高超聲速飛行器氣動熱耗散、輸運及轉換技術研究進展

茍建軍，肖 爽，胡嘉欣，高 戈，龔春林

(西北工業(yè)大學航天學院，西安 710072)

0 引 言

航天飛機研制計劃結束(1981年)后，以NASP(1986—1995，NASA，X-30)、Hyper-X(1997—，NASA，X- 43)、HyTech(1995—，美國空軍，X-51)等為代表的高超聲速飛行器計劃成為航天領域的重點研究方向。高超聲速一般指大于5，而高超聲速飛行器一般是指飛行可以達到5的飛行器。相較于垂直助推起飛的航天飛機，高超聲速工程以水平自主起降和單級入軌的空天飛機為終極目標，飛行器應具有極寬速域(NASP的范圍為0～25)和空域(NASP的飛行高度從地面至太空軌道)中高效飛行的能力。一方面，飛行器在稠密大氣層中高速飛行、穿越和再入，帶來了新的氣動熱問題：為了降低氣動阻力，飛行器多采用細長構型和尖銳前緣，帶來了氣動熱集中問題；為了捕捉環(huán)境中的氧氣作為氧化劑，長時間在大氣層內高速飛行，產生了氣動熱累積問題；飛行速度和高度隨時間劇烈變化，帶來了氣動熱時變問題。另一方面，寬域高超聲速的飛行任務，對飛行器的安全性和輕質化提出了更高的要求，熱安全性能與低冗余設計之間的矛盾進一步凸顯。因此，上述問題和矛盾對高超聲速飛行器氣動熱管理帶來了極大挑戰(zhàn)。

對于高超聲速飛行器而言，氣動熱產生后會經歷三個基本過程，經熱輻射耗散至機體之外、隨熱載體輸運至低溫區(qū)域、轉換為機械能或者電能。因此，氣動熱的高效管理需要在熱耗散、輸運和轉換關鍵技術方面取得突破，本文擬針對上述關鍵技術的研究現(xiàn)狀和動態(tài)進行總結，并分析高超聲速飛行中熱管理問題的解決途徑。

1 熱耗散技術

1.1 被動熱耗散技術

飛行器高速飛行過程中產生的氣動熱，一部分在表面以輻射的形式向外界環(huán)境耗散，剩余部分穿過飛行器表面、克服熱阻進入機體結構?；诓牧虾徒Y構本身隔熱性能進行熱耗散的技術，即為被動熱耗散或者文獻中常見的被動熱防護技術。圖1(a)為美國主要高超聲速飛行器及其飛行軌跡，圖1(b)中為航天飛機、X-33、X- 43和X-51的熱耗散方案。從圖1中可以看出，被動熱耗散系統(tǒng)可分為隔熱瓦、隔熱氈、金屬熱防護系統(tǒng)、C/C熱結構(航天飛機、X-33、X- 43前緣)、金屬熱結構(X- 43頭錐)等。熱耗散系統(tǒng)通常由耐高溫材料、隔熱材料及其他連接材料組成，熱耗散性能主要取決于相應材料和結構的熱物理屬性。

圖1 典型高超聲速飛行器及其熱耗散方案Fig.1 Typical hypersonic vehicles and their heat dissipation systems

耐高溫材料和隔熱材料

隨著材料科學的發(fā)展，形成了以高溫合金、陶瓷基復合材料、碳基復合材料為主的耐高溫材料體系，許用溫度從低到高分別有高溫合金、C/SiC復合材料、C/C復合材料及超高溫陶瓷等，典型材料的耐溫極限及在高超聲速飛行器上的應用案例見表1。

表1 典型耐高溫材料及應用案例Table 1 Typical high-temperature materials and application cases in hypersonic vehicles

耐高溫材料的傳熱特性與材料組分、微觀結構、環(huán)境溫濕度、制備過程等密切相關，以纖維增強類復合材料(C/SiC、C/C等)為例，該復合材料由纖維織物增強體與基體固化生成，具有如下特點：織物增強體具有多種復雜構型，如二維平紋、緞紋、斜紋機織，2.5維機織針刺、穿刺，三維四向、五向和六向編織預制體；含有多種組成相如纖維、基體、空氣等；孔隙等缺陷具有隨機性和多尺度(基體孔隙、纖維間孔隙)特性，殘余孔隙率可達5%～15%。高溫下，該類材料內部的熱量傳遞涉及固相導熱、氣相導熱及輻射換熱，受到織物結構、組成相及缺陷的耦合影響，傳熱機理復雜且異于常規(guī)材料，因此，高溫下傳熱特性的準確表征是此類材料應用于熱耗散結構必須解決的難點之一。

