作为航空航天领域的战略制高点，高超声速技术在军事科技、航天探索及民用航空等领域展现出巨大的应用潜力。地面试验设备能够模拟高超声速飞行条件，对相关技术的研究和发展具有重要意义。在这些设备中，高焓激波风洞因可容纳相对较大的模型且运行成本较低而得到了广泛的应用。然而，当驻室气体的总温或总压升高时，喉衬可能会发生熔化或氧化，从而导致试验气流的品质下降或有效试验时间缩短。为此，本文通过共轭传热数值方法深入研究了高焓激波风洞喷管喉衬的传热特性，主要研究内容如下：

首先，基于二维轴对称流固共轭传热计算方法来研究高焓激波风洞喉衬的传热特性。模型考虑了高温气体的对流换热和喉衬材料的固体导热，可以准确地模拟高温高压环境下的传热行为。喷管内流场计算中，采用了五组分化学反应模型和双温模型；在固体区域热传导计算中，考虑了比热容和热导率随温度的变化。

其次，喷管起动过程中会产生复杂的激波结构，激波与壁面相互作用可能导致壁面温度升高。本文详细分析了喷管起动时波系结构的演化过程，以及激波的传播和反射对喉衬壁面瞬时温度和流场稳定后温度的影响。

最后，本文系统分析了多种因素对喉衬壁面温度的影响。在试验时间方面，通过喉衬壁面温度随时间的演化规律，探讨了气流与喉衬之间的非稳态传热特性及对温度分布的影响。在气体状态方面，分别研究了气体总温和总压的升高对喉道壁面温度的影响，揭示了高焓气流条件下喉衬热负荷的变化趋势。此外，进一步研究了不同长度的喉衬结构对喉道壁面温度的影响，并探讨了亚声速段长度变化对气流品质的潜在影响。在材料方面，综合对比了钨、钼、铜金属的热物理性能及其在高焓环境下的适用性。以铜材料为例，考虑到其在高温高压气流冲刷下易发生氧化，本文进一步分析了铜喉衬氧化层厚度对其传热特性的影响，为喉衬的维护策略提供了理论支持。