迎风凹腔及其组合体减阻防热技术研究进展

张杰 肖锋 黄伟 颜力 孟玉珊

摘 要： 热防护技术是高超声速飞行器面向工程实际应用时必须要解决的关键技术之一。 为实现更有效的减阻防热， 学者们提出了多种热防护方案， 其中迎风凹腔及其组合方式是最有效、 最有发展前景的主动热防护方案之一。 本文介绍了单一迎风凹腔及其与逆向射流、 能量沉积、 发散冷却等组合方案的作用机理并总结归纳了其研究现状。 最后提出了对未来的展望， 尤其是跟进并创新已有组合方案， 并进行更多地面试验佐证数值模拟结果， 以期早日应用于工程实际。

关键词：减阻; 防热; 迎风凹腔; 逆向射流; 能量沉积; 高超声速飞行器; 热防护技术

中图分类号：V211.3   文献标识码：    A   文章编号：1673-5048（2021）04-0016-08

0 引  言

近年来， 高超声速飞行器以其强突防能力、 快速反应能力与高飞行速度等特点， 日益成为世界各航空航天大国竟相发展的目标。 不论在军事领域还是民用范畴， 高超声速飞行器都极具发展潜力和应用前景。 因其长时间高马赫数飞行， 严酷的气动热环境成为高超声速飞行器设计过程中一个无法回避的问题， 热防护技术直接关系到飞行器的飞行安全， 也是决定高超声速飞行器能否应用于工程实际的关键[1-2]。

飞行器在高超声速状态下作业时， 除受摩擦阻力外， 还会受到弓形激波压缩产生的阻力， 可占全部阻力的50%以上， 而且该比重随来流马赫数的扩大持续增长， 这将严重影响飞行器的气动性能， 加大燃料消耗， 减少有效载荷， 因此减小波阻的重要性不言而喻[3-4]。 由于气体粘性阻滞作用， 飞行器壁面热流激增使得壁面温度升高， 尤其以头部最为显著， 高温高压的气体通过机体外壳传热至內部， 影响飞行器内各类电子设备工作性能甚至导致其失效[5]。 Huang[6]给出了三种典型再入飞行器的热流对比， 如图1所示， 可以直观看出峰值热流约为500 kW/m2， 且大多数时间热流强度不低于100 kW/m2。

面对如此强大的气动阻力以及严峻的气动加热现象， 设计出能有效保护飞行器表面的减阻防热系统至关重要。 近年来， 国内外学者提出许多主动冷却方法如逆向射流[7]、 加装减阻杆[8]、 迎风凹腔[9]、 能量沉积[10]及许多组合方式来实现减阻防热功能。 这类主动冷却方法主要通过喷射冷却工质或者设计特定机械结构， 加装减阻设备等方式改变鼻锥绕流流场以实现减阻防热目的。 其中， Knight[11]对能量沉积方案减阻防热的研究进展进行了全面总结， 但此方法仍停留在理论阶段， 工程应用存在困难。 Ahmed等[12]对高超声速飞行器加装减阻杆实现减阻防热方案的研究进展进行了系统总结， 指出了减阻杆会破坏气动外形等一些问题， 并相应提出研究展望。 进而， Huang等[13]也分别对减阻杆及其组合体、 逆向射流及其组合体[6]在超/高超声速气流中的减阻防热研究进展进行了比较系统的总结。

迎风凹腔构型自提出以来， 学者们做了很多研究与试验。 本文对迎风凹腔及其组合体构型的研究现状进行总结归纳， 主要分为迎风凹腔单一构型和组合体两部分， 组合体部分包括逆向射流、 能量沉积、 发散冷却与迎风凹腔的组合方式。 本文介绍了单一构型和组合体的作用机理和国内外研究进展， 包括数值模拟和地面试验研究。 最后对主要组合方式的优势与研究中存在的问题进行了总结， 并对未来的发展进行了展望。

1 单一迎风凹腔

1.1 结构来源及基本原理

1922年， Hartmann[14]发现将迎风凹腔置于高超声速流场中， 会发出高强度、 不连续的声音， 可以将其作为声源装置， 其目的并非应用于高超声速钝头体头部的减阻防热。 随后， 将其应用于热防护方案的构想在20世纪50年代由Burbank等[15]提出， 并成为最受关注的减阻防热方案之一， 其结构示意图见图2。 图中直观展示了在飞行器头部设置的轴对称迎风凹腔， 与高超声速来流正对， 与鼻锥同轴。 就腔体而言， 整体构成比较简单， 仅有一圆形底面及一圈侧壁面， 侧壁前端与鼻锥外壁面相接处为唇口。 因此， 凹腔底壁直径（D）和侧壁长度（L）是值得关注并开展研究的结构参数变量。