被動熱耗散系統(tǒng)主要通過增加熱量向機體內部的傳導阻力，以使盡可能多的熱量向機體外部耗散，因此，通常含有大量的隔熱材料。高超聲速飛行器對于輕質化具有極高要求，因此隔熱材料的研發(fā)一直向著極低密度、極低熱導及較高強度的方向發(fā)展，表2為典型隔熱材料的物理屬性及其在高超聲速飛行器上的應用案例。目前隔熱材料主要為各種纖維組成的多孔材料，例如， AlO纖維Saffil隔熱材料，在大氣環(huán)境下，室溫至1237K，其導熱系數(shù)處于0.03～0.342 W/(m·K)之間；類似的纖維隔熱材料還包括SiO纖維Q-fiber、SiO和AlO纖維混合氈Cerrachrome、內部多屏隔熱材料(IMI，由Saffil纖維及多層鍍金或鍍鉑的C/SiC反射屏組成)、AlO纖維氈APA以及ZrO纖維ZYF等。除此之外，氣凝膠材料的密度可低至3 kg/m，導熱系數(shù)可低至0.015 W/(m·K)，是目前隔熱性能最好的固體材料，但其力學性能較差，因此，學界通過添加莫來石纖維、碳纖維和玻璃纖維等制備出輕質、低熱導并兼具較好力學性能的氣凝膠復合材料，該材料有望成為被動熱耗散系統(tǒng)中的隔熱層選材。隔熱材料為了降低導熱系數(shù)，通常具有多孔結構，高溫下隨著熱輻射逐漸增強，等效導熱系數(shù)會逐漸上升，隔熱性能逐漸降低，因此，新型隔熱材料的研發(fā)以及高溫下力學和隔熱性能的改善是高超聲速工程隔熱材料的研究重點。

表2 典型隔熱材料物性及應用案例Table 2 Physical properties and application cases of typical insulation materials

熱耗散結構

NASA在航天飛機和高超聲速工程計劃中，針對典型的高超聲速氣動熱環(huán)境，研制出了一系列的熱耗散系統(tǒng)概念，包括柔性隔熱氈、金屬熱防護系統(tǒng)、剛性隔熱瓦等，不同熱耗散系統(tǒng)概念具有不同的特點，適應不同的溫度范圍。根據(jù)許用溫度從低到高，典型的柔性隔熱氈包括先進柔性可重復使用隔熱氈(AFRSI)和可裁剪先進隔熱氈(TABI)，金屬熱防護系統(tǒng)包括鈦合金蜂窩(TI-HC)、超級合金蜂窩(SA-HC)、第二代超級合金蜂窩(SA-HC2)和先進金屬蜂窩(AMHC)，剛性隔熱瓦包括剛性石英纖維防熱瓦(LI-900,LI-2200)和氧化鋁增強防熱瓦(AETB-8，AETB-12)。熱耗散系統(tǒng)概念由最外的高溫保護層，中間的隔熱層以及最底部的連接層組成：對于柔性隔熱氈，耐高溫層為C-9高溫陶瓷涂層(由膠體二氧化硅、研磨二氧化硅和異丙醇組成),隔熱層為Q纖維,連接層則為室溫硫化(RTV)粘合劑；對于金屬熱防護系統(tǒng)，耐高溫層主要為高溫合金如鈦合金、IN617鎳基合金等，隔熱層為Saffil纖維、IMI等，連接層則為RTV及Nomex纖維氈；對于剛性隔熱瓦，最外層為反應固化玻璃(RCG)或強化單層纖維隔熱(TUFI)涂層，隔熱層為剛性石英纖維(LI)或氧化鋁增強隔熱層(AETB)，連接層則仍然為RTV及Nomex纖維氈。

上述被動熱耗散系統(tǒng)可以在1644 K以下的熱環(huán)境中服役，而更高溫環(huán)境則需要更加高效或者更加主動的熱耗散技術。事實上，隨著材料研發(fā)和加工制造水平的提升，熱耗散結構技術理應具有較大發(fā)展，新型熱耗散結構應向著更高溫度、更多功能發(fā)展，但受限于高超聲速工程整體進度較慢，被動熱管理還是以上述結構為主，足夠代表性的新型熱耗散結構需要更多的研究。

