高超声速飞行器新型热防护机制研究进展

梁 伟，金 华，孟松鹤，杨 强，曾庆轩，许承海

(哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术重点实验室，哈尔滨 150080)

0 引 言

飞行器高速飞行技术将大幅度提高人类“探索空间”、“进入空间”、“控制空间”和“利用空间”的能力，具有特殊的军事战略意义和重要的科学价值。然而，无论临近空间高超声速飞行器，还是星际探测进入或返回的航天器在星球大气层中以高超声速(大于5马赫)再入或飞行时，由于经历严酷的气动加热环境，飞行器会面临“新热障”这一关键技术难题，而发展热防护机制，指导飞行器的热防护系统的设计与制备，是解决此难题的关键。热防护机制是指一类包含所采用的防热机理(例如，基于材料属性、物理化学效应或结构原理等)和系统/结构的构造及其工作原理的，专门用于飞行器热防护的特殊机制。目前包括X-15、X-37B、Apollo返回舱、X-43A以及SHEFEX II等[1]现役或已经试飞的高超声速飞行器所采用的热防护机制按照防热机理可分为被动(热沉、热结构)、半被动(烧蚀、热管)和主动(发汗、对流)三类，如图1所示。这些传统热防护机制具有共同的特点，都是依靠材料或结构自身的耗、散、阻、抗来实现热防护功能。然而，未来临近空间高超声速飞行器向着高速域、宽空域、长航时和可重复的方向发展[2-3]，同时随着未来针对月球、火星、木星、太阳等多项重点深空探测任务的开展[4]，气动热环境将变得更加严峻，飞行器面临的热障问题将更加突出，仅仅依靠传统热防护机制已难以满足未来高超声速飞行器对热防护的需求。需要从考虑环境与热防护材料的耦合作用出发，认知气动热环境、揭示材料热响应的机理，从被动的抵御气动热环境带来的热载荷向主动利用环境与材料间的耦合作用来实现热载荷的主动调控，即尽可能减少环境带来的气动热，并增加材料的散热能力。基于这一思想，通过流场重构、转捩抑制、光辐射操控、原子重组、电子耗散等物理机制的引入和调控，发展了诸多新型热防护机制，达到显著提升热防护的目的。

图1 传统热防护机制Fig.1 Traditional thermal protection mechanism

1 气动热环境与加热机理

在大气层内以高超声速飞行时，飞行器周围空气受到強烈压缩与黏性阻滞作用，将自身的动能转换为激波层内气体的内能，使激波层内气体温度急剧升高，引起气体分子发生振动激发和离解、电离等物理化学转变过程。飞行器在服役过程中，可能经历的高焓气体状态有三种，分别为热力学/化学非平衡状态、热力学平衡-化学非平衡状态和热力学/化学平衡状态，具体情况由飞行轨迹确定[5]，气体热/化学状态随飞行速度、高度变化关系，如图2所示。其中，探月返回舱[6]或火星探测器[7]再入/进入大气层时速度达到第二宇宙速度，周围流动气体处于严重的热力学/化学非平衡状态；而对于大攻角、最高速度接近20马赫、长时间飞行的滑翔式临近空间飞行器，周围流动气体则是处于严重的化学非平衡状态。

图2 飞行环境状态随速度和高度变化示意图Fig.2 Thermal environment diagrammatic sketch of different altitude and velocity

总体上高超声速飞行器(临近空间或航天器)服役环境具有显著的高温气体效应和非平衡效应特点，并且与飞行器表面发生强烈的非线性耦合作用，致使严重的气动加热产生。此时，飞行器表面的气动热载荷主要由四部分组成：①激波层内高温气体与飞行器表面间高温差而产生的对流加热(传导、对流)；②高焓反应气体在飞行器表面异相催化反应(电子与离子、原子与原子的复合反应)而产生的化学加热；③高温非平衡气体对飞行器表面的辐射加热(一般激波层内气流温度低于10000 K时，可以忽略辐射加热)；④表面以辐射散热和内部传导散热的热载荷，如图3所示。以上四种气动加热方式满足局部热平衡方程，即“对流热+化学热+辐射加热=辐射散热+传导热”。从热平衡方程可以看出飞行器表面的热响应取决于传入结构的净热量，因此，主动控制/利用环境与材料的耦合作用来调控环境加热量和表面散热量将是解决传统热防护机制能力不足问题的关键。基于这一思想，已经发展了多种新型热防护机制，主要通过材料的改进、结构的创新和新型物化效应的引入，实现对流热(边界层传热、流态控制)、化学热(原子重组、电子耗散)、辐射热(光吸收/发射操控)的主动调控，降低环境对飞行器表面的加热或增加新的散热机制，进而显著提升热防护的能力。

2 对流热的控制

环境对材料表面的对流加热是经由边界层将能量传递到材料表面的，另外，边界层内气体的不稳定流动引起的转捩也会加剧局部位置的对流传热。因此，可以通过流场重构来减缓激波层向边界层的能量传递或利用流态控制来抑制高超声流动转捩引起的局部热流突增，实现对材料表面对流加热的调控。这里笔者总结了三种典型的热防护机制：逆向喷流、磁场控制和超声吸收涂层。