高超声速来流在凹腔中产生震荡， 来流的能量通过震荡耗散从而降低飞行器的表面热流。 陆海波等人曾具体分析其作用机理， 简要总结如下： 由于凹腔的振荡特性， 激波处于凹腔唇口上游的某个位置， 并不断震动。 此时， 就会存在两种情况： 一是激波靠近腔体， 二是激波远离腔体。 第一种情况下， 弓形激波愈发靠近鼻锥， 激波压缩加剧， 波后流体马赫数降低， 温度上升， 真实气体定压比热上升， 在总焓值不变的条件下， 波后流体的滞止温度下降， 其携带的能量也随之减少， 从而减小了头部的气动加热。 与之相反的第二种情况下， 虽然滞止温度上升， 但由于激波远离腔体， 下游气体会补充到两者之间， 起到两个作用： 第一， 该部分气体总温比波后流体低， 起到一定的冷却降温作用， 减小唇口烧蚀程度; 第二， 导致流动分离形成回流区。 这两点保护了鼻锥表面， 降低了鼻锥滞止区域的气动加热[17]。

Johnson[18]研究了迎风凹腔的流场分布， 发现该流场具有显著的非定常性， 这一结论也在后人的试验[19]中得到了验证。 图3所示的激波纹影图像， 可以明显观察到激波的前后往复运动。

Hartmann[14]通过试验方法研究了迎风凹腔流动的振荡特性， 之后很多学者也通过数值方法对此特性开展了相关性研究， 探究其影响因素。 对于浅腔， 引发流动震荡的是自由来流的噪声， 且整体流动对来流扰动非常敏感， 但是对于高超声速流场中的深腔， 流动自发振荡。 其不但增加了流场预测的难度， 而且也会引发结构震动从而导致控制困难， 这也是凹腔结构的一个显著缺点， 高速飞行下的操控灵敏性降低可能会埋下隐患。 这一减阻防热方案会在凹腔唇口产生严重的烧蚀， 但这种烧蚀也远低于原始驻点处的烧蚀程度， 其结构简单、 效果显著， 引起了许多学者的关注与研究。 采用迎风凹腔结构可以获得一定防热效果， 但不一定能够获得减阻效果， 且迎风凹腔的冷却效果也并没有达到单一结构应对极端加热条件的程度， 因此需要研究更多的组合构型。

1.2 研究进展

自迎风凹腔构型被提出以来， 国内外学者对这一构型开展了广泛的试验与数值研究， 尤其是20世纪末， 其试验愈发增多。 Yuceil等[20]通过红外摄像仪对比发现， 相较于无腔体结构的球形鼻锥， 有凹腔结构的鼻锥在唇口的温度更低， 并称其为“冷环”。 而后又对球头圆柱进行风洞试验[21-22]， 将 L/D=0.4作为浅腔与深腔的分界线， L/D=0.7作为深腔与更深腔的分界线， 试验发现当长径比值为2时整体流场稳定且防热效果最突出。 对于浅腔而言， 鼻区附近Δφ=5°～6°范围内存在“冷环”结构， 而且非常稳定， 随着长径比增大至大于0.5时， “冷环”开始消失。 Engblom等[23-24]提出对尖唇口钝化处理可消除原先唇口处的回流， 减少产热，  并且当凹腔长径比大于2时， 由于深腔的自振荡效应， “冷环”现象重现且更为明显。

Saravanan等[19]对导弹外形试验件展开了在来流条件为马赫数8情况下的减阻防热性能探究试验， 试验装置示意如图4所示。 研究中， 采用一个无量纲参数——斯坦顿数St沿壁面的分布来表征壁面热流分布。 通过试验对比， 迎风凹腔构型的壁面最大传热率可降低35%， 甚至更多。 在减阻方面， 正对来流情况下， 当长径比为4时， 阻力下降5.12%， 但当该值为2时， 阻力却增加了， 这证明迎风凹腔可以有效防热， 但减阻效果并不稳定， 甚至会加阻。 同时， 在试验中还发现唇口压强存在着类似正弦分布的震荡现象， 这也验证了流场的非定常性。 进一步的， 在后续的工作过程中， 使用非结构网格在稳态情况下对凹腔直径6 mm和12 mm的模型进行数值模拟。 根据仿真结果显示， 表面热流分布和试验吻合得较好， 但是压强与阻力系数的结果差强人意。 文中还指出， 结合有限体积方法和有限差分方法， 可以更快速地仿真出全流场的准确信息。