1.2 主動熱耗散技術

隨著飛行速度的提升，飛行器面臨的氣動熱流密度和溫度逐漸增加，被動熱耗散材料和結構的規(guī)模逐漸增大。對于寬域高超聲速飛行器而言，基于被動技術熱耗散結構的規(guī)模以熱問題最嚴峻時刻的熱條件確定，設計冗余過高，因此，需要在關鍵高溫部位布置主動熱耗散措施，這種主動措施應具有熱耗散效率高且啟?？煽氐奶攸c?，F(xiàn)有的主動熱耗散技術主要通過在機體表面形成致密的氣膜或液膜，阻止熱量進入機體，包括發(fā)汗冷卻和氣/液膜冷卻等。發(fā)汗冷卻結構一般由多孔壁面組成，膜冷卻結構通常需要在被保護部位內部開辟工質通道，氣體或液體工質經過壁面孔隙或相應通道輸送至機體表面，在高溫氣體與機體表面間形成保護性氣膜或液膜。

基于發(fā)汗冷卻的氣動熱耗散技術，在高超聲速飛行器上的兩個典型應用案例如圖2所示：德國宇航局的B?hrk，針對SHEFEX-II計劃中的再入飛行器，基于C/C復合材料和氮氣研制了發(fā)汗冷卻結構，飛行試驗測試表明氣膜可以將表面溫度降低87 K；Reimer和Kuhn團隊，針對高超聲速飛行器SpaceLiner的飛行環(huán)境，基于C/C、C/C-SiC復合材料以及水、氮氣和氬氣開發(fā)了發(fā)汗冷卻試件，熱考核結果表明試件可以在1 MW/m熱流密度條件下生存。除了上述研究，高超聲速條件下錐形前緣的發(fā)汗冷卻技術獲得了較多關注。

圖2 基于發(fā)汗冷卻的高超聲速飛行器氣動熱耗散案例Fig.2 Aerodynamic heat dissipation cases of transpiration cooling in hypersonic vehicles

基于膜冷卻的氣動熱耗散技術主要用于鈍前緣，例如：Aso等針對半徑25 mm的鈍頭體前緣，以氮氣為工質開發(fā)了膜冷卻裝置，在3.8左右的高速條件下，驗證了裝置的冷卻效果；Gerdroodbary等針對半徑35 mm的鈍頭體前緣，以氦氣和氮氣為工質，在5.9的高超聲速條件下，研究了單通道(直徑2 mm和9 mm)及多個微通道(直徑0.3 mm)對冷卻效果的影響規(guī)律； Zhao等針對半徑20 mm的鈍頭體前緣，以空氣為工質開發(fā)了氣膜冷卻裝置，在6～8的高超聲速條件下，研究了工質流速對冷卻效果的影響規(guī)律。工質的流動狀態(tài)與通道形式密切相關，對膜冷卻性能具有重要影響，因此，Park等開發(fā)了主/副組合通道的氣膜冷卻裝置，研究了不同形式的組合通道對氣膜冷卻效率的影響規(guī)律；Paitich等研究了工質流動方向與高溫氣流方向的夾角對氣膜冷卻效率的影響規(guī)律；Spens等基于射流振蕩器的工質通道，開發(fā)了流動狀態(tài)周期性變化的氣膜冷卻裝置，研究了工質通道形式對冷卻性能的影響規(guī)律。

目前，上述主動熱耗散技術在高超聲速飛行器上的使用多處于實驗室研究階段，相應的熱耗散機理還不明確，例如，多孔壁面微細觀結構及孔隙尺度的流固耦合、高超聲速條件下高速高溫氣流與工質之間相互影響、高溫下氣體的化學反應等，導致流動和傳熱過程非常復雜，還需要進一步研究。

2 熱輸運技術

對于高超聲速條件下的大量熱累積，熱耗散系統(tǒng)只能阻止部分熱量，進入機體的熱量仍然非?？捎^，需要利用其他方式進行分配和管理，尤其是關鍵部位或者高溫部位的熱量需要基于特定的熱輸運技術，快速疏導至非關鍵或者低溫區(qū)域。熱輸運技術主要包括高導熱材料、熱管及工質對流等。

2.1 基于高導熱材料的熱輸運技術

在熱量集中區(qū)域按照特定方向布置導熱能力強的材料，可以實現(xiàn)熱量的快速輸運。傳統(tǒng)的導熱材料有鋁基或銅基復合材料，主要利用鋁和銅導熱系數(shù)較高的特性，例如：硅/鋁復合材料的等效導熱系數(shù)可達120～140 W/(m·K)左右,碳化硅/鋁復合材料的等效導熱系數(shù)可達140～200 W/(m·K)左右，而金剛石/鋁和石墨/鋁復合材料則分別可達300 W/(m·K)以上和400 W/(m·K)以上；金剛石/銅復合材料等效導熱系數(shù)可達900 W/(m·K)以上,石墨/銅復合材料的等效導熱系數(shù)可達600～700 W/(m·K)左右等。表3列出了典型金屬基復合材料及其等效導熱系數(shù)，然而，對于高超聲速帶來的超高溫氣動加熱環(huán)境，鋁和銅等金屬材料無法保證結構的完整性，且金屬基材料的密度普遍較高，在航空航天領域的適用性受限。