图3 飞行器表面气动加热机理Fig.3 Aerodynamic heat mechanism of hypersonic vehicle

2.1 逆向喷流

逆向喷流(Opposing Jet, OJ)的热防护机制概念源自于McMahon[8]早期关于钝体冷却气体喷流效果的研究，其原理如图4所示，工质气体从钝体表面喷射流出与自由流相遇形成接触面和马赫盘，将自由流从表面分离，并在驻点前方形成低温再循环区，阻止来流到达钝体表面，从而减少了表面的对流加热，降低了钝体头部的气动加热。逆向喷流风洞试验与数值模拟结果显示，与无喷流情况相比，半球表面热流显著降低，热流最高降低超过50%[9]，表面温度降低超过40%[10]。此外，钝体表面大部分区域被温度较低的喷流覆盖，工作温度低，可有效保证结构可重复性。

图4 OJ热防护机制工作原理Fig.4 Working principle OJ thermal protection mechanism

提高OJ热防护机制的效率是当前研究的重点。OJ的降低气动加热的效率与流场状态密切相关，而流场的稳定性和再循环区起着至关重要的作用[11]。喷流流场的稳定性和再循环区的形成依赖于喷流与自由流之间的总压比、质量流量和马赫数等参数。其中，Daso等[12]对Apollo返回舱缩比模型进行了逆向喷流试验研究，结果表明在较低的喷流质量流量时，弓形激波被分散到压缩波的条纹中，流场处于不稳定状态，而当质量流量达到一个临界值时，流动转变为相对稳态的流动状态，并且模型表面热流显著降低，甚至在较高质量流量情况下喷流会对表面产生冷却作用，如图5所示。此外，增加喷流总压比或马赫数，能够使流场从不稳定状态转换至稳定状态，并且当总压比足够高时，流场表现出清晰和稳定的马赫盘与再循环区[13]。对于稳定流场情况，影响OJ热防护机制降低气动加热效果的因素主要包括总压比、喷流速率、气体分子量等喷流参数和喷流孔与钝体间的直径比、钝体外形、喷嘴形状等几何参数，这些参数是通过改变再循环区的尺寸和状态来影响表面气动热环境。喷流参数方面，增加总压比、增加喷流速率，再循环区尺寸变大，有利于改善表面气动热环境，降低表面热流。但喷流马赫数不易过大，否则会因喷流动能和密度增大，导致表面热流增大的不利后果[14]。工质气体的影响与气体自身的二元扩散特性和总压比有关，高总压比情况下，相对更轻的氦气比二氧化碳有更好的冷却性能[15]。几何参数方面，根据Li和Eri[16]对钝头体CFD数值研究，减小直径比，会使再循环区尺寸的减小，导致热流密度的增大、降低气动加热的效果变弱。Li等[17]综合比较了圆形、正方形、三角形、五角星等多种喷嘴形状策略对流场特性的影响。数值结果表明，相比于其它形状正方形喷嘴的模型相同喷流条件下表面峰值热流是最小的，综合降低热流效果最佳。

图5 流动状态和热通量随质量流量的变化关系[13]Fig.5 The relationship between flow state and heat flux with mass flow rate[13]

与单独的OJ热防护机制相比，组合热防护机制通常可以获得更好降热效果。目前OJ组合热防护机制包括迎风凹腔-喷流组合与激波针-喷流组合两种，组合机制在防热机理方面与OJ热防护机制相似，同时又结合了迎风凹腔和激波针的特点[18]。例如，Lu等[19]的研究表明迎风凹腔-喷流组合机制在驻点附近的降热方面更有优势，可降低超过60%的表面最大热流。Tamada等[20]研究发现激波针的引入起到了相当于增加喷流压力的作用，使得激波针-喷流组合机制能够在较低总压比条件下获得更好的降热效果，可降低超过80%的表面最大热流。由于组合机制的模型相比于单独机制更为复杂，流场和热流测试存在较大困难，所以当前文献报道以数值模拟为主，主要关注喷流参数和几何参数对组合机制降热效果的影响。喷流参数方面，迎风凹腔-喷流组合机制[10,17]和激波针-喷流组合机制[21]都重点关注了总压比和工质气体的影响，结果显示在降热效果的影响规律上与单独OJ热防护机制相似，这主要源于防热机理上的相似。几何参数方面，对于迎风凹腔-喷流组合机制将凹腔嵌套在喷流通道的中间位置最不利于组合机制的降热效果[22]，而采用偶数、大径深比和抛物线构型的凹腔设计则有利于获得更好的降热效果[23-24]。对于激波针-喷流组合机制，增加激波针与钝体之间的长径比[25]和喷流出口与钝体驻点间的距离[26]能够提高组合机制的降热效果。此外，Qin等[27]对比了侧向/斜向/逆向三种喷流方式降热效果差异。结果表明，侧向喷流比逆向和斜向喷流方式表现出了更好的热保护性能。

总体上，当前的研究获得了喷流参数和几何参数对降热效果的影响规律，但还应综合研究这些参数对降热效果的影响，获得参数在流动模态转变时的临界值。另外，有必要开展降热效果的参数敏感性分析，确定喷流参数和几何参数中的关键影响参数及其所占权重，从而有效的降低防热效率优化设计的工作量。此外，有关高飞行攻角的研究报道较少，有必要进一步研究。

