高超聲速飛行器新型熱防護機制研究進展

梁 偉，金 華，孟松鶴，楊 強，曾慶軒，許承海

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)重點實驗室，哈爾濱 150080)

0 引 言

飛行器高速飛行技術(shù)將大幅度提高人類“探索空間”、“進入空間”、“控制空間”和“利用空間”的能力，具有特殊的軍事戰(zhàn)略意義和重要的科學(xué)價值。然而，無論臨近空間高超聲速飛行器，還是星際探測進入或返回的航天器在星球大氣層中以高超聲速(大于5馬赫)再入或飛行時，由于經(jīng)歷嚴酷的氣動加熱環(huán)境，飛行器會面臨“新熱障”這一關(guān)鍵技術(shù)難題，而發(fā)展熱防護機制，指導(dǎo)飛行器的熱防護系統(tǒng)的設(shè)計與制備，是解決此難題的關(guān)鍵。熱防護機制是指一類包含所采用的防熱機理(例如，基于材料屬性、物理化學(xué)效應(yīng)或結(jié)構(gòu)原理等)和系統(tǒng)/結(jié)構(gòu)的構(gòu)造及其工作原理的，專門用于飛行器熱防護的特殊機制。目前包括X-15、X-37B、Apollo返回艙、X-43A以及SHEFEX II等[1]現(xiàn)役或已經(jīng)試飛的高超聲速飛行器所采用的熱防護機制按照防熱機理可分為被動(熱沉、熱結(jié)構(gòu))、半被動(燒蝕、熱管)和主動(發(fā)汗、對流)三類，如圖1所示。這些傳統(tǒng)熱防護機制具有共同的特點，都是依靠材料或結(jié)構(gòu)自身的耗、散、阻、抗來實現(xiàn)熱防護功能。然而，未來臨近空間高超聲速飛行器向著高速域、寬空域、長航時和可重復(fù)的方向發(fā)展[2-3]，同時隨著未來針對月球、火星、木星、太陽等多項重點深空探測任務(wù)的開展[4]，氣動熱環(huán)境將變得更加嚴峻，飛行器面臨的熱障問題將更加突出，僅僅依靠傳統(tǒng)熱防護機制已難以滿足未來高超聲速飛行器對熱防護的需求。需要從考慮環(huán)境與熱防護材料的耦合作用出發(fā)，認知氣動熱環(huán)境、揭示材料熱響應(yīng)的機理，從被動的抵御氣動熱環(huán)境帶來的熱載荷向主動利用環(huán)境與材料間的耦合作用來實現(xiàn)熱載荷的主動調(diào)控，即盡可能減少環(huán)境帶來的氣動熱，并增加材料的散熱能力?；谶@一思想，通過流場重構(gòu)、轉(zhuǎn)捩抑制、光輻射操控、原子重組、電子耗散等物理機制的引入和調(diào)控，發(fā)展了諸多新型熱防護機制，達到顯著提升熱防護的目的。

圖1 傳統(tǒng)熱防護機制Fig.1 Traditional thermal protection mechanism

1 氣動熱環(huán)境與加熱機理

在大氣層內(nèi)以高超聲速飛行時，飛行器周圍空氣受到強烈壓縮與黏性阻滯作用，將自身的動能轉(zhuǎn)換為激波層內(nèi)氣體的內(nèi)能，使激波層內(nèi)氣體溫度急劇升高，引起氣體分子發(fā)生振動激發(fā)和離解、電離等物理化學(xué)轉(zhuǎn)變過程。飛行器在服役過程中，可能經(jīng)歷的高焓氣體狀態(tài)有三種，分別為熱力學(xué)/化學(xué)非平衡狀態(tài)、熱力學(xué)平衡-化學(xué)非平衡狀態(tài)和熱力學(xué)/化學(xué)平衡狀態(tài)，具體情況由飛行軌跡確定[5]，氣體熱/化學(xué)狀態(tài)隨飛行速度、高度變化關(guān)系，如圖2所示。其中，探月返回艙[6]或火星探測器[7]再入/進入大氣層時速度達到第二宇宙速度，周圍流動氣體處于嚴重的熱力學(xué)/化學(xué)非平衡狀態(tài)；而對于大攻角、最高速度接近20馬赫、長時間飛行的滑翔式臨近空間飛行器，周圍流動氣體則是處于嚴重的化學(xué)非平衡狀態(tài)。

圖2 飛行環(huán)境狀態(tài)隨速度和高度變化示意圖Fig.2 Thermal environment diagrammatic sketch of different altitude and velocity

總體上高超聲速飛行器(臨近空間或航天器)服役環(huán)境具有顯著的高溫氣體效應(yīng)和非平衡效應(yīng)特點，并且與飛行器表面發(fā)生強烈的非線性耦合作用，致使嚴重的氣動加熱產(chǎn)生。此時，飛行器表面的氣動熱載荷主要由四部分組成：①激波層內(nèi)高溫氣體與飛行器表面間高溫差而產(chǎn)生的對流加熱(傳導(dǎo)、對流)；②高焓反應(yīng)氣體在飛行器表面異相催化反應(yīng)(電子與離子、原子與原子的復(fù)合反應(yīng))而產(chǎn)生的化學(xué)加熱；③高溫非平衡氣體對飛行器表面的輻射加熱(一般激波層內(nèi)氣流溫度低于10000 K時，可以忽略輻射加熱)；④表面以輻射散熱和內(nèi)部傳導(dǎo)散熱的熱載荷，如圖3所示。以上四種氣動加熱方式滿足局部熱平衡方程，即“對流熱+化學(xué)熱+輻射加熱=輻射散熱+傳導(dǎo)熱”。從熱平衡方程可以看出飛行器表面的熱響應(yīng)取決于傳入結(jié)構(gòu)的凈熱量，因此，主動控制/利用環(huán)境與材料的耦合作用來調(diào)控環(huán)境加熱量和表面散熱量將是解決傳統(tǒng)熱防護機制能力不足問題的關(guān)鍵?；谶@一思想，已經(jīng)發(fā)展了多種新型熱防護機制，主要通過材料的改進、結(jié)構(gòu)的創(chuàng)新和新型物化效應(yīng)的引入，實現(xiàn)對流熱(邊界層傳熱、流態(tài)控制)、化學(xué)熱(原子重組、電子耗散)、輻射熱(光吸收/發(fā)射操控)的主動調(diào)控，降低環(huán)境對飛行器表面的加熱或增加新的散熱機制，進而顯著提升熱防護的能力。

2 對流熱的控制

環(huán)境對材料表面的對流加熱是經(jīng)由邊界層將能量傳遞到材料表面的，另外，邊界層內(nèi)氣體的不穩(wěn)定流動引起的轉(zhuǎn)捩也會加劇局部位置的對流傳熱。因此，可以通過流場重構(gòu)來減緩激波層向邊界層的能量傳遞或利用流態(tài)控制來抑制高超聲流動轉(zhuǎn)捩引起的局部熱流突增，實現(xiàn)對材料表面對流加熱的調(diào)控。這里筆者總結(jié)了三種典型的熱防護機制：逆向噴流、磁場控制和超聲吸收涂層。