陆海波等[25-26]根据前人的研究工作， 采用数值模拟方法继续深入研究此迎风凹腔构型， 这也为之后研究逆向射流与迎风凹腔组合体减阻防热方案打下了坚实的基础。 使用三维结构网格， 引入k-ε湍流模型， 进行稳态假设， 对比了无凹腔、 凹腔半径6 mm及凹腔半径12 mm三种情况下的马赫数云图以及温度云图（见图5）， 从图中也可以观察到唇口的冷环现象。

Ladoon等[27]继续完善前人对振荡特性的研究， 设计了可变深度的凹腔构型， 借助激光对比研究浅腔与深腔的不同特性， 并给出稳定振荡下长径比的取值。 该方法在后来学者的研究中得以复现[28]， 证明长径比在一定程度上可以表征振荡阻尼， 是影响振荡衰减率的重要参量。

Silton等[29-30]用冰制作了大量直径不同、  长径比不同的模型， 用以研究前缘凹腔减缓烧蚀的效应， 指出加长凹腔深度或者钝化唇口半径都可以延缓鼻区烧蚀， 并给出了一个最佳的构型以供参考。 与此同时， 对唇口钝化的模型进行了数值模拟， 结果吻合较好， 指出利用前缘钝化方法， 可以达到材料的均匀烧蚀。

很长一段时间内， 学者们专注于对工作参数的研究， 近些年有学者开始将目光转向凹腔的结构参数， 对于传统的迎风凹腔构型提出了创新。 Yadav等[31]在球头圆柱的头部加入了一个很浅的抛物线形迎风凹腔， 如图6所示。 数值模拟结果表明， 此抛物形凹腔越深， 整体减阻防热效果越好， 但这个结果是建立在唇口加热加剧的基础上， 因此， 就设计更有效减阻防热构型的角度而言， 该尝试不算成功， 但为学者们提供了一种新的思路， 极具参考价值。 之后， 孙喜万[32]提出了一种基于近似最大推力喷管的新迎风凹腔构型， 并对其减阻防热性能开展了数值模拟， 证明相比原先构型， 新的迎风凹腔构型在减阻防热方面的性能确有提升。

总体而言， 迎风凹腔是结构最为简单的主动热防护方案， 不必额外加装装置， 不需要储存冷却工质， 也不需要设计喷流装置或者发汗流道等， 只需改变前缘的结构。 但凹腔流场的非定常性以及腔内的震荡是很明显的缺点， 在应用时必须考虑好通过何种方式稳定前缘受力， 不能放大凹腔对操作灵敏性的影响。 同时， 对于凹腔的研究可以继续考虑如何控制或者利用这种振荡的特性， 以及如何处理在有攻角情况下， 凹腔对气动力的影响。

2 组合构型

目前的减阻防热方案可以根据其是否可控分为两大类， 即被动热防护方法和主动减阻防热方法[33]。 被动热防护方法是通过耐热材料或烧蚀材料达到防热目的， 其发展主要依托新材料的研究[34]。 主动减阻防热方法则是向飞行器前缘流场注入冷却工质或设计特定的结构， 以改变飞行器头部绕流流场， 降低飞行器头部壁面热流达到热防护目的， 具体可划分为三类： 加注工质的流体方法， 包括逆向射流、 发散冷却等; 加装装置或改造头部构型的结构方法， 如减阻杆、 迎风凹腔等; 来流高能的能量沉积方法。 尽管单一原理的方案有巨大的应用前景， 但是将多种机理结合起来， 会起到扬长避短的效果， 因此， 取主动减阻防热方法中的两类方法与迎风凹腔结构组合， 即可形成如下三种组合构型。

2.1 迎风凹腔和逆向射流组合体

逆向射流这种减阻防热方案的提出旨在解决一些热防护系统不能重复利用、 无法为高超声速飞行器提供长期有效保护的问题[35]。 使用钝头体前端逆向喷流的方法可以显著减小飞行器头部的热载荷和阻力。 图7所示为迎风凹腔与逆向射流组合構型[36]。 就理论分析而言， 逆向射流可避免凹腔内部流场振荡， 凹腔反之也能起到降低流场稳定临界射流总压， 提高射流效能的作用[16]， 两者可以很好互补。 组合构型在实际运行时可分阶段工作， 低马赫时不开启逆向射流， 仅使用凹腔