2.2 磁流体动力学控制

磁流体动力学(Magneto hydrodynamic, MHD)控制热防护机制于20世纪60年代初被提出，是电磁流动控制在热防护领域的应用[28]。MHD热防护机制原理如图6所示，当磁场作用于飞行器前方激波层内等离子体区时，在激波层中会产生感应电流，感应电流和外加磁场之间的相互作用产生洛伦兹力，洛伦兹力使激波层中的等离子体流动减速，增加了激波脱体距离，从而减少了环境对飞行器表面的对流加热，与无磁场情况相比，该机制最高可降低超过50%的热流[29]和40%的表面温度[30]。

目前关于MHD热防护机制的防热机理的研究大多是基于偶极磁体[30-31]，而近期Li等[32]探讨了同时考虑均匀磁场、偶极磁体和螺线管磁体的防热机理，数值结果表明模型不同部位的主导降温效果的洛伦兹力分量不同，流向反向洛伦兹力分量的减速效应和法向洛伦兹力分量的偏转效应分别在驻点和肩部区域起主导作用，对于中间区域则由两种效应共同决定，越接近驻点减速效应越强，如图7所示。通常增加磁场强可以提高MHD热防护机制的降热效果，但磁场强度过高反而会加重表面的气动加热[29]。一方面，外加磁场会引起等离子体温度的升高、激波层的扩展和离子种类的增加，导致气体辐射加热增加。在强磁流体相互作用的情况下，对流加热的减少不足以抵消辐射加热增加，引起总热流的增加[31]。另一方面，高速流动的环境带电粒子会与外加磁场作用产生霍尔效应，增加磁场强度会使霍尔效应更加显著，导致降热效果减弱[32]。

值得注意的是，无论是从辐射热的增加角度看，还是从霍尔效应的影响角度看，施加过高的磁场强度都是不可取的。因此有必要在较低的磁场强度的前提下寻求较高的降热效果，而增加等离子体电导率恰恰可以满足这一需求。等离子体的电导率主要由电子数密度决定，可以通过增加电子密度来增加MHD的减缓热流效果[33]。但由于电离温度高，一般的飞行任务下，环境气体的电离度低，因此需要额外的等离子体源来增加流场的电子密度。浸渍体烧蚀[34]是一种可以有效提高表面附近流体的电导率的方法，但却会降低结构的可靠性，会增加飞行器的重量，降低有效载荷。相比之下，低温等离子源具有功耗低、重量轻的优势。例如，Kim等[35]提出的采用低功率介质阻挡放电(DBD)的低温等离子体发电装置，该装置可提供电子数密度为1019～1021m-3的等离子体射流，因此可增加飞行器局部位置周围的电子数密度，可有效提升MHD降热效果。

图6 MHD热防护机制原理图Fig.6 Working principle MHD thermal protection mechanism

整体上，目前对MHD热防护机制的热防护机理研究尚不够深入，针对不同磁场差异的防热机理研究较少，并且缺乏相关的实验验证，未来有必要对此重点关注。此外，对外施加的磁场强度不宜过高，否则会增加气体的辐射或产生明显的霍尔效应，导致降热效果下降，因此需要在较低的磁场强度的前提下寻求最优的降热效果，面对这一挑战，有必要增加多因素优化方面的研究。

2.3 超声吸收涂层

由于自由流涡流、表面粗糙元、声波辐射等多种因素的扰动的发展，高超声速飞行器边界层易于经历层流向湍流的过渡，即层流/湍流转捩。转捩发生后产生的湍流引起的摩擦阻力和热流通常相当于层流状态的3～5倍[36]，严重影响飞行器的局部或整体的气动力、热性能和热防护系统，因此开展高超声速边界层转捩研究，对其关键机制加以控制以抑制转捩的发生，对热防护系统的研制和飞行器的设计有十分重要的意义。转捩过程一般包括感受性、扰动演化和转捩触发三个阶段，如图8所示。对于超声速情况，边界层转捩的动力学过程主要由Mack模态控制。Mack模态分为第一模态和第二模态，第一模态又被称为涡模态，类似不可压缩流动中的T-S波，而Mack第二模态又称为声模态，声模共振频率一般在超声范围内，其增长率往往超过第一模态(>Ma4)，在高超声速边界层转捩过程中尤为重要[37]。

为了对Mack第二模态加以控制，过去发展了超声吸收涂层(Ultrasonically absorptive coating, UAC)。UAC是一个薄的多孔涂层，通常由等间距或随机的微腔组成，如图9所示，通过表面孔隙结构吸收并将声波困在微腔内，利用声波的热粘滞衰减来减弱声波共振模态，显著降低第二模态的增长率[38]。研究表明，UAC可降低高达80%以上的模态增长率，甚至可以完全抑制模态的发展，最高降热效率超过40%[39]。UAC是一种很有前途的稳定高超声速边界层流动的方法，然而这种方法只有在一定的条件下才有比较好的效果。实验和数值研究表明，UAC对声波的振幅和反射率的控制主要受到涂层材料的形状与尺寸的影响。

按照涂层表面的形状特点UAC可分为两类，一类是基于孔、槽和随机毛毡的“凹腔”形状的传统UAC[40]，另一类是近期报道的基于金字塔柱状“凸台”形状的新UAC。其中，新UAC抑制转捩的思想是促进声波散射，并且具有孔隙率高的特点，但也存在指向性响应的问题，有待进一步改进[41]。对于传统UAC，涂层微腔孔隙率、高宽比和涂层厚度是影响UAC转捩抑制效果的重要尺寸参数。研究表明，增大UAC的孔隙率[42]和选择合适高宽比[43]和涂层厚度[44]有利于边界层的稳定。但是单独增加涂层孔隙率可能增大边界层的不稳定性[45]。对这些参数进行优化是获得高性能UAC的关键。针对C/C基材料的优化研究表明，优化后的C/C或C/C-SiC材料的温度稳定性和超声吸收特性的得到了显著提高，可以有效地抑制声边界层的不稳定性[46]。