圖3 飛行器表面氣動加熱機理Fig.3 Aerodynamic heat mechanism of hypersonic vehicle

2.1 逆向噴流

逆向噴流(Opposing Jet, OJ)的熱防護機制概念源自于McMahon[8]早期關(guān)于鈍體冷卻氣體噴流效果的研究，其原理如圖4所示，工質(zhì)氣體從鈍體表面噴射流出與自由流相遇形成接觸面和馬赫盤，將自由流從表面分離，并在駐點前方形成低溫再循環(huán)區(qū)，阻止來流到達鈍體表面，從而減少了表面的對流加熱，降低了鈍體頭部的氣動加熱。逆向噴流風(fēng)洞試驗與數(shù)值模擬結(jié)果顯示，與無噴流情況相比，半球表面熱流顯著降低，熱流最高降低超過50%[9]，表面溫度降低超過40%[10]。此外，鈍體表面大部分區(qū)域被溫度較低的噴流覆蓋，工作溫度低，可有效保證結(jié)構(gòu)可重復(fù)性。

圖4 OJ熱防護機制工作原理Fig.4 Working principle OJ thermal protection mechanism

提高OJ熱防護機制的效率是當(dāng)前研究的重點。OJ的降低氣動加熱的效率與流場狀態(tài)密切相關(guān)，而流場的穩(wěn)定性和再循環(huán)區(qū)起著至關(guān)重要的作用[11]。噴流流場的穩(wěn)定性和再循環(huán)區(qū)的形成依賴于噴流與自由流之間的總壓比、質(zhì)量流量和馬赫數(shù)等參數(shù)。其中，Daso等[12]對Apollo返回艙縮比模型進行了逆向噴流試驗研究，結(jié)果表明在較低的噴流質(zhì)量流量時，弓形激波被分散到壓縮波的條紋中，流場處于不穩(wěn)定狀態(tài)，而當(dāng)質(zhì)量流量達到一個臨界值時，流動轉(zhuǎn)變?yōu)橄鄬Ψ€(wěn)態(tài)的流動狀態(tài)，并且模型表面熱流顯著降低，甚至在較高質(zhì)量流量情況下噴流會對表面產(chǎn)生冷卻作用，如圖5所示。此外，增加噴流總壓比或馬赫數(shù)，能夠使流場從不穩(wěn)定狀態(tài)轉(zhuǎn)換至穩(wěn)定狀態(tài)，并且當(dāng)總壓比足夠高時，流場表現(xiàn)出清晰和穩(wěn)定的馬赫盤與再循環(huán)區(qū)[13]。對于穩(wěn)定流場情況，影響OJ熱防護機制降低氣動加熱效果的因素主要包括總壓比、噴流速率、氣體分子量等噴流參數(shù)和噴流孔與鈍體間的直徑比、鈍體外形、噴嘴形狀等幾何參數(shù)，這些參數(shù)是通過改變再循環(huán)區(qū)的尺寸和狀態(tài)來影響表面氣動熱環(huán)境。噴流參數(shù)方面，增加總壓比、增加噴流速率，再循環(huán)區(qū)尺寸變大，有利于改善表面氣動熱環(huán)境，降低表面熱流。但噴流馬赫數(shù)不易過大，否則會因噴流動能和密度增大，導(dǎo)致表面熱流增大的不利后果[14]。工質(zhì)氣體的影響與氣體自身的二元擴散特性和總壓比有關(guān)，高總壓比情況下，相對更輕的氦氣比二氧化碳有更好的冷卻性能[15]。幾何參數(shù)方面，根據(jù)Li和Eri[16]對鈍頭體CFD數(shù)值研究，減小直徑比，會使再循環(huán)區(qū)尺寸的減小，導(dǎo)致熱流密度的增大、降低氣動加熱的效果變?nèi)?。Li等[17]綜合比較了圓形、正方形、三角形、五角星等多種噴嘴形狀策略對流場特性的影響。數(shù)值結(jié)果表明，相比于其它形狀正方形噴嘴的模型相同噴流條件下表面峰值熱流是最小的，綜合降低熱流效果最佳。

圖5 流動狀態(tài)和熱通量隨質(zhì)量流量的變化關(guān)系[13]Fig.5 The relationship between flow state and heat flux with mass flow rate[13]

與單獨的OJ熱防護機制相比，組合熱防護機制通?？梢垣@得更好降熱效果。目前OJ組合熱防護機制包括迎風(fēng)凹腔-噴流組合與激波針-噴流組合兩種，組合機制在防熱機理方面與OJ熱防護機制相似，同時又結(jié)合了迎風(fēng)凹腔和激波針的特點[18]。例如，Lu等[19]的研究表明迎風(fēng)凹腔-噴流組合機制在駐點附近的降熱方面更有優(yōu)勢，可降低超過60%的表面最大熱流。Tamada等[20]研究發(fā)現(xiàn)激波針的引入起到了相當(dāng)于增加噴流壓力的作用，使得激波針-噴流組合機制能夠在較低總壓比條件下獲得更好的降熱效果，可降低超過80%的表面最大熱流。由于組合機制的模型相比于單獨機制更為復(fù)雜，流場和熱流測試存在較大困難，所以當(dāng)前文獻報道以數(shù)值模擬為主，主要關(guān)注噴流參數(shù)和幾何參數(shù)對組合機制降熱效果的影響。噴流參數(shù)方面，迎風(fēng)凹腔-噴流組合機制[10,17]和激波針-噴流組合機制[21]都重點關(guān)注了總壓比和工質(zhì)氣體的影響，結(jié)果顯示在降熱效果的影響規(guī)律上與單獨OJ熱防護機制相似，這主要源于防熱機理上的相似。幾何參數(shù)方面，對于迎風(fēng)凹腔-噴流組合機制將凹腔嵌套在噴流通道的中間位置最不利于組合機制的降熱效果[22]，而采用偶數(shù)、大徑深比和拋物線構(gòu)型的凹腔設(shè)計則有利于獲得更好的降熱效果[23-24]。對于激波針-噴流組合機制，增加激波針與鈍體之間的長徑比[25]和噴流出口與鈍體駐點間的距離[26]能夠提高組合機制的降熱效果。此外，Qin等[27]對比了側(cè)向/斜向/逆向三種噴流方式降熱效果差異。結(jié)果表明，側(cè)向噴流比逆向和斜向噴流方式表現(xiàn)出了更好的熱保護性能。

總體上，當(dāng)前的研究獲得了噴流參數(shù)和幾何參數(shù)對降熱效果的影響規(guī)律，但還應(yīng)綜合研究這些參數(shù)對降熱效果的影響，獲得參數(shù)在流動模態(tài)轉(zhuǎn)變時的臨界值。另外，有必要開展降熱效果的參數(shù)敏感性分析，確定噴流參數(shù)和幾何參數(shù)中的關(guān)鍵影響參數(shù)及其所占權(quán)重，從而有效的降低防熱效率優(yōu)化設(shè)計的工作量。此外，有關(guān)高飛行攻角的研究報道較少，有必要進一步研究。