碳纖維增強的碳基或者碳化硅基復合材料，具有較低的密度和較強的耐高溫性能，同時，瀝青基碳纖維具有超高導熱系數(shù)(>1000 W/(m·K))，經過一定的特殊工藝或者額外增加高導熱元素，可獲得較強導熱性能的復合材料，因此可作為高溫環(huán)境下的熱輸運材料。高導熱碳/碳(C/C)復合材料的導熱性能與碳纖維屬性、碳基體屬性、添加物屬性以及碳纖維預制體形式等有關。碳材料隨著晶體結構的不同，其導熱性能差異很大，例如多晶且各向同性的碳材料導熱系數(shù)僅為70～150 W/(m·K)左右，而單晶各向異性碳纖維導熱系數(shù)可達1900 W/(m·K)以上。表3列出了典型高導熱C/C復合材料的等效導熱系數(shù)及參考文獻，從表中可以看出，對于一維即單向C/C復合材料而言，等效導熱系數(shù)可達500～900 W/(m·K);對于二維機織C/C復合材料而言，面內等效導熱系數(shù)可達300～500 W/(m·K);對于三維編織、機織C/C復合材料而言，其等效導熱系數(shù)可達200～400 W/(m·K)。

高導熱碳/碳化硅(C/SiC，基體中通常含碳可表示為C/C-SiC)復合材料的導熱性能與碳纖維屬性、碳化硅基體屬性、添加物屬性以及纖維預制體形式等有關。碳化硅基體的導熱性能因制備方法的不同具有較大不同，例如，先驅體聚合物浸漬裂解方法制備的碳化硅基體，因較小的晶體尺寸或非晶態(tài)特性具有較低的導熱系數(shù)；而反應熔體浸滲法制備的碳化硅基體正好相反，導熱系數(shù)較高。相較于碳材料，碳化硅的導熱能力較弱，為了進一步提高復合材料的導熱系數(shù)，通常會添加石墨、碳納米管等高導熱組分。表3列出了典型C/SiC高導熱復合材料的等效導熱系數(shù)及參考文獻，從表中可以看出，其導熱系數(shù)可達150～350 W/(m·K)。

表3 典型高導熱系數(shù)材料及其等效導熱系數(shù)Table 3 Typical high-thermal-conductivity materials and the effective thermal conductivity

高超聲速飛行器的高溫部位，如機體前緣和進氣道唇口等通常具有尖銳、復雜構型，且對于熱輸運方向具有特定的要求，而復合材料通常具有各向異性的導熱性能，因此，基于固體高導熱材料的熱輸運通道設計約束較多。德國宇航局在THERMAS研究項目中，針對高超聲速飛行器SpaceLiner的前緣，基于二維平紋機織C/C-SiC高導熱復合材料設計了熱輸運通道，通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)駐點溫度最高可降低343 K。C/C和C/SiC復合材料通常具有輕質高強的特點，因此基于上述高導熱材料設計的熱輸運結構，可以較為方便地實現(xiàn)承載和熱輸運功能的一體化。然而，受限于材料本身的導熱能力(<900 W/(m·K))，該技術仍然具有熱輸運效率較低、均勻性無法保證等缺點，如何從材料研發(fā)、方案設計層面解決上述問題還需要更多研究。

2.2 基于熱管的熱輸運技術

熱管的概念由Grover等在1963年提出，是一種具有極強導熱能力的傳熱元件，借助于工質相變及多相流動換熱，能夠快速將熱量從蒸發(fā)段輸運至冷凝段，可以實現(xiàn)極小溫差間的熱量傳遞，其等效或者所謂當量導熱系數(shù)可達10000 W/(m·K)以上，導熱能力遠高于普通高導熱材料。

根據(jù)工作溫度范圍不同，熱管可分為低溫(<250 ℃)、中溫(<450 ℃)和高溫(>450 ℃)熱管，相應的管壁、吸液芯層材質以及冷卻工質有所不同，如隨著工作溫度的升高，冷卻工質可以依次選擇水、導熱姆、堿金屬等。隨著熱管技術的不斷發(fā)展，其結構形式不斷多樣化，發(fā)展出多種熱管方案，例如：環(huán)形熱管，蒸汽層橫截面為環(huán)形，液體工質基于吸液芯層的毛細力流動；旋轉熱管，可繞軸旋轉，液體工質基于離心力流動；回路熱管，具有閉合的回路，液體工質基于吸液芯層的毛細力流動；小型和微型熱管，水力學直徑分別為0.5～5 mm以及10～500 μm；脈動熱管，具有毛細管尺寸，蒸汽柱和液體間隔分布，液體工質基于蒸汽壓力流動；各種異構型熱管如汽輪機葉片熱管、飛行器前緣熱管等。