图7 洛伦兹力矢量和热流在均匀磁场中的分布[32]Fig.7 Distribution in the presence of a uniform magnetic field for lorentz force vector and heat flow[32]

图8 高超声速边界层转捩原理图Fig.8 Hypersonic boundary layer transition schematic diagram

图9 UAC工作原理图Fig.9 Working principle UAC

目前UAC热防护机制研究的主要缺点是涂层的散热效果仅在某一测试条件下效果最优，涂层设计缺乏灵活性。面对这一问题，可以从飞行环境出发，先确定最不稳定状态对应的稳定性理论参数范围，以此作为涂层优化的限制条件，从而改善UAC的环境适用性。此外，大部分关于涂层对高超声速边界层稳定性和层流转捩影响的研究是在零攻角条件下进行的，未来有必要进一步研究。

3 材料化学反应热的控制

化学热反应热的控制分为原子和电子两个层面。原子层面是指通过调控材料表面的催化系数来控制催化再结合反应，从而减少环境对材料表面的化学加热；而电子层面是指利用材料表面热电子发射过程的吸热特性来增加表面能量耗散，达到冷却材料表面的目的。

3.1 表面催化再结合反应控制

高焓离解环境下，扩散至热防护材料表面的离解气体会发生吸附再结合反应，这种再结合反应称为催化反应。材料表面催化反应分为扩散、吸附、再结合、解吸附、扩散5个与时间相关的独立过程，如图10所示。其中，再结合反应均为放热反应，例如两个氧原子的再结合成氧分子过程(O+O—O2)可释放5.2 eV的能量，而高超声速飞行条件下完全离解气体中氧原子的数量通量可达到1024～1025m-2s-1量级，经过换算氧原子催化反应可造成高达兆瓦级别的化学加热。

图10 材料表面催化反应过程Fig.10 Material surface catalytic reaction process

许多飞行试验和CFD预测结果均验证了由材料表面催化放热导致的气动加热的显著增高，对于驻点区域完全催化表面相比于完全非催化表面的热载荷约增高了2～3倍，而非驻点区域表面热流增高约12%～50%[47]。前苏联“BOR”高超声速飞行器飞行试验获得的试验结果表明，飞行器迎风面上的低催化特性材料表面温度约为完全催化特性材料的80%左右，而CFD预测的驻点区域低催化特性材料的表面温度比完全催化特性材料最高相差300 ℃[48]。因此，有必要在认识材料表面催化的基础上，通过研制低催化材料，对材料表面催化再结合反应加以控制(Catalytic reaction control, CRC)，从而减缓环境对材料表面的化学加热。

材料表面催化特性的建模理论主要基于Eley-Rideal(E-R)和Langmuir-Hinshelwood(L-H)两种经典表面催化反应机制，已经发展了密度泛函、分子动力学、蒙特卡罗、现象学以及计算流体力学等不同时间/空间尺度上的模型[49]。例如，Vasco[50]结合物理吸附、化学吸附、热解吸附以及表面扩散构建了SiO2表面催化模型，分析了E-R模型、L-H模型以及两种模型耦合条件下，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构建了复杂的催化模型，通过3-D URANUS代码，模拟SiC、SiO2表面催化行为以及完全催化和完全非催化两种极限情况。然而，目前不同模型的预测结果还存在一定差异，不同尺度之间的内在联系尚未认识清楚。实验上，目前基于能量法和原子损耗法的基本原理，已经建立了依托于电弧风洞、高频风洞、MESOX、以及化学荧光光谱等装置的催化特性风洞模拟测试与实验室测试与评价方法，开展了热防护材料表面催机理和催化特性实验研究，取得了初步进展[52]。对比铜、高纯石英以及超高温陶瓷这些典型材料在不同温度、压力离解空气中的表面催系数测试数据，发现国际上不同单位间的结果存在一定差距[53]。一方面，测试方法的差异、测试设备的精度和误差是导致材料表面催化系数差异性较大的一个重要原因。另一方面，除环境参数(温度、压力、表面原子浓度等)外，材料表面催化系数还与材料表面属性(材料成分、结构、表面粗糙度)密切相关。由于目前普遍采用传统的“盲选+工艺改进”的材料研发方式，导致典型热防护材料高温下的催化系数普遍处于中等催化水平(0.01<γ<0.1)[53]，有必要通过表面属性的定向调控来研制低催化的热防护材料。比如，对于ZrB2基超高温陶瓷材料，在多维扩散情况下，粗糙度的增加会引起材料催化性能的升高，因此可以通过表面抛光来制备光滑表面来降低材料的催化系数[54]。此外，氧原子环境中，氧化行为会严重影响表面微观结构、组分及粗糙度，导致表面催化特性产生较大扰动[52]。因此，开展材料表面催化-氧化的耦合效应的研究需要先清楚认识材料表面氧化演化特征。