2.2 磁流體動力學(xué)控制

磁流體動力學(xué)(Magneto hydrodynamic, MHD)控制熱防護機制于20世紀60年代初被提出，是電磁流動控制在熱防護領(lǐng)域的應(yīng)用[28]。MHD熱防護機制原理如圖6所示，當(dāng)磁場作用于飛行器前方激波層內(nèi)等離子體區(qū)時，在激波層中會產(chǎn)生感應(yīng)電流，感應(yīng)電流和外加磁場之間的相互作用產(chǎn)生洛倫茲力，洛倫茲力使激波層中的等離子體流動減速，增加了激波脫體距離，從而減少了環(huán)境對飛行器表面的對流加熱，與無磁場情況相比，該機制最高可降低超過50%的熱流[29]和40%的表面溫度[30]。

目前關(guān)于MHD熱防護機制的防熱機理的研究大多是基于偶極磁體[30-31]，而近期Li等[32]探討了同時考慮均勻磁場、偶極磁體和螺線管磁體的防熱機理，數(shù)值結(jié)果表明模型不同部位的主導(dǎo)降溫效果的洛倫茲力分量不同，流向反向洛倫茲力分量的減速效應(yīng)和法向洛倫茲力分量的偏轉(zhuǎn)效應(yīng)分別在駐點和肩部區(qū)域起主導(dǎo)作用，對于中間區(qū)域則由兩種效應(yīng)共同決定，越接近駐點減速效應(yīng)越強，如圖7所示。通常增加磁場強可以提高MHD熱防護機制的降熱效果，但磁場強度過高反而會加重表面的氣動加熱[29]。一方面，外加磁場會引起等離子體溫度的升高、激波層的擴展和離子種類的增加，導(dǎo)致氣體輻射加熱增加。在強磁流體相互作用的情況下，對流加熱的減少不足以抵消輻射加熱增加，引起總熱流的增加[31]。另一方面，高速流動的環(huán)境帶電粒子會與外加磁場作用產(chǎn)生霍爾效應(yīng)，增加磁場強度會使霍爾效應(yīng)更加顯著，導(dǎo)致降熱效果減弱[32]。

值得注意的是，無論是從輻射熱的增加角度看，還是從霍爾效應(yīng)的影響角度看，施加過高的磁場強度都是不可取的。因此有必要在較低的磁場強度的前提下尋求較高的降熱效果，而增加等離子體電導(dǎo)率恰恰可以滿足這一需求。等離子體的電導(dǎo)率主要由電子數(shù)密度決定，可以通過增加電子密度來增加MHD的減緩熱流效果[33]。但由于電離溫度高，一般的飛行任務(wù)下，環(huán)境氣體的電離度低，因此需要額外的等離子體源來增加流場的電子密度。浸漬體燒蝕[34]是一種可以有效提高表面附近流體的電導(dǎo)率的方法，但卻會降低結(jié)構(gòu)的可靠性，會增加飛行器的重量，降低有效載荷。相比之下，低溫等離子源具有功耗低、重量輕的優(yōu)勢。例如，Kim等[35]提出的采用低功率介質(zhì)阻擋放電(DBD)的低溫等離子體發(fā)電裝置，該裝置可提供電子數(shù)密度為1019～1021m-3的等離子體射流，因此可增加飛行器局部位置周圍的電子數(shù)密度，可有效提升MHD降熱效果。

圖6 MHD熱防護機制原理圖Fig.6 Working principle MHD thermal protection mechanism

整體上，目前對MHD熱防護機制的熱防護機理研究尚不夠深入，針對不同磁場差異的防熱機理研究較少，并且缺乏相關(guān)的實驗驗證，未來有必要對此重點關(guān)注。此外，對外施加的磁場強度不宜過高，否則會增加氣體的輻射或產(chǎn)生明顯的霍爾效應(yīng)，導(dǎo)致降熱效果下降，因此需要在較低的磁場強度的前提下尋求最優(yōu)的降熱效果，面對這一挑戰(zhàn)，有必要增加多因素優(yōu)化方面的研究。

2.3 超聲吸收涂層

由于自由流渦流、表面粗糙元、聲波輻射等多種因素的擾動的發(fā)展，高超聲速飛行器邊界層易于經(jīng)歷層流向湍流的過渡，即層流/湍流轉(zhuǎn)捩。轉(zhuǎn)捩發(fā)生后產(chǎn)生的湍流引起的摩擦阻力和熱流通常相當(dāng)于層流狀態(tài)的3～5倍[36]，嚴重影響飛行器的局部或整體的氣動力、熱性能和熱防護系統(tǒng)，因此開展高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩研究，對其關(guān)鍵機制加以控制以抑制轉(zhuǎn)捩的發(fā)生，對熱防護系統(tǒng)的研制和飛行器的設(shè)計有十分重要的意義。轉(zhuǎn)捩過程一般包括感受性、擾動演化和轉(zhuǎn)捩觸發(fā)三個階段，如圖8所示。對于超聲速情況，邊界層轉(zhuǎn)捩的動力學(xué)過程主要由Mack模態(tài)控制。Mack模態(tài)分為第一模態(tài)和第二模態(tài)，第一模態(tài)又被稱為渦模態(tài)，類似不可壓縮流動中的T-S波，而Mack第二模態(tài)又稱為聲模態(tài)，聲模共振頻率一般在超聲范圍內(nèi)，其增長率往往超過第一模態(tài)(>Ma4)，在高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩過程中尤為重要[37]。

為了對Mack第二模態(tài)加以控制，過去發(fā)展了超聲吸收涂層(Ultrasonically absorptive coating, UAC)。UAC是一個薄的多孔涂層，通常由等間距或隨機的微腔組成，如圖9所示，通過表面孔隙結(jié)構(gòu)吸收并將聲波困在微腔內(nèi)，利用聲波的熱粘滯衰減來減弱聲波共振模態(tài)，顯著降低第二模態(tài)的增長率[38]。研究表明，UAC可降低高達80%以上的模態(tài)增長率，甚至可以完全抑制模態(tài)的發(fā)展，最高降熱效率超過40%[39]。UAC是一種很有前途的穩(wěn)定高超聲速邊界層流動的方法，然而這種方法只有在一定的條件下才有比較好的效果。實驗和數(shù)值研究表明，UAC對聲波的振幅和反射率的控制主要受到涂層材料的形狀與尺寸的影響。

按照涂層表面的形狀特點UAC可分為兩類，一類是基于孔、槽和隨機毛氈的“凹腔”形狀的傳統(tǒng)UAC[40]，另一類是近期報道的基于金字塔柱狀“凸臺”形狀的新UAC。其中，新UAC抑制轉(zhuǎn)捩的思想是促進聲波散射，并且具有孔隙率高的特點，但也存在指向性響應(yīng)的問題，有待進一步改進[41]。對于傳統(tǒng)UAC，涂層微腔孔隙率、高寬比和涂層厚度是影響UAC轉(zhuǎn)捩抑制效果的重要尺寸參數(shù)。研究表明，增大UAC的孔隙率[42]和選擇合適高寬比[43]和涂層厚度[44]有利于邊界層的穩(wěn)定。但是單獨增加涂層孔隙率可能增大邊界層的不穩(wěn)定性[45]。對這些參數(shù)進行優(yōu)化是獲得高性能UAC的關(guān)鍵。針對C/C基材料的優(yōu)化研究表明，優(yōu)化后的C/C或C/C-SiC材料的溫度穩(wěn)定性和超聲吸收特性的得到了顯著提高，可以有效地抑制聲邊界層的不穩(wěn)定性[46]。