熱管技術在高超聲速飛行器氣動熱輸運領域的典型應用案例見表4。1974年，Nlblock等針對航天飛機的機翼前緣，提出了熱管冷卻方案，其中管材使用鎳基合金(Hastelloy X),工質采用液態(tài)金屬鈉，分別研究了梯形截面和圓形截面熱管的熱輸運性能；在此概念的基礎上，NASA設計和制備了類似的熱管方案(表4第一行)，采用圓形截面，并進行了力/熱性能實驗測試，驗證了相關方案在再入環(huán)境中的可行性。Boman等系統(tǒng)地研究了截面形狀(矩形、圓形、D形)、工質(鈉、鋰)、材質(鎳基超級合金、難熔金屬)對高超聲速飛行器(再入飛行器、空天飛機、航天飛機)翼前緣熱管性能的影響，并針對D形鈉工質、鎳基合金材質熱管方案進行了詳細設計、制備和測試(表4第二行)，結果表明前緣溫度從1927 ℃降至982 ℃。Glass團隊針對高超聲速機翼前緣，設計和制備了工質為金屬鋰、材質為鉬錸難熔合金的D形熱管(表4第三行)，將其嵌入C/C復合材料中，基于石英燈熱考核試驗研究了工質條件、加熱條件、C/C復合材料厚度等對熱管啟動和熱輸運性能的影響規(guī)律。國內多家單位也針對熱管在飛行器熱管理方面的應用開展了研究，如陳連忠等通過地面模擬氣動加熱試驗，驗證了高溫熱管在熱管理系統(tǒng)上應用的可行性；Liu團隊針對半徑為15 mm的尖銳前緣設計了熱管方案(表4第四行)，方案中截面為凹槽、工質為鈉、材質為鎳基合金NI-718，在8、高度34 km的飛行條件下，尖端壁面溫度從1637.6 K降至1348.9 K，而尾部壁面溫度從972.1 K升高至1180.6 K，可見熱管方案具有較強的熱輸運性能。

表4 高超聲速飛行器前緣熱管方案Table 4 Heat pipes for leading edges of hypersonic vehicles

上述高超聲速飛行器前緣熱輸運方案中，通常布置多根平行熱管以盡量覆蓋整個前緣區(qū)域，相鄰熱管間存在熱輸運盲區(qū)，將出現(xiàn)局部高溫區(qū)域。為了減少熱輸運盲區(qū)，解決這種熱輸運均勻性較差的問題，出現(xiàn)了多種前緣與熱管的一體化方案(表4第五至七行)。例如，Kasen等以及Steeves等的系列工作中，將楔形前緣腔整體作為蒸汽層，吸液芯層貼滿全部內壁面，所設計的熱管工質為鋰、材質為鈮合金Cb-752，腔內布置離散的十字形加強肋(表4第五行)，在減少熱輸運盲區(qū)的同時保證了承載性能；Kinefuchi等針對火箭動力高超聲速飛行器半徑為3 mm的尖銳前緣，設計了類似的一體化熱管方案(表4第六行)，工質為鈉、材質為不銹鋼316L，加強肋為多孔板，并基于可視化手段研究了工質的流動及熱輸運特征。國內多家單位也針對高超聲速飛行器前緣開發(fā)了這種一體化方案，例如，鄧代英、李鋒及艾邦成團隊在其系列工作中，針對典型高超聲速條件，設計和制備了兩種一體化前緣(表4第七行)，工質為堿金屬、材質為高溫合金，針對其熱輸運及啟動特性進行了研究；胡嘉欣針對某型高超聲速運載器，基于半徑為10 mm的尖銳前緣設計了一體化熱管方案，工質為鈉、材質為鎳基高溫合金GH3536，研究了不同等溫溫度條件下的熱輸運性能及其對前緣駐點的冷卻效果。

熱管的工作過程涉及流固換熱、多孔介質傳熱傳質、工質相變換熱等復雜過程，目前仍然受限于傳熱極限、啟動、熱輸運均勻性等問題，隨著高超聲速飛行器對熱輸運需求的提升，應從輕質高導熱的管壁材料、化學兼容的吸液芯和工質材料等不同角度開發(fā)新型熱管，并探索復雜構型和力熱條件下的熱管方案設計技術。