整体上，材料表面催化的机理还未清楚，地面模拟试验和实验室测试的催化数据零散，仅能定性的描述影响因素与催化系数之间的关系，以上原因导致了材料催化系数调控缺少指导，仍处于摸索阶段。此外，工程上还是采用近似的完全催化的保守方式，不利于结构减重和效率的提高。因此，未来应重点评估不同测试方法、装置的测试范围和能力，并建立电子、原子、分子以及宏观尺度的相互联系，揭示催化反应的关键机制，指导材料催化性能的调控。

3.2 电子蒸腾冷却

从电子层面上，可以通过热电材料的电子发射效应引入发展新的热防护机制，来增加飞行器表面的能量耗散，从而降低表面净热载荷，即电子蒸腾冷却(Electron transpiration cooling, ETC)热防护机制。ETC热防护机制是由美国密歇根大学Alkandry等[55]最先提出，其物理过程如图11所示。按照时间相关性，环境对热电材料表面的气动加热使得电子的动能增加，当电子的动能远超表面功函数时，高温表面会释放出一股电子电流，这股电流会进入流场之中，并随流场向后方迁移，最后在大面积冷壁面处收集，用于补充热电子发射损失的电子，这样的持续发射-迁移-收集循环过程会在表面热辐射散热的基础上，对前缘热表面产生显著的冷却效应。典型前缘结构ETC冷却效应的数值研究表明，ETC热防护机制对结构表面的降热效率超过50%，冷却效率超过40%[55-56]。

图11 ETC热防护机制物理过程Fig.11 Physical process of ETC thermal protection mechanism

目前，ETC热防护机制的研究包括数值模拟和热电子发射模型两方面工作。数值模拟的研究主要采用耦合求解CFD控制方程和热电子发射模型边界条件的方法定性的获得了环境(来流速度，飞行高度)、模型特征尺寸(前缘半径)和材料属性(功函数)几类参数对ETC效应的影响规律。研究表明，基于Richardson定律的饱和发射情况下(发射电流只受温度限制)，降低材料功函数和前缘尺寸，增加自由流速度可以有效增加ETC的冷却效果[55]。然而，Richardson定律表达了材料在同一温度水平下所能达到的理论上的极限，在非平衡电离流场环境下，由于空间电荷的限制与等离子鞘层的影响，导致材料表面热电子发射受到较大的限制，降低了ETC的冷却效果。针对这一情况，文献[57]报道了等离子环境下基于悬浮电位表面和负偏压表面的热电子发射模型，讨论了这两种壁面条件对ETC冷却效果的影响。数值模拟结果表明，悬浮电位表面热电子发射受到极大的限制，ETC的冷却效果有限，而负偏压表面情况下，热电子发射虽然同样受到限制，但随着自由来流速度增加，材料表面发射出的热电子动能和外部流场中的电子数密度也随之增加，可以有效克服空间电荷限制和等离子鞘层的影响，并且在一定条件下可接近饱和发射情况的冷却效果。以上模型准确性主要依靠早期[58]再入飞行器等离子发电装置的地面模拟试验数据进行评估。由于自由来流条件和发射材料的不确定性，文献通过调整来流速度和材料功函数来包络实验结果，数据比较零散[59]，并且缺乏对来流条件和材料功函数不确定的评估。实验方面，测试与评价方法的缺乏和实验数据的不足，阻碍了ETC热防护机制可行性的实验验证和防热机理的深入研究。目前仅有的实验来自于美国空军研究实验室(AFRL)的项目执行报告报道的ETC效应等离子风洞试验[60]。该试验采用参考文献[59]中的自由来流条件，试验结果如图12所示。试验模型为石墨半球发射体，其表面用涂有SiC涂层，用于发射端与收集端之间的绝缘，另外发射端与收集端之间用高灵敏度安培表连接用以测量发射电流。相同条件下的三次重复试验显示，当模型表面温度超过2000 K时，发射端与收集端之间能够测到15 mA的弱电流，当温度升高至2300 K时，电流升高至30 mA，遗憾的是并未获得明显的降温效果。

图12 石墨半球模型高频风洞试验结果[60]Fig.12 High frequency wind tunnel test results of graphite hemisphere model[60]

整体上，ETC热防护机制的研究仍处于概念阶段，存在机理认识不清、实验与测试数据不足以及热电子发射模型准确性和机制的可行性缺乏验证等问题。因此，未来有必要建立系统的测试与表征方法，并重点开展与可行性验证和机理研究相关的实验室测试与地面模拟试验，促进热电子发射模型的修正与完善。

4 材料表面辐射热的控制

高温气体和材料的光辐射取决于光与物质中原子、分子或离子的相互作用，因此可以利用光子晶体或高发射率涂层材料的光辐射操控特性来减少材料对高温气体光辐射能量的吸收或增加材料表面对外光辐射的能量耗散，从而降低材料表面的气动热载荷。