圖7 洛倫茲力矢量和熱流在均勻磁場中的分布[32]Fig.7 Distribution in the presence of a uniform magnetic field for lorentz force vector and heat flow[32]

圖8 高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩原理圖Fig.8 Hypersonic boundary layer transition schematic diagram

圖9 UAC工作原理圖Fig.9 Working principle UAC

目前UAC熱防護機制研究的主要缺點是涂層的散熱效果僅在某一測試條件下效果最優(yōu)，涂層設(shè)計缺乏靈活性。面對這一問題，可以從飛行環(huán)境出發(fā)，先確定最不穩(wěn)定狀態(tài)對應(yīng)的穩(wěn)定性理論參數(shù)范圍，以此作為涂層優(yōu)化的限制條件，從而改善UAC的環(huán)境適用性。此外，大部分關(guān)于涂層對高超聲速邊界層穩(wěn)定性和層流轉(zhuǎn)捩影響的研究是在零攻角條件下進行的，未來有必要進一步研究。

3 材料化學(xué)反應(yīng)熱的控制

化學(xué)熱反應(yīng)熱的控制分為原子和電子兩個層面。原子層面是指通過調(diào)控材料表面的催化系數(shù)來控制催化再結(jié)合反應(yīng)，從而減少環(huán)境對材料表面的化學(xué)加熱；而電子層面是指利用材料表面熱電子發(fā)射過程的吸熱特性來增加表面能量耗散，達到冷卻材料表面的目的。

3.1 表面催化再結(jié)合反應(yīng)控制

高焓離解環(huán)境下，擴散至熱防護材料表面的離解氣體會發(fā)生吸附再結(jié)合反應(yīng)，這種再結(jié)合反應(yīng)稱為催化反應(yīng)。材料表面催化反應(yīng)分為擴散、吸附、再結(jié)合、解吸附、擴散5個與時間相關(guān)的獨立過程，如圖10所示。其中，再結(jié)合反應(yīng)均為放熱反應(yīng)，例如兩個氧原子的再結(jié)合成氧分子過程(O+O—O2)可釋放5.2 eV的能量，而高超聲速飛行條件下完全離解氣體中氧原子的數(shù)量通量可達到1024～1025m-2s-1量級，經(jīng)過換算氧原子催化反應(yīng)可造成高達兆瓦級別的化學(xué)加熱。

圖10 材料表面催化反應(yīng)過程Fig.10 Material surface catalytic reaction process

許多飛行試驗和CFD預(yù)測結(jié)果均驗證了由材料表面催化放熱導(dǎo)致的氣動加熱的顯著增高，對于駐點區(qū)域完全催化表面相比于完全非催化表面的熱載荷約增高了2～3倍，而非駐點區(qū)域表面熱流增高約12%～50%[47]。前蘇聯(lián)“BOR”高超聲速飛行器飛行試驗獲得的試驗結(jié)果表明，飛行器迎風(fēng)面上的低催化特性材料表面溫度約為完全催化特性材料的80%左右，而CFD預(yù)測的駐點區(qū)域低催化特性材料的表面溫度比完全催化特性材料最高相差300 ℃[48]。因此，有必要在認識材料表面催化的基礎(chǔ)上，通過研制低催化材料，對材料表面催化再結(jié)合反應(yīng)加以控制(Catalytic reaction control, CRC)，從而減緩環(huán)境對材料表面的化學(xué)加熱。

材料表面催化特性的建模理論主要基于Eley-Rideal(E-R)和Langmuir-Hinshelwood(L-H)兩種經(jīng)典表面催化反應(yīng)機制，已經(jīng)發(fā)展了密度泛函、分子動力學(xué)、蒙特卡羅、現(xiàn)象學(xué)以及計算流體力學(xué)等不同時間/空間尺度上的模型[49]。例如，Vasco[50]結(jié)合物理吸附、化學(xué)吸附、熱解吸附以及表面擴散構(gòu)建了SiO2表面催化模型，分析了E-R模型、L-H模型以及兩種模型耦合條件下，SiO2表面氧原子和氮原子的催化特性。Fertig和Herdrich[51]采用有限速率表面模型構(gòu)建了復(fù)雜的催化模型，通過3-D URANUS代碼，模擬SiC、SiO2表面催化行為以及完全催化和完全非催化兩種極限情況。然而，目前不同模型的預(yù)測結(jié)果還存在一定差異，不同尺度之間的內(nèi)在聯(lián)系尚未認識清楚。實驗上，目前基于能量法和原子損耗法的基本原理，已經(jīng)建立了依托于電弧風(fēng)洞、高頻風(fēng)洞、MESOX、以及化學(xué)熒光光譜等裝置的催化特性風(fēng)洞模擬測試與實驗室測試與評價方法，開展了熱防護材料表面催機理和催化特性實驗研究，取得了初步進展[52]。對比銅、高純石英以及超高溫陶瓷這些典型材料在不同溫度、壓力離解空氣中的表面催系數(shù)測試數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)國際上不同單位間的結(jié)果存在一定差距[53]。一方面，測試方法的差異、測試設(shè)備的精度和誤差是導(dǎo)致材料表面催化系數(shù)差異性較大的一個重要原因。另一方面，除環(huán)境參數(shù)(溫度、壓力、表面原子濃度等)外，材料表面催化系數(shù)還與材料表面屬性(材料成分、結(jié)構(gòu)、表面粗糙度)密切相關(guān)。由于目前普遍采用傳統(tǒng)的“盲選+工藝改進”的材料研發(fā)方式，導(dǎo)致典型熱防護材料高溫下的催化系數(shù)普遍處于中等催化水平(0.01<γ<0.1)[53]，有必要通過表面屬性的定向調(diào)控來研制低催化的熱防護材料。比如，對于ZrB2基超高溫陶瓷材料，在多維擴散情況下，粗糙度的增加會引起材料催化性能的升高，因此可以通過表面拋光來制備光滑表面來降低材料的催化系數(shù)[54]。此外，氧原子環(huán)境中，氧化行為會嚴重影響表面微觀結(jié)構(gòu)、組分及粗糙度，導(dǎo)致表面催化特性產(chǎn)生較大擾動[52]。因此，開展材料表面催化-氧化的耦合效應(yīng)的研究需要先清楚認識材料表面氧化演化特征。

整體上，材料表面催化的機理還未清楚，地面模擬試驗和實驗室測試的催化數(shù)據(jù)零散，僅能定性的描述影響因素與催化系數(shù)之間的關(guān)系，以上原因?qū)е铝瞬牧洗呋禂?shù)調(diào)控缺少指導(dǎo)，仍處于摸索階段。此外，工程上還是采用近似的完全催化的保守方式，不利于結(jié)構(gòu)減重和效率的提高。因此，未來應(yīng)重點評估不同測試方法、裝置的測試范圍和能力，并建立電子、原子、分子以及宏觀尺度的相互聯(lián)系，揭示催化反應(yīng)的關(guān)鍵機制，指導(dǎo)材料催化性能的調(diào)控。

