板为物理模型,使用文献公开发表的水和水蒸气物性模型（IAPWS-IF97模型）,获取液态水在不同状况下的真实物性,并将结果与液体水常物性模型进行比较。比较发现:如果使用常物性模型计算,得到的两相区流体温度分布与使用真实物性模型计算的结果相差甚远,这是由于真实物性考虑了相变温度与压力的依赖关系、以及真实物性模型得到的冷却工质粘性导致压力显著上升。由于高超音速飞行器在机动飞行时,其发散冷却系统也会经历变化的外界环境,因此有必要研究瞬态的发散冷却特性。本文利用修正的分相流模型,对多孔平板相变发散冷却进行瞬态特性模拟,分析了冷却系统在施加热/力载荷和出口压力突变的条件下骨架内流场和温度场响应。通过数值研究发现了若干独特的、重要的现象,包括:冷却工质汽化后在微孔中的逆流与凝结过程,以及热端压力突变后出现的温度波动。这些特殊新发现可以为真实高超声速飞行器发散冷却系统设计提供重要的参考。主要创新点和研究工作包括:提出基于密度基的发散冷却系统内、外流耦合计算的思想,讨论了气体物性化学平衡与非平衡模型在高超音速条件下适用性。为解决具有液体相变发散冷却数学模型复杂、求解困难的问题,本文将压力修正方程和相方程引入原始的分相流模型,在此基础上求解过程可以利用开源流体力学框架OpenFOAM,大幅度降低了相变发散冷却的求解难度。在普通多孔介质里的两相流研究,液体相变温度通常被视为常数,本文使用水和水蒸气真实物性,分析了固定沸点假设引入的误差。此外,为了适应高超声速飞行机动巡航的瞬态变化,本文研究了外界气动热/力的变化导致的发散冷却骨架内速度场、压力场和温度场的响应。