高热流壁面热防护是航空航天推进系统技术发展中面临的关键问题之一,本文针对旋转爆震发动机燃烧室壁面冷却,提出了空气-燃油组合冷却方案,并将其抽象为半封闭通道冷却的简化物理模型开展研究。所研究的冷却结构分为两类,一类为基于空气冷却的模式,包括单纯阵列射流冲击结构、阵列射流-扰流柱集成结构和阵列射流-平行肋隔板集成结构;另一类为基于空气和燃油组合冷却模式,包括油冷平行肋隔板和油冷射流孔板。论文的主要研究内容包括:首先,数值研究了基于气冷方式的阵列射流-扰流柱换热结构综合冷却效果,主要关注扰流柱的排布、直径以及形状对靶面综合冷却效果的影响,为体现阵列射流-扰流柱复合冷却结构的导热-对流强耦合传热过程特征,引入了靶板加热侧当量对流换热系数的概念,并分别采用冲击靶面对流换热系数和靶板加热侧当量对流换热系数进行了综合性能的评价分析。结果表明,与阵列射流冲击相比,扰流柱的存在有利于提高换热能力,随着射流雷诺数的增加,综合冷却因子减小;扰流柱相对于射流孔呈顺排方式的对流换热效果要优于叉排方式,同时,顺排方式的压力损失系数却低于叉排方式。至于扰流柱相对于射流孔的直径比的影响,基于冲击靶面和靶板加热侧对流换热系数的综合性能评价存在显著的差异。其次,数值研究了阵列射流-燃油冷却组合换热结构的冷却效果。将燃油通道设置在平行肋隔板内部,形成油冷平行肋隔板结构,重点研究了燃油流速、燃油冷却通道直径、隔板宽度和通道型面等的影响。研究表明,与纯空气冷却相比,空气-燃油组合冷却的冷却效果有较大的提升;尤其在空气射流雷诺数较低的情况下;改变隔板的宽度可以调整空气与燃油吸热的比例,改善壁面的温度分布,但增加隔板宽度后,空气流动区域减小,空气侧流阻增加幅度较大;圆形通道与跑道形通道的靶面温度略低于矩形通道,但通道的流动阻力远小于后者。将燃油通道设置在射流孔板内部,形成油冷孔板结构,研究表明,与油冷平行肋隔板相比,油冷孔板的靶面平均温度有所提高,燃油的吸热比和燃油的出口温升低于前者。最后,对以上几种结构开展了实验研究,实验测量了冲击靶面温度,得到了综合换热和燃油相对冷却效率的结果,并与数值模拟的结果进行了对比分析,初步讨论了冷却结构以及工况对高热流壁面冷却的影响。