3.2 電子蒸騰冷卻

從電子層面上，可以通過熱電材料的電子發(fā)射效應(yīng)引入發(fā)展新的熱防護機制，來增加飛行器表面的能量耗散，從而降低表面凈熱載荷，即電子蒸騰冷卻(Electron transpiration cooling, ETC)熱防護機制。ETC熱防護機制是由美國密歇根大學(xué)Alkandry等[55]最先提出，其物理過程如圖11所示。按照時間相關(guān)性，環(huán)境對熱電材料表面的氣動加熱使得電子的動能增加，當(dāng)電子的動能遠超表面功函數(shù)時，高溫表面會釋放出一股電子電流，這股電流會進入流場之中，并隨流場向后方遷移，最后在大面積冷壁面處收集，用于補充熱電子發(fā)射損失的電子，這樣的持續(xù)發(fā)射-遷移-收集循環(huán)過程會在表面熱輻射散熱的基礎(chǔ)上，對前緣熱表面產(chǎn)生顯著的冷卻效應(yīng)。典型前緣結(jié)構(gòu)ETC冷卻效應(yīng)的數(shù)值研究表明，ETC熱防護機制對結(jié)構(gòu)表面的降熱效率超過50%，冷卻效率超過40%[55-56]。

圖11 ETC熱防護機制物理過程Fig.11 Physical process of ETC thermal protection mechanism

目前，ETC熱防護機制的研究包括數(shù)值模擬和熱電子發(fā)射模型兩方面工作。數(shù)值模擬的研究主要采用耦合求解CFD控制方程和熱電子發(fā)射模型邊界條件的方法定性的獲得了環(huán)境(來流速度，飛行高度)、模型特征尺寸(前緣半徑)和材料屬性(功函數(shù))幾類參數(shù)對ETC效應(yīng)的影響規(guī)律。研究表明，基于Richardson定律的飽和發(fā)射情況下(發(fā)射電流只受溫度限制)，降低材料功函數(shù)和前緣尺寸，增加自由流速度可以有效增加ETC的冷卻效果[55]。然而，Richardson定律表達了材料在同一溫度水平下所能達到的理論上的極限，在非平衡電離流場環(huán)境下，由于空間電荷的限制與等離子鞘層的影響，導(dǎo)致材料表面熱電子發(fā)射受到較大的限制，降低了ETC的冷卻效果。針對這一情況，文獻[57]報道了等離子環(huán)境下基于懸浮電位表面和負偏壓表面的熱電子發(fā)射模型，討論了這兩種壁面條件對ETC冷卻效果的影響。數(shù)值模擬結(jié)果表明，懸浮電位表面熱電子發(fā)射受到極大的限制，ETC的冷卻效果有限，而負偏壓表面情況下，熱電子發(fā)射雖然同樣受到限制，但隨著自由來流速度增加，材料表面發(fā)射出的熱電子動能和外部流場中的電子數(shù)密度也隨之增加，可以有效克服空間電荷限制和等離子鞘層的影響，并且在一定條件下可接近飽和發(fā)射情況的冷卻效果。以上模型準(zhǔn)確性主要依靠早期[58]再入飛行器等離子發(fā)電裝置的地面模擬試驗數(shù)據(jù)進行評估。由于自由來流條件和發(fā)射材料的不確定性，文獻通過調(diào)整來流速度和材料功函數(shù)來包絡(luò)實驗結(jié)果，數(shù)據(jù)比較零散[59]，并且缺乏對來流條件和材料功函數(shù)不確定的評估。實驗方面，測試與評價方法的缺乏和實驗數(shù)據(jù)的不足，阻礙了ETC熱防護機制可行性的實驗驗證和防熱機理的深入研究。目前僅有的實驗來自于美國空軍研究實驗室(AFRL)的項目執(zhí)行報告報道的ETC效應(yīng)等離子風(fēng)洞試驗[60]。該試驗采用參考文獻[59]中的自由來流條件，試驗結(jié)果如圖12所示。試驗?zāi)Ｐ蜑槭肭虬l(fā)射體，其表面用涂有SiC涂層，用于發(fā)射端與收集端之間的絕緣，另外發(fā)射端與收集端之間用高靈敏度安培表連接用以測量發(fā)射電流。相同條件下的三次重復(fù)試驗顯示，當(dāng)模型表面溫度超過2000 K時，發(fā)射端與收集端之間能夠測到15 mA的弱電流，當(dāng)溫度升高至2300 K時，電流升高至30 mA，遺憾的是并未獲得明顯的降溫效果。

圖12 石墨半球模型高頻風(fēng)洞試驗結(jié)果[60]Fig.12 High frequency wind tunnel test results of graphite hemisphere model[60]

整體上，ETC熱防護機制的研究仍處于概念階段，存在機理認識不清、實驗與測試數(shù)據(jù)不足以及熱電子發(fā)射模型準(zhǔn)確性和機制的可行性缺乏驗證等問題。因此，未來有必要建立系統(tǒng)的測試與表征方法，并重點開展與可行性驗證和機理研究相關(guān)的實驗室測試與地面模擬試驗，促進熱電子發(fā)射模型的修正與完善。

4 材料表面輻射熱的控制

高溫氣體和材料的光輻射取決于光與物質(zhì)中原子、分子或離子的相互作用，因此可以利用光子晶體或高發(fā)射率涂層材料的光輻射操控特性來減少材料對高溫氣體光輻射能量的吸收或增加材料表面對外光輻射的能量耗散，從而降低材料表面的氣動熱載荷。

4.1 光子晶體

對于月球探測與深空探測飛行器，在大氣再入過程中除對流加熱外，飛行器會受到高溫氣體的輻射加熱，并且隨著飛行速度的增加，輻射加熱效應(yīng)會更加顯著。例如，月球返回再入的電磁輻射熱占其總熱流的30%～50%，而火星再入和木星再入，輻射熱達到總熱流的60%以上[61]，因此需要控制飛行器表面對氣體輻射加熱的吸收來減輕環(huán)境對飛行器的氣動加熱。光子晶體(Photonic Crystal, PhC)的提出與發(fā)展使高溫氣體電磁輻射的有效控制成為可能[62]。PhC是一種介電常數(shù)在光學(xué)長度尺度上隨空間周期性變化的光學(xué)微結(jié)構(gòu)材料，如圖13所示。由于微結(jié)構(gòu)界面處介質(zhì)對電磁波的布拉格散射，電磁波將受到調(diào)制，從而產(chǎn)生光子能帶結(jié)構(gòu)，使得特定波段電磁波在某些方向或全方向的傳播被禁止，形成光子帶隙[63]。當(dāng)電磁輻射落在PhC上時，會在光子帶隙對應(yīng)的頻段產(chǎn)生強烈輻射反射，使得光子不能在PhC中傳播。因此可以通過結(jié)構(gòu)的合理設(shè)計，實現(xiàn)在指定波段內(nèi)的高反射率，甚至某些特定波段內(nèi)的光反射率可接近100%，對于輻射加熱最嚴重的深空探測任務(wù)，理論上最高可降低超過60%的總熱流[61-63]。此外，數(shù)值模擬結(jié)果顯示PhC對表面的冷卻效率超過30%[64]。

