在液体火箭发动机研究领域中,科学界已经在火箭发动机,火箭结构设计,推进技术以及高效能源方面取得了重大进展。然而,随着航天领域综合技术的发展,大推力以及可重复使用运载器要求相应的热防护技术必须具备极高的冷却能力和对热防护结构的保护能力两个基本特点。多孔介质具有很强的结构保护能力和冷却换热能力,在很多领域均有应用。本文基于液体火箭发动机的再生冷却系统,在多孔介质强化换热方面的应用,特别是新型的液体火箭混合推进剂,进行管内强化换热的深入研究。本文以多孔介质为研究对象,为了更好地获得多孔介质在火箭发动机冷却通道中的实际冷却效果,运用稳态的数值计算分析了不同种类的推进剂在有无多孔介质的管道中换热效果的影响,对正癸烷和氧化亚氮等液体冷却剂进行流动换热研究。同时增加研究了多孔介质本身物理特性,管内的流动换热条件对换热效果的影响,以及多孔介质在管内本身的填充结构,这里研究的多孔介质填充结构主要以半填充为主。并结合对换热系数流动阻力等的综合比对,得到了与流体性质与多孔介质性质相关的结果。在非稳态的计算中,通过水和NOFB29两种冷却工质的非稳态计算,得到了不同的边界热流和孔隙率的一定流动换热研究结果,其中NOFB29为新型火箭混合推进剂,对混合流体的数值计算对多孔介质在冷却通道内的强化换热及应用与一定的帮助。得到了多孔介质管内结构与流体温度随时间的变化结果。最后配合高低温试验台进行换热实验,通过对水和航空煤油多次实验,使多孔介质的实际换热效果得到直观的体现,进行了多孔介质的实际换热试验,对比了不同冷却工质、不同流量下的真实通道换热效果。通过实验计算得到了在高低温条件下的多孔介质流动换热规律,为多孔介质的研究提供可行的方案。本文的通过数值模拟与实验相结合的方式,在进行不同冷却工质与材料结构特性的研究结果认为,在液体火箭冷却通道中多孔介质具有实际的强化换热特性,但一定程度上的流动阻力会影响整体经济性,在航天领域的多孔介质冷却方面仍然需要进一步深入探讨。