4.1 光子晶体

对于月球探测与深空探测飞行器，在大气再入过程中除对流加热外，飞行器会受到高温气体的辐射加热，并且随着飞行速度的增加，辐射加热效应会更加显著。例如，月球返回再入的电磁辐射热占其总热流的30%～50%，而火星再入和木星再入，辐射热达到总热流的60%以上[61]，因此需要控制飞行器表面对气体辐射加热的吸收来减轻环境对飞行器的气动加热。光子晶体(Photonic Crystal, PhC)的提出与发展使高温气体电磁辐射的有效控制成为可能[62]。PhC是一种介电常数在光学长度尺度上随空间周期性变化的光学微结构材料，如图13所示。由于微结构界面处介质对电磁波的布拉格散射，电磁波将受到调制，从而产生光子能带结构，使得特定波段电磁波在某些方向或全方向的传播被禁止，形成光子带隙[63]。当电磁辐射落在PhC上时，会在光子带隙对应的频段产生强烈辐射反射，使得光子不能在PhC中传播。因此可以通过结构的合理设计，实现在指定波段内的高反射率，甚至某些特定波段内的光反射率可接近100%，对于辐射加热最严重的深空探测任务，理论上最高可降低超过60%的总热流[61-63]。此外，数值模拟结果显示PhC对表面的冷却效率超过30%[64]。

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

当PhC的光子带隙与再入环境气体辐射光谱相匹配，并且具备全向反射光学特性时，可以最大化降低辐射加热。根据地球再入和火星再入的实验数据，气体辐射的大部分能量集中在紫外到近红外(200～1600 nm)波长范围[65]，但是目前的研究大多是针对其中部分波长范围或中红外波长范围的高反射率PhC的结构优化设计。PhC的设计主要是基于多界面结构思想，具体的结构包括多层结构、导模共振结构、木桩结构、多孔结构和反蛋白石结构。根据优化后结构的敏感性分析，导模共振结构被认为是对制造误差最敏感的结构，而木桩和多孔结构的敏感性要低得多[66]。相比之下，一维多层结构被认为是对几何缺陷最稳健的结构，制备过程相对简单，更利于实际应用。要实现全向反射光学特性，一维结构所需条件比三维结构更苛刻，需要组成材料要有足够高的介电对比度。潜在的光子晶体热防护材料包括高温金属氧化物、SiC基陶瓷及氧化物型陶瓷材料，这些材料具有良好的高温稳定性，但是却存在低介电比的问题[67]。因此，只能通过结构的设计来弥补材料性能的不足。针对这一问题，目前最合适获得宽带隙、全反射特性的是多段不同周期堆叠结构，这种异质结构的每段周期结构都具有不同特征长度，相比于简单布拉格镜周期结构需要优化参数也更多。例如，对于SiO2/ZrO2周期性多层结构，需要叠加18个周期段才可以获得较高的全向反射率，这意味着至少有18个优化参数[67]。这种情况下只能通过优化逼近最优解，很难获得解析解。目前，常用的优化算法有遗传算法(GA)、微种群遗传算法(MGA)和进化策略(ES)，其中ES通常优于GA和MGA。然而，当优化参数特别多或适应度函数具有复杂的局部最优条件，将消耗巨大的计算资源，可能出现不易收敛和优化效果不佳等问题。此外，PhC除了以整体形式用于辐射热防护外，还可以作为添加剂用于改性材料辐射反射性能。近期Christidis[68]提出将高发射率PhC(SiO2/Si3N4，88.8%@920～1450 nm)异质结构作为添加剂来改性树脂基烧蚀热防护材料来提高材料的防热能力，测试结果表明浸渍后的树脂基热防护材料的平均反射率提高了约50%。

目前尚缺乏与气体辐射光谱特性匹配的宽波长、全向反射特性方面的研究，并且对于多参数优化或复杂适应度函数情况，当前优化算法和策略还存在效率和效果方面的不足。未来有必要针对不同大气再入任务，开展气体辐射光谱测试，指导全向反射特性、高反射率PhC设计与制备，同时结合降维优化方法提高计算效率和改善优化效果。

4.2 高发射率涂层

高发射率涂层(High emissivity coating, HEC)被广泛用于高超声速飞行器热防护[69]，以有效地通过热辐射耗散热量。由于飞行器表面普遍处于高温状态，辐射主要靠可见光和近、中红外波长电磁波传播[70]，提高此波长范围发射率能够使从表面辐射出的热量最大化，有效降低飞行器表面的净加热量，降低表明温度，如图14所示。基于辐射平衡表面的数学模型计算表明，在0.24大气压和10马赫来流条件下，当前缘表面发射率从0.5增加到1.0时，热辐射冷却效率超过20%，由热辐射耗散的引起的降热效率最高可接近50%[71]。材料表面的发射率主要取决于材料的性质和表面参数[72]，因此，可以通过材料成分的设计与结构的调控，实现可见光至中红外波长范围的宽波段高发射率涂层的制备。

迄今为止，一系列用于各种热防护系统(纤维陶瓷、金属和陶瓷基复合材料)的HEC已被广泛研究，包括金属氧化物、碳化硅以及稀土金属等主要体系[73]。然而，这些单组份体系材料在可见光至中红外波长范围的本征发射特性较弱，难以表现出宽带高发射率且同时兼具高温稳定性能。解决这一问题的有效途径是设计多相涂层，多相涂层由至少两相组成，根据作用这些相又分为辐射剂和黏结剂，其中辐射剂起到吸收并重新辐射能量作用，黏结剂则是提供涂层所需的高温稳定性和与基体黏结强度的作用。