圖13 PhC工作原理Fig.13 Working principle of PhC

當(dāng)PhC的光子帶隙與再入環(huán)境氣體輻射光譜相匹配，并且具備全向反射光學(xué)特性時，可以最大化降低輻射加熱。根據(jù)地球再入和火星再入的實驗數(shù)據(jù)，氣體輻射的大部分能量集中在紫外到近紅外(200～1600 nm)波長范圍[65]，但是目前的研究大多是針對其中部分波長范圍或中紅外波長范圍的高反射率PhC的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計。PhC的設(shè)計主要是基于多界面結(jié)構(gòu)思想，具體的結(jié)構(gòu)包括多層結(jié)構(gòu)、導(dǎo)模共振結(jié)構(gòu)、木樁結(jié)構(gòu)、多孔結(jié)構(gòu)和反蛋白石結(jié)構(gòu)。根據(jù)優(yōu)化后結(jié)構(gòu)的敏感性分析，導(dǎo)模共振結(jié)構(gòu)被認為是對制造誤差最敏感的結(jié)構(gòu)，而木樁和多孔結(jié)構(gòu)的敏感性要低得多[66]。相比之下，一維多層結(jié)構(gòu)被認為是對幾何缺陷最穩(wěn)健的結(jié)構(gòu)，制備過程相對簡單，更利于實際應(yīng)用。要實現(xiàn)全向反射光學(xué)特性，一維結(jié)構(gòu)所需條件比三維結(jié)構(gòu)更苛刻，需要組成材料要有足夠高的介電對比度。潛在的光子晶體熱防護材料包括高溫金屬氧化物、SiC基陶瓷及氧化物型陶瓷材料，這些材料具有良好的高溫穩(wěn)定性，但是卻存在低介電比的問題[67]。因此，只能通過結(jié)構(gòu)的設(shè)計來彌補材料性能的不足。針對這一問題，目前最合適獲得寬帶隙、全反射特性的是多段不同周期堆疊結(jié)構(gòu)，這種異質(zhì)結(jié)構(gòu)的每段周期結(jié)構(gòu)都具有不同特征長度，相比于簡單布拉格鏡周期結(jié)構(gòu)需要優(yōu)化參數(shù)也更多。例如，對于SiO2/ZrO2周期性多層結(jié)構(gòu)，需要疊加18個周期段才可以獲得較高的全向反射率，這意味著至少有18個優(yōu)化參數(shù)[67]。這種情況下只能通過優(yōu)化逼近最優(yōu)解，很難獲得解析解。目前，常用的優(yōu)化算法有遺傳算法(GA)、微種群遺傳算法(MGA)和進化策略(ES)，其中ES通常優(yōu)于GA和MGA。然而，當(dāng)優(yōu)化參數(shù)特別多或適應(yīng)度函數(shù)具有復(fù)雜的局部最優(yōu)條件，將消耗巨大的計算資源，可能出現(xiàn)不易收斂和優(yōu)化效果不佳等問題。此外，PhC除了以整體形式用于輻射熱防護外，還可以作為添加劑用于改性材料輻射反射性能。近期Christidis[68]提出將高發(fā)射率PhC(SiO2/Si3N4，88.8%@920～1450 nm)異質(zhì)結(jié)構(gòu)作為添加劑來改性樹脂基燒蝕熱防護材料來提高材料的防熱能力，測試結(jié)果表明浸漬后的樹脂基熱防護材料的平均反射率提高了約50%。

目前尚缺乏與氣體輻射光譜特性匹配的寬波長、全向反射特性方面的研究，并且對于多參數(shù)優(yōu)化或復(fù)雜適應(yīng)度函數(shù)情況，當(dāng)前優(yōu)化算法和策略還存在效率和效果方面的不足。未來有必要針對不同大氣再入任務(wù)，開展氣體輻射光譜測試，指導(dǎo)全向反射特性、高反射率PhC設(shè)計與制備，同時結(jié)合降維優(yōu)化方法提高計算效率和改善優(yōu)化效果。

4.2 高發(fā)射率涂層

高發(fā)射率涂層(High emissivity coating, HEC)被廣泛用于高超聲速飛行器熱防護[69]，以有效地通過熱輻射耗散熱量。由于飛行器表面普遍處于高溫狀態(tài)，輻射主要靠可見光和近、中紅外波長電磁波傳播[70]，提高此波長范圍發(fā)射率能夠使從表面輻射出的熱量最大化，有效降低飛行器表面的凈加熱量，降低表明溫度，如圖14所示?；谳椛淦胶獗砻娴臄?shù)學(xué)模型計算表明，在0.24大氣壓和10馬赫來流條件下，當(dāng)前緣表面發(fā)射率從0.5增加到1.0時，熱輻射冷卻效率超過20%，由熱輻射耗散的引起的降熱效率最高可接近50%[71]。材料表面的發(fā)射率主要取決于材料的性質(zhì)和表面參數(shù)[72]，因此，可以通過材料成分的設(shè)計與結(jié)構(gòu)的調(diào)控，實現(xiàn)可見光至中紅外波長范圍的寬波段高發(fā)射率涂層的制備。

迄今為止，一系列用于各種熱防護系統(tǒng)(纖維陶瓷、金屬和陶瓷基復(fù)合材料)的HEC已被廣泛研究，包括金屬氧化物、碳化硅以及稀土金屬等主要體系[73]。然而，這些單組份體系材料在可見光至中紅外波長范圍的本征發(fā)射特性較弱，難以表現(xiàn)出寬帶高發(fā)射率且同時兼具高溫穩(wěn)定性能。解決這一問題的有效途徑是設(shè)計多相涂層，多相涂層由至少兩相組成，根據(jù)作用這些相又分為輻射劑和黏結(jié)劑，其中輻射劑起到吸收并重新輻射能量作用，黏結(jié)劑則是提供涂層所需的高溫穩(wěn)定性和與基體黏結(jié)強度的作用。