2.3 基于工質對流的熱輸運技術

對流冷卻技術以液體工質為中間介質，工質在管道中流動并與管壁進行對流換熱，最終將熱量從高溫區(qū)域帶至低溫區(qū)域。對于寬域高超聲速飛行器而言，熱環(huán)境隨時間劇烈變化，基于工質對流設計熱輸運方案，可以通過調節(jié)工質在時間和空間上的流量變化，高效應對不同時刻不同區(qū)域的熱環(huán)境。如圖3所示，世界上主要的高超聲速飛行器計劃中，都針對工質對流熱輸運技術開展了研究，例如：NASA空天飛機計劃中，Tran等將低溫氫作為可重復使用的熱沉，設計和制備了管殼式換熱器和相應的熱輸運回路(圖3(a))；NASA高超聲速飛行器計劃中，針對尖銳前緣設計了如圖3(b)所示的基于金屬材料和復合材料的對流熱輸運方案；歐空局LAPCAT計劃中， Balland團隊針對MR-2飛行器，設計了以液氫燃料為冷卻工質的熱輸運循環(huán)(圖3(c))，該系統(tǒng)考慮了機身、油箱、乘客艙等部位的熱輸運；德國宇航局的SpaceLiner飛行器計劃中，Schwanekamp針對鼻錐和前緣設計了以水為工質的熱輸運系統(tǒng)(圖3(d))。

另外，鑒于高超聲速飛行器熱問題的復雜性，各國啟動了各種熱管理相關子項目，并針對基于工質對流的熱輸運技術開展了研究，例如：歐洲導彈集團和歐洲宇航防務集團的PATH-SOCAR計劃中，針對8的飛行條件及雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，開發(fā)了多種基于燃料對流冷卻的C/C-SiC復合材料結構；歐空局的ATLLAS-I和II計劃中，Steelant團隊針對5～6的高超聲速飛行器高溫部位，研究了基于針形翅片換熱器的熱輸運技術(圖3(e))。

高超聲速飛行器的熱輸運性能應從三個方面進行表征：均勻性，即熱輸運路徑的盲區(qū)盡可能少；容錯性，熱輸運路徑上的故障對熱輸運性能的影響盡可能小；高效性，即熱輸運路徑的阻力盡可能低。顯然，這三個特性很難同時滿足。上述文獻中，主流的熱輸運路徑多為平行排布，路徑阻力低、效率高，但無法兼顧均勻性和容錯性。自然界中，植物的葉脈負責向葉肉組織輸運營養(yǎng)，脈序分布能夠較好地兼顧輸運過程的均勻性、容錯性和高效性，對于工業(yè)界的輸運問題，具有很好的參考價值。一方面，美國空軍技術學院針對高超聲速軸對稱頭錐,清華大學姜培學教授團隊針對自發(fā)汗冷卻結構，分別設計了樹杈狀輸運路徑，較好地兼顧了輸運均勻性和高效性；另一方面，用于電子芯片冷卻的均熱板，通過仿照植物葉脈設計的網狀路徑，兼顧了熱輸運均勻性、容錯性和高效性。上述研究為高超聲速氣動熱輸運技術提供了新思路。

3 熱轉換利用技術

3.1 再生轉換技術

在對流熱輸運過程中，若工質為燃料，則燃料攜帶熱量進入推進系統(tǒng)，在降低結構溫度的同時，將廢棄熱量轉換為機械能，通常稱為再生冷卻，本文從熱量轉換利用的角度稱其為再生轉換技術。熱耗散以“阻隔熱量”為設計思路，熱輸運以“轉移熱量”為設計思路，而再生轉換以“利用熱量”為設計思路，更加主動，理論上具有更高的綜合效率。

目前，再生轉換技術廣泛用于各種動力系統(tǒng)，如沖壓發(fā)動機、火箭發(fā)動機、組合動力以及預冷發(fā)動機中燃燒熱的管理。對于氣動熱的再生轉換，目前公開報道的相關研究較為有限：歐空局的Balland團隊針對MR-2飛行器，設計了以液氫燃料為工質的氣動熱和燃燒熱輸運及再生轉換系統(tǒng)(圖3(c))；密歇根大學的Marley等針對MAX-1飛行器，設計了以液氫燃料為工質的熱輸運及再生轉換系統(tǒng)，并開展了熱輸運和再生轉換性能分析以及必要性評估；Gou等針對0～8、高度0～60 km飛行條件下的高超聲速運載器，以煤油燃料為工質，設計了氣動熱輸運及再生轉換系統(tǒng)，從熱平衡的角度，以等效換熱系數(shù)表征熱輸運系統(tǒng)強度，研究了熱輸運與被動熱防護系統(tǒng)之間的影響機理，論證了氣動熱再生轉換的潛在收益。