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

根据辐射改性剂的不同，目前高发射率多相涂层主要分为难熔金属硅化物和稀土金属多相涂层两类。难熔金属硅化物涂层方面，由于MoSi2和TaSi2难熔金属硅化物涂层具备高发射率和突出的高温稳定性能[74]。例如，Shao等[75]采用浆料浸渍烧结法制备了MoSi2—ZrO2—硼硅酸盐玻璃多相涂层，该涂层在0.3～2.5 μm范围的内发射率可达0.8，并且具有良好的相容性、黏附性和抗热震性能。稀土氧化物(REO)是除难熔金属硅化物之外另一种比较理想的发射剂材料，不仅有超过2200 ℃的融化温度，而且它们对环境的化学反应活性也很低。通过稀土氧化物掺杂可以大大提高陶瓷材料在近、中红外波段的发射率，特别是掺杂了稀土金属的硼化物、氧化物陶瓷复合材料还具有比较好的高温稳定性[76]。例如，Tan等[77]研究了不同温度下Sm含量对ZrB2/SiC涂层发射率的影响，结果表明5 mol.%Sm掺杂的ZrB2/SiC表现出最佳的发射率性能，尤其是在高于1600 ℃高温区域附近，稀土改性后的ZrB2—SiC涂层的总半球形发射率比纯ZrB2—SiC涂层高20%以上。Liu等[78]通过掺杂Pr6O11来改善HfO2的红外辐射性能。结果表明，在1～15 μm的波长范围内，PH涂层的定向半球形红外发射率明显高于纯HfO2，其中，10wt.%Pr6O11掺杂PH涂层在1600 ℃时的半球发射率最高可达到0.883，并且涂层在承受1700 ℃的煅烧50 h后发射率未出现明显降低。对于多相复合涂层，了解其发射机理有助于指导高发射率涂层的设计。然而，多相复合涂层的发射机理十分复杂，可能涉及电子跃迁、d-d跃迁或晶格畸变等多种物理机制[72,78]。目前仅能从定性的角度对多相涂层体系的发射机理进行解释，缺少对材料成分、结构与多相涂层发射率关系的定量描述。以MoSi2—TaSi2—硼硅酸盐玻璃涂多相涂层为例，文献[79]基于第一性原理分析了不同材料在不同波长下对发射率的贡献。结果表明，多相涂层的发射机制是由三个过程主导，其中MoSi2和TaSi2带间电子跃迁主导紫外和可见光波范围；非晶态二氧化硅杂质与缺陷间电子跃迁主导近红外范围；晶态二氧化硅晶格振动主导中红外范围。此外，发射率的准确测量对涂层发射机理的研究和热防护能力的有效预测和评估具有重要意义。根据测试原理的不同，发射率的测试方法分为量热法、能量法、反射法和多波长法[80]。其中能量法，特别是采用傅里叶变换红外光谱仪的能量比较法受到国际上的广泛关注，也是目前高发射率涂层测试的主要手段[81]。但是到目前为止，还没有一种标准程序或普遍接受的方法，测试仪器也存在差别，阻碍了研究的进展。

多相复合高发射率涂层的发射机理十分复杂，目前的认识还不够深入，仅能在理论上定性的指导高发射率涂层的设计，缺乏普遍接受的测试方法和仪器。因此未来有必要针对不同体系涂层建立成分—结构—发射率间的量化关系，同时还要加强国际上实验数据的对比和共享，开展对不同方法和仪器的测试能力和范围的评估，推动测试标准的建立。

5 展望与建议

5.1 新型热防护机制的优势

新型热防护机制在充分认知环境与飞行器表面的耦合作用物理机制的基础上，通过主动调控环境(流场重构、流态控制)和材料(化学效应控制、光辐射操控)，最大限度地降低热防护材料的净加热量，从单纯注重材料/结构性能提升的“炒菜式”研究模式转向更注重响应机理指导的“需求牵引-环境/材料耦合-材料/结构逆向设计”新型研究模式，使得新型热防护机制在指导热防护系统设计方面，比传统热防护机制更具科学性、高效性和多样性，在降低气动加热、适应服役环境的应用方面表现出独特优势(如图15所示)，具体如下：

1)新型热防护机制对于不同环境状态和结构外形/尺寸均表现出了良好的防热能力，尤其是涉及冷却工质参与的OJ和ETC及电磁场辅助的MHD，对高度非平衡环境下受热最严重的端头、前缘和钝体结构表现出了优异的降热和冷却效果。相比之下，依靠材料改性来实现物理化学效应调控的UAC、CRC、PhC和HEC在适用环境和结构上更具针对性，例如，PhC是专门用于高度非平衡环境下的大弧度钝体和大面积结构的气体辐射热防护。

2)具备优异的降热/冷却能力：OJ、MHD、UAC和CRC的地面试验和ETC、PhC和HEC的部分数值模拟已经证明这些新型热防护机制在减缓热流方面的最大降热效率普遍超过40%，在降低表面温度方面的最大冷却效率普遍超过20%，特别是OJ、MHD和ETC同时兼具了优异的降热与冷却能力，其最大降热效率高于50%，最大冷却效率高于40%。