圖14 HEC工作原理Fig.14 Working principle of HEC

根據(jù)輻射改性劑的不同，目前高發(fā)射率多相涂層主要分為難熔金屬硅化物和稀土金屬多相涂層兩類。難熔金屬硅化物涂層方面，由于MoSi2和TaSi2難熔金屬硅化物涂層具備高發(fā)射率和突出的高溫穩(wěn)定性能[74]。例如，Shao等[75]采用漿料浸漬燒結(jié)法制備了MoSi2—ZrO2—硼硅酸鹽玻璃多相涂層，該涂層在0.3～2.5 μm范圍的內(nèi)發(fā)射率可達0.8，并且具有良好的相容性、黏附性和抗熱震性能。稀土氧化物(REO)是除難熔金屬硅化物之外另一種比較理想的發(fā)射劑材料，不僅有超過2200 ℃的融化溫度，而且它們對環(huán)境的化學(xué)反應(yīng)活性也很低。通過稀土氧化物摻雜可以大大提高陶瓷材料在近、中紅外波段的發(fā)射率，特別是摻雜了稀土金屬的硼化物、氧化物陶瓷復(fù)合材料還具有比較好的高溫穩(wěn)定性[76]。例如，Tan等[77]研究了不同溫度下Sm含量對ZrB2/SiC涂層發(fā)射率的影響，結(jié)果表明5 mol.%Sm摻雜的ZrB2/SiC表現(xiàn)出最佳的發(fā)射率性能，尤其是在高于1600 ℃高溫區(qū)域附近，稀土改性后的ZrB2—SiC涂層的總半球形發(fā)射率比純ZrB2—SiC涂層高20%以上。Liu等[78]通過摻雜Pr6O11來改善HfO2的紅外輻射性能。結(jié)果表明，在1～15 μm的波長范圍內(nèi)，PH涂層的定向半球形紅外發(fā)射率明顯高于純HfO2，其中，10wt.%Pr6O11摻雜PH涂層在1600 ℃時的半球發(fā)射率最高可達到0.883，并且涂層在承受1700 ℃的煅燒50 h后發(fā)射率未出現(xiàn)明顯降低。對于多相復(fù)合涂層，了解其發(fā)射機理有助于指導(dǎo)高發(fā)射率涂層的設(shè)計。然而，多相復(fù)合涂層的發(fā)射機理十分復(fù)雜，可能涉及電子躍遷、d-d躍遷或晶格畸變等多種物理機制[72,78]。目前僅能從定性的角度對多相涂層體系的發(fā)射機理進行解釋，缺少對材料成分、結(jié)構(gòu)與多相涂層發(fā)射率關(guān)系的定量描述。以MoSi2—TaSi2—硼硅酸鹽玻璃涂多相涂層為例，文獻[79]基于第一性原理分析了不同材料在不同波長下對發(fā)射率的貢獻。結(jié)果表明，多相涂層的發(fā)射機制是由三個過程主導(dǎo)，其中MoSi2和TaSi2帶間電子躍遷主導(dǎo)紫外和可見光波范圍；非晶態(tài)二氧化硅雜質(zhì)與缺陷間電子躍遷主導(dǎo)近紅外范圍；晶態(tài)二氧化硅晶格振動主導(dǎo)中紅外范圍。此外，發(fā)射率的準(zhǔn)確測量對涂層發(fā)射機理的研究和熱防護能力的有效預(yù)測和評估具有重要意義。根據(jù)測試原理的不同，發(fā)射率的測試方法分為量熱法、能量法、反射法和多波長法[80]。其中能量法，特別是采用傅里葉變換紅外光譜儀的能量比較法受到國際上的廣泛關(guān)注，也是目前高發(fā)射率涂層測試的主要手段[81]。但是到目前為止，還沒有一種標(biāo)準(zhǔn)程序或普遍接受的方法，測試儀器也存在差別，阻礙了研究的進展。

多相復(fù)合高發(fā)射率涂層的發(fā)射機理十分復(fù)雜，目前的認識還不夠深入，僅能在理論上定性的指導(dǎo)高發(fā)射率涂層的設(shè)計，缺乏普遍接受的測試方法和儀器。因此未來有必要針對不同體系涂層建立成分—結(jié)構(gòu)—發(fā)射率間的量化關(guān)系，同時還要加強國際上實驗數(shù)據(jù)的對比和共享，開展對不同方法和儀器的測試能力和范圍的評估，推動測試標(biāo)準(zhǔn)的建立。

5 展望與建議

5.1 新型熱防護機制的優(yōu)勢

新型熱防護機制在充分認知環(huán)境與飛行器表面的耦合作用物理機制的基礎(chǔ)上，通過主動調(diào)控環(huán)境(流場重構(gòu)、流態(tài)控制)和材料(化學(xué)效應(yīng)控制、光輻射操控)，最大限度地降低熱防護材料的凈加熱量，從單純注重材料/結(jié)構(gòu)性能提升的“炒菜式”研究模式轉(zhuǎn)向更注重響應(yīng)機理指導(dǎo)的“需求牽引-環(huán)境/材料耦合-材料/結(jié)構(gòu)逆向設(shè)計”新型研究模式，使得新型熱防護機制在指導(dǎo)熱防護系統(tǒng)設(shè)計方面，比傳統(tǒng)熱防護機制更具科學(xué)性、高效性和多樣性，在降低氣動加熱、適應(yīng)服役環(huán)境的應(yīng)用方面表現(xiàn)出獨特優(yōu)勢(如圖15所示)，具體如下：

1)新型熱防護機制對于不同環(huán)境狀態(tài)和結(jié)構(gòu)外形/尺寸均表現(xiàn)出了良好的防熱能力，尤其是涉及冷卻工質(zhì)參與的OJ和ETC及電磁場輔助的MHD，對高度非平衡環(huán)境下受熱最嚴重的端頭、前緣和鈍體結(jié)構(gòu)表現(xiàn)出了優(yōu)異的降熱和冷卻效果。相比之下，依靠材料改性來實現(xiàn)物理化學(xué)效應(yīng)調(diào)控的UAC、CRC、PhC和HEC在適用環(huán)境和結(jié)構(gòu)上更具針對性，例如，PhC是專門用于高度非平衡環(huán)境下的大弧度鈍體和大面積結(jié)構(gòu)的氣體輻射熱防護。

2)具備優(yōu)異的降熱/冷卻能力：OJ、MHD、UAC和CRC的地面試驗和ETC、PhC和HEC的部分數(shù)值模擬已經(jīng)證明這些新型熱防護機制在減緩熱流方面的最大降熱效率普遍超過40%，在降低表面溫度方面的最大冷卻效率普遍超過20%，特別是OJ、MHD和ETC同時兼具了優(yōu)異的降熱與冷卻能力，其最大降熱效率高于50%，最大冷卻效率高于40%。

3)具有廣泛的服役環(huán)境適應(yīng)性：新型熱防護機制可適用于熱/化學(xué)平衡、熱平衡/化學(xué)非平衡和熱/化學(xué)非平衡三種環(huán)境下的熱防護，其中OJ因冷卻劑的覆蓋和再循環(huán)區(qū)域的保護，可以顯著減少暴露在極端環(huán)境下的飛行器的表面熱流，特別是在噴流出口附近會產(chǎn)生冷卻效果，可優(yōu)先用于熱/化學(xué)非平衡環(huán)境的再入飛行任務(wù)；MHD因其降熱效果隨著環(huán)境的導(dǎo)電性能增加而增大，即環(huán)境氣體的電離程度越高越有利，可優(yōu)先用于熱/化學(xué)非平衡環(huán)境的再入飛行任務(wù)；UAC因飛行速度越高Mack第二模態(tài)越不穩(wěn)定，并且低的靜壓水平會導(dǎo)致多孔表面的吸收效率大大降低，可優(yōu)先用于熱/化學(xué)平衡環(huán)境的高速巡航飛行任務(wù)或熱平衡/化學(xué)非平衡環(huán)境的滑翔飛行任務(wù)；CRC因環(huán)境氣體的離解程度越高，在飛行器表面完全催化時所釋放的化學(xué)能越高，CRC的降熱效果越明顯，可優(yōu)先用于熱/化學(xué)非平衡環(huán)境的再入飛行任務(wù)或熱平衡/化學(xué)非平衡環(huán)境的滑翔飛行任務(wù)；ETC因降熱效果隨著飛行速度和環(huán)境的電離程度增大而提升，可優(yōu)先用于熱平衡/化學(xué)非平衡環(huán)境的滑翔飛行任務(wù)；PhC因?qū)ｉT針對氣動加熱主要來源是氣體輻射加熱的情況，可優(yōu)先用于熱/化學(xué)非平衡環(huán)境的再入飛行任務(wù)；HEC因輻射散熱量隨表面溫度增加呈現(xiàn)幾何倍增長，可優(yōu)先用于熱/化學(xué)非平衡環(huán)境的再入飛行任務(wù)。

