中文摘要：

针对近空间吸气式高超声速远程飞行器研发中出现的材料/结构与热负载之间的突出矛盾，研究高效、主动冷却系统设计所涉及的流体力学、传热学及热力学交叉学科的基础问题。通过实验和理论研究，完善多孔介质里的气体动力学模型，使其适用于高温和大温度梯度环境。研究描述液体在多孔材料骨架中运动、吸热、相变过程的数学模型和数值方法，准确解释液体冷却介质在相变过程中的各种状态变化，阐明控制冷却介质相变过程的机理。数值模拟轴对称物体滞止区发散冷却特性，考虑气动热和气动力的非均匀性，掌握其冷却系统设计中的关键要素。建立发散冷却特性数值模拟平台，预测高超声速飞行器热结构在真实环境下的主动热防护效果，评估冷却系统运行的可靠性。这一工作的重要意义在于探索高效、主动热防护核心结构在高温高速环境下的准确、可靠运行所依赖的基础性科学问题，找到近空间高超声速飞行器大幅度突破材料极限的高温部件创新型设计的源头。

结论摘要：

在基金资助下，发表学术论文23篇，其中，英文杂志9篇，中文杂志3篇，境外国际会议11篇。在项目执行期间，培养博士后1人、博士研究生6人、硕士研究生3人。课题负责人2012年入选Committee Member of ASME /HTD Gas Turbine Heat Transfer以及Committee Member of ASME /IGTI Heat Transfer。课题组成员中 2人获得“国家优秀博士生奖”、1人获“中科院力学攀登奖”，2人获中科大“四维动力奖”，3人获中科大“优秀本科毕业论文奖”。 主要原创性研究成果可归纳为以下四个方面1）在传统的土壤和岩石渗流力学中，两相流区域中的油、气被认为是互不相容的。相反，发散冷却多孔骨架中的液体工质吸热相变将导致液体总动量减少，同时蒸汽总动量增加，这种液体总动量减少与蒸汽总动量增加是相互关联的。为了发展适用于具有液体相变的发散冷却动力学模型，我们提出了新型的汽-液耦合动量方程。2）传统的多孔介质里两相流能量守恒方程大多建立在两相区为等温假设基础上。我们通过研究发现，这一假设可能导致汽-液-固综合有效热扩散系数突变，从而使得计算结果完全失去物理意义。为了解决这个问题，我们将吉布斯自由能引入两相区能量守恒方程，发展了流-固能量方程耦合数值求解程序。3）在国外近年发表同类实验研究的基础上，我们重点研究了利用热力学参数控制液体工质相变位置的策略，并设计论证了局部提高滞止点冷却效率的特殊技术，通过实验现象分析提出了“最佳冷却液体注射率”的新概念。4）在项目执行期间，作为我国未来高超声速飞行器研发所需的关键技术储备之一，我们的基础研究得到国内相关部门的支持，设计制造的尖锐前缘液体发散冷却试验件在马赫数2、热流4.5兆瓦的环境下通过了高焓风洞可行性实验。