超音速飞机的机翼前缘在高速飞行过程中会遭遇严重的气动加热,因而如何有效减小机翼与背景环境的温差已成为飞机增强红外隐身能力的关键技术之一。热管技术是国内外在飞行器热防护方面所应用的较为成熟的技术,但其研究及应用多集中在卫星、空间站等航天飞行器。由于技术保密等原因目前公开文献中涉及在超音速飞机机翼采用热管技术进行热控的研究资料很少,且无完整的布置方案可供参考。此外,由于槽道的种类及实验环境等因素不同,对轴向槽道热管实验的研究结果也存在较大的差异。基于上述原因本文进行了以下两部分工作:1、以XX型号超音速战斗机在某飞行环境时所受气动加热状态为例设计了机翼热控方案,并着重对方案中吸热系统和热管系统进行研究,包括各系统实际材料的选择和设计并对两系统进行质量计算及优化。2、在热管系统设计基础上,自行搭建了轴向槽道热管传热性能实验台,并通过实验研究加热功率、工作倾角、冷却条件对热管轴向温度分布、蒸发段换热系数he、冷凝段换热系数hc、热阻R和当量导热系数Keff的影响。实验结果表明:工作倾角对热管传热性能影响最大,当有重力辅助工作时热管传热能力远大于水平放置和逆重力环境工作时的传热能力,但当工作倾角大于30度时其影响不再显著;当加热功率较小未超过热管传热极限时,改善冷凝条件可提高热管的传热能力。本文研究结果对热管技术在超音速飞机机翼热控中的应用研究具有一定参考价值。