3)具有广泛的服役环境适应性：新型热防护机制可适用于热/化学平衡、热平衡/化学非平衡和热/化学非平衡三种环境下的热防护，其中OJ因冷却剂的覆盖和再循环区域的保护，可以显著减少暴露在极端环境下的飞行器的表面热流，特别是在喷流出口附近会产生冷却效果，可优先用于热/化学非平衡环境的再入飞行任务；MHD因其降热效果随着环境的导电性能增加而增大，即环境气体的电离程度越高越有利，可优先用于热/化学非平衡环境的再入飞行任务；UAC因飞行速度越高Mack第二模态越不稳定，并且低的静压水平会导致多孔表面的吸收效率大大降低，可优先用于热/化学平衡环境的高速巡航飞行任务或热平衡/化学非平衡环境的滑翔飞行任务；CRC因环境气体的离解程度越高，在飞行器表面完全催化时所释放的化学能越高，CRC的降热效果越明显，可优先用于热/化学非平衡环境的再入飞行任务或热平衡/化学非平衡环境的滑翔飞行任务；ETC因降热效果随着飞行速度和环境的电离程度增大而提升，可优先用于热平衡/化学非平衡环境的滑翔飞行任务；PhC因专门针对气动加热主要来源是气体辐射加热的情况，可优先用于热/化学非平衡环境的再入飞行任务；HEC因辐射散热量随表面温度增加呈现几何倍增长，可优先用于热/化学非平衡环境的再入飞行任务。

4)具有灵活的应用模式：新型热防护机制在尖锐的端头与前缘、迎风大面积、大弧度钝体结构等关键热端部件中普遍适用，其中OJ的喷流易于覆盖在球形表面，并形成稳定的再循环区，可优先用于球形端头或大弧度钝体结构；端头和钝体这种球面或弧面结构易于贴合偶极型磁场的立体分布，有利于对流场流动的控制，因此MHD可优先用于端头和大弧度钝体结构；气体辐射加热热流与结构表面积正相关，所以PhC适合用在大弧度钝体和大面积部位；相同服役条件下，结构头部的钝度越小，CRC对环境气体化学热释放的控制作用和UAC对第二模态不稳定扰动的抑制作用起到的降热效果越明显，并且HEC的辐射散热和ETC的电子耗散的起到的热量耗散作用越强，因此CRC、UAC、HEC和ETC可优先用于尖锐前缘或端头结构。

5)广义的可组合性：根据飞行器的飞行任务和结构特点可对不同的热防护机制进行组合，不仅是将不同的材料/结构在空间上进行组合，更重要的是通过物理效应上的协同与匹配以及结构上的配合与叠加，将环境、结构/材料和物理效应纳入整体进行全面考虑，以最有效的发挥各机制的优势。例如，可通过OJ或ETC搭配UAC来缓解驻点区域的气动加热，同时抑制驻点后部转捩导致的加热突增，或者采用PhC/HEC多层结构协同减少短波范围的气体辐射吸收与增加表面辐射散热，实现对材料表面辐射热的最佳控制。

图15 基于降热性能、适用环境与结构指标的雷达图Fig.15 A radar chart based on heat reduction performance, applicable environment and structure indicators

5.2 建议

随着高超声速飞行器研究的进步，新型热防护机制的发展是满足下一代高超声速飞行器对热防护需求的关键，对热防护系统的设计与改进具有重要的意义。近年来，新型热防护机制呈现出多样化、组合化发展趋势，逐步形成了对流热、辐射热及化学热控制三个方向。这几类新型热防护机制在基础理论、数值建模、材料制备及优化设计方面已经取得了初步的进展，但新机制的研究整体上尚停留在概念或原理性实验/试验阶段，仍存在模型精度不足、缺乏有效的测试与评价方法及装置等问题。各类典型新型热防护机制降热效果的影响因素研究大多仅得到了定性规律，对于关键影响因素、影响权重、内在机理等还未被充分认识清楚。未来还需针对现存的问题和未知研究领域开展如下几个方面工作：

1)热防护机制的数值模拟研究是通过预测飞行器服役时表面热流、温度等气动热参数来表征其热防护效果的。高超声速条件下产生的真实气体效应、化学非平衡流效应、非稳态流动以及流动模态转变等复杂物理、化学现象，加之因各机制热防护机理尚不清楚导致物理模型中忽略或简化了某些物理细节，都给气动热参数的精确预测增加了困难。因此，要提高气动热环境参数预测的准确性，一方面需要根据飞行工况和考察的物理量来决定气体组分、化学反应模型及层流/湍流模式等模型的选取，另一方面还需要加强对各机制热防护机理的研究，并对物理模型进行修正和完善。

2)新型热防护机制的测试主要关注材料表面热流、温度、压力、光谱反射率和发射率等状态参数，缺乏与这些物理机制相关的过程量的测试结果，而且由于测试方法和测试手段的不足，限制了测试数据精度和数据量。因此，需要在评估现有测试方法的测试范围和能力的基础之上，引入激光、同步辐射等高精度测试手段和实验平台，建立并完善在线获取环境/材料/结构相互作用中关键状态量、过程量的高精度、高通量地面模拟测试平台。

3)工程应用时要遵循“任务-环境-结构-防热”的先后原则，热防护结构设计与热防护材料筛选时要在既定任务对应飞行走廊和气动外形前提下进行，不能单纯以降热效率的高低作为筛选的标准，需要综合考虑服役环境的热/化学平衡状态、形状/尺寸限制和有效载荷要求，选择综合防热效率最优的热防护机制。

4)对于环境热/化学平衡状态跨度比较大的飞行任务，单一的热防护机制不能在整个任务区间内始终保持最佳的热防护效果，而选择组合的方式，有利于优势互补，达到“1+1>2”的效果，从而拓宽飞行器的飞行走廊。因此，组合机制将成为热防护机制未来的重点发展方向。