圖3 基于工質對流的熱輸運案例Fig.3 Applications of heat transport(HT) that based on coolant convection

目前，再生轉換技術主要用于發(fā)動機中燃燒熱的管理，相較而言，氣動熱分布不均勻性更強、氣動壁面離燃燒室更遠、熱覆蓋面積更大，因此，高超聲速氣動熱的再生轉換過程機理和路徑設計技術還需要進一步研究。

3.2 熱電轉換技術

基于熱電材料的塞貝克效應，可將熱能轉換為電能，該效應可以描述為：在溫差作用下，熱電材料中帶電的載流子將從熱端往冷端擴散，而型和型熱電材料的載流子分別帶有負電荷和正電荷，因此，型和型熱電材料通常結對以產生較大的電動勢。NASA在2012年的技術報告《Thermal Management Systems Roadmap》中指出，集成熱電轉換的多功能結構技術是未來航天熱管理領域的重點發(fā)展方向之一。目前熱電轉換技術的研究主要集中在不同溫度范圍的熱電材料研發(fā)，不同環(huán)境下熱電結構開發(fā)，以及結構形式、邊界熱傳遞和異質界面接觸等因素對熱電轉換過程的影響機理。

熱電材料及熱電轉換結構

根據(jù)材料體系，熱電材料主要包括碲化物(BiTe、PbTe、AgTe)、硫族層狀化合物(SnSe)、氧化物(SrTiO、CaCoO)以及方鈷礦類材料(YbCoSb)等；根據(jù)使用溫度，熱電材料可分為低溫(<450 K，如BiTe)、中溫(450～850 K，如PbTe)和高溫(>850 K，如氧化物)材料。表5列出了典型熱電材料及物性，表中值為熱電優(yōu)值，由塞貝克系數(shù)、導電系數(shù)、導熱系數(shù)以及溫度確定，值越大則熱電轉換性能越優(yōu)異。在熱電轉換結構設計中選擇熱電材料時，一般遵循以下原則：選擇值高的材料；選擇導熱系數(shù)相近的型和型材料，避免熱短路和熱不匹配問題；選擇最佳使用溫度與環(huán)境溫域相匹配的材料；考慮結構的隔熱、承載等約束。

表5 典型熱電材料及其物性Table 5 Typical thermoelectric materials and the physical properties

目前，熱電轉換結構已廣泛地用于太陽能發(fā)電、手機余熱回收、便攜式電子設備、電動汽車供電以及飛行器熱管理等領域。熱電轉換結構的開發(fā)涉及材料選取、結構設計和優(yōu)化、熱電傳遞轉換過程分析以及性能評估等過程，而熱電轉換體的性能則受到結構形式、邊界熱傳遞(熱端和冷端)及界面接觸等多種因素的影響。從表5可以看出，不同熱電材料的使用溫度范圍有限，而工程實際中往往存在較大溫域環(huán)境，此時熱電結構需要考慮低溫、中溫和高溫熱電材料的多級設計，以保證全溫度范圍內具有較高的熱電轉換效率。因此，熱電轉換體結構形式的研究主要體現(xiàn)在不同溫域中的多級結構方面：Kanimba等針對473～973 K的溫度環(huán)境，基于高溫和中溫熱電材料設計了兩級和三級熱電轉換結構，結果表明兩級和三級結構的輸出功率分別可達8.3%和10.2%；Zhao等針對燃燒室熱管理，設計了單級和兩級熱電轉換結構，研究結果表明兩級結構可以顯著提升熱電轉換效率；Huang等針對堿金屬熱電轉換發(fā)電器，開發(fā)了兩級熱電轉換結構進行余熱管理；Cheng團隊，Gou等及Gao等的系列工作中，分別針對高超聲速飛行器的氣動熱環(huán)境，開發(fā)了多級熱電轉換結構，并開展了優(yōu)化設計、性能評估等工作。

目前，熱電材料在兼顧高轉換效率、低導熱系數(shù)和強韌性方面仍然存在問題，且熱電轉換性能仍然需要進一步提升；熱電轉換結構的開發(fā)受到熱電材料與電極材料、承載材料、防熱材料等異質材料間的連接，異質界面接觸效應以及結構在高溫下的熱變形等各種問題的制約，需要更深入的研究。