4)具有靈活的應(yīng)用模式：新型熱防護機制在尖銳的端頭與前緣、迎風(fēng)大面積、大弧度鈍體結(jié)構(gòu)等關(guān)鍵熱端部件中普遍適用，其中OJ的噴流易于覆蓋在球形表面，并形成穩(wěn)定的再循環(huán)區(qū)，可優(yōu)先用于球形端頭或大弧度鈍體結(jié)構(gòu)；端頭和鈍體這種球面或弧面結(jié)構(gòu)易于貼合偶極型磁場的立體分布，有利于對流場流動的控制，因此MHD可優(yōu)先用于端頭和大弧度鈍體結(jié)構(gòu)；氣體輻射加熱熱流與結(jié)構(gòu)表面積正相關(guān)，所以PhC適合用在大弧度鈍體和大面積部位；相同服役條件下，結(jié)構(gòu)頭部的鈍度越小，CRC對環(huán)境氣體化學(xué)熱釋放的控制作用和UAC對第二模態(tài)不穩(wěn)定擾動的抑制作用起到的降熱效果越明顯，并且HEC的輻射散熱和ETC的電子耗散的起到的熱量耗散作用越強，因此CRC、UAC、HEC和ETC可優(yōu)先用于尖銳前緣或端頭結(jié)構(gòu)。

5)廣義的可組合性：根據(jù)飛行器的飛行任務(wù)和結(jié)構(gòu)特點可對不同的熱防護機制進行組合，不僅是將不同的材料/結(jié)構(gòu)在空間上進行組合，更重要的是通過物理效應(yīng)上的協(xié)同與匹配以及結(jié)構(gòu)上的配合與疊加，將環(huán)境、結(jié)構(gòu)/材料和物理效應(yīng)納入整體進行全面考慮，以最有效的發(fā)揮各機制的優(yōu)勢。例如，可通過OJ或ETC搭配UAC來緩解駐點區(qū)域的氣動加熱，同時抑制駐點后部轉(zhuǎn)捩導(dǎo)致的加熱突增，或者采用PhC/HEC多層結(jié)構(gòu)協(xié)同減少短波范圍的氣體輻射吸收與增加表面輻射散熱，實現(xiàn)對材料表面輻射熱的最佳控制。

圖15 基于降熱性能、適用環(huán)境與結(jié)構(gòu)指標(biāo)的雷達圖Fig.15 A radar chart based on heat reduction performance, applicable environment and structure indicators

5.2 建議

隨著高超聲速飛行器研究的進步，新型熱防護機制的發(fā)展是滿足下一代高超聲速飛行器對熱防護需求的關(guān)鍵，對熱防護系統(tǒng)的設(shè)計與改進具有重要的意義。近年來，新型熱防護機制呈現(xiàn)出多樣化、組合化發(fā)展趨勢，逐步形成了對流熱、輻射熱及化學(xué)熱控制三個方向。這幾類新型熱防護機制在基礎(chǔ)理論、數(shù)值建模、材料制備及優(yōu)化設(shè)計方面已經(jīng)取得了初步的進展，但新機制的研究整體上尚停留在概念或原理性實驗/試驗階段，仍存在模型精度不足、缺乏有效的測試與評價方法及裝置等問題。各類典型新型熱防護機制降熱效果的影響因素研究大多僅得到了定性規(guī)律，對于關(guān)鍵影響因素、影響權(quán)重、內(nèi)在機理等還未被充分認識清楚。未來還需針對現(xiàn)存的問題和未知研究領(lǐng)域開展如下幾個方面工作：

1)熱防護機制的數(shù)值模擬研究是通過預(yù)測飛行器服役時表面熱流、溫度等氣動熱參數(shù)來表征其熱防護效果的。高超聲速條件下產(chǎn)生的真實氣體效應(yīng)、化學(xué)非平衡流效應(yīng)、非穩(wěn)態(tài)流動以及流動模態(tài)轉(zhuǎn)變等復(fù)雜物理、化學(xué)現(xiàn)象，加之因各機制熱防護機理尚不清楚導(dǎo)致物理模型中忽略或簡化了某些物理細節(jié)，都給氣動熱參數(shù)的精確預(yù)測增加了困難。因此，要提高氣動熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測的準(zhǔn)確性，一方面需要根據(jù)飛行工況和考察的物理量來決定氣體組分、化學(xué)反應(yīng)模型及層流/湍流模式等模型的選取，另一方面還需要加強對各機制熱防護機理的研究，并對物理模型進行修正和完善。

2)新型熱防護機制的測試主要關(guān)注材料表面熱流、溫度、壓力、光譜反射率和發(fā)射率等狀態(tài)參數(shù)，缺乏與這些物理機制相關(guān)的過程量的測試結(jié)果，而且由于測試方法和測試手段的不足，限制了測試數(shù)據(jù)精度和數(shù)據(jù)量。因此，需要在評估現(xiàn)有測試方法的測試范圍和能力的基礎(chǔ)之上，引入激光、同步輻射等高精度測試手段和實驗平臺，建立并完善在線獲取環(huán)境/材料/結(jié)構(gòu)相互作用中關(guān)鍵狀態(tài)量、過程量的高精度、高通量地面模擬測試平臺。

3)工程應(yīng)用時要遵循“任務(wù)-環(huán)境-結(jié)構(gòu)-防熱”的先后原則，熱防護結(jié)構(gòu)設(shè)計與熱防護材料篩選時要在既定任務(wù)對應(yīng)飛行走廊和氣動外形前提下進行，不能單純以降熱效率的高低作為篩選的標(biāo)準(zhǔn)，需要綜合考慮服役環(huán)境的熱/化學(xué)平衡狀態(tài)、形狀/尺寸限制和有效載荷要求，選擇綜合防熱效率最優(yōu)的熱防護機制。

4)對于環(huán)境熱/化學(xué)平衡狀態(tài)跨度比較大的飛行任務(wù)，單一的熱防護機制不能在整個任務(wù)區(qū)間內(nèi)始終保持最佳的熱防護效果，而選擇組合的方式，有利于優(yōu)勢互補，達到“1+1>2”的效果，從而拓寬飛行器的飛行走廊。因此，組合機制將成為熱防護機制未來的重點發(fā)展方向。