高超聲速氣動熱的熱電轉換

針對高超聲速飛行條件，Cheng團隊開發(fā)了熱輸運和熱電轉換結合的熱管理系統(tǒng)，并針對單級、兩級和三級結構熱電結構開展了系統(tǒng)的性能評估(圖4)；Gong等及Gao等針對高超聲速運載器(0～8，高度0～60 km)設計了高溫單級熱電轉換結構，隨后考慮電極、應力緩沖、熱電材料限位等細節(jié)設計了高溫-中溫兩級結構，開展了力-熱-電性能評估(圖5(a))；Gou等針對高超聲速巡航飛行器的背風面區(qū)域，基于柔性隔熱氈AFRSI，設計了熱電轉換和熱輸運系統(tǒng)(圖5(b))，并分別以熱電轉換效率、單位質量發(fā)電功率、氣動熱轉換比率為目標進行了熱電轉換結構的尺寸優(yōu)化，獲得了較優(yōu)的熱電轉換結構方案。

圖4 高超聲速氣動熱輸運及熱電轉換系統(tǒng)Fig.4 Hypersonic aerodynamic heat transport and TE conversion systems

圖5 高超聲速運載器、巡航飛行器及其熱電轉換結構Fig.5 Hypersonic launcher, cruise vehicle and their TE conversion structure

目前，高超聲速氣動熱的熱電轉換技術還需開展以下方面的研究：首先，熱電轉換結構的優(yōu)化設計方面，高密度的熱電材料增加了系統(tǒng)質量，而寬域飛行條件下氣動熱具有強烈的時空非線性，因此，為了獲得最優(yōu)熱電結構，應從形狀、拓撲和尺寸三個尺度進行優(yōu)化設計；其次，熱電傳遞和轉換機理方面，多種材料的異質界面接觸、高溫下變形不匹配等問題會影響結構的熱電傳遞和轉換性能，因此需要開展界面效應對熱電性能影響機理的研究；最后，熱電結構的制備方面，需要解決異質材料的連接、高溫高壓下的結構可靠性以及高溫下的電氣接口等問題。

4 結束語

本文從高超聲速氣動熱耗散、輸運及轉換技術三個方面，分別論述了被動熱耗散材料、結構和主動熱耗散技術，基于高導熱材料、熱管和工質對流的熱輸運技術，以及熱再生轉換和熱電轉換技術的研究現(xiàn)狀。高超聲速飛行器面臨的氣動熱環(huán)境極其復雜，需要針對氣動熱的耗散、輸運和轉換全過程開展高效管理，還需要從以下方面開展深入研究：

(1)輕質高效的熱耗散技術：對于耐高溫材料，高溫下材料內部的熱量傳遞涉及固相導熱、氣相導熱及輻射換熱，受到結構、組成相及缺陷的耦合影響，傳熱機理的研究和傳熱性能的表征是研究重點之一；對于隔熱材料，低密度、低熱導和高強度是材料研發(fā)的終極方向，而高溫下隨著熱輻射逐漸增強，隔熱性能逐漸降低，因此，值得關注高溫下隔熱材料力學性能及隔熱能力的改善研究；對于熱耗散結構，現(xiàn)有方案的使用溫度低于1644 K，需要開發(fā)適應更高溫度、更加輕質高效的熱耗散結構；對于主動熱耗散技術而言，多孔壁面微細觀結構及流固耦合現(xiàn)象、高超聲速條件下高速高溫氣流與工質氣體之間的相互影響、高溫下氣體的化學反應等引起的復雜流動和傳熱機理，還需要進一步研究。

(2)兼顧均勻、高效和容錯性的熱輸運技術：對于高導熱材料，以C/C和C/SiC為代表的復合材料通常具有輕質高強的特點，可以較為方便地實現(xiàn)承載和熱輸運功能的一體化，然而，受限于材料本身的導熱能力(小于900 W·m·K)，仍然具有熱輸運效率較低、熱輸運均勻性無法保證等缺點，如何從材料研發(fā)、方案設計層面解決上述問題還需要更多研究；對于熱管，受限于傳熱極限、啟動、熱輸運均勻性等問題，從輕質高導熱的管壁材料、化學兼容的吸液芯和工質材料等不同角度開發(fā)新型熱管，并探索復雜構型和力熱條件下的熱管方案設計技術是下一步的研究方向；對于工質對流技術，熱輸運路徑的設計應考慮均勻性、容錯性和高效性，仿照植物葉脈的路徑設計值得研究。

(3)熱再生和熱電轉換技術：對于再生轉換技術，氣動熱分布不均勻、離推進系統(tǒng)遠以及熱覆蓋面積大所導致的再生軌跡復雜、路徑長和成本高的問題是研究重點；對于熱電轉換技術，兼顧高轉換效率、低導熱系數(shù)和強韌性的熱電材料，熱電材料與電極材料、承載材料、防熱材料等異質材料間的連接，熱電結構中異質界面接觸效應以及結構在高溫下的熱變形等問題，需要更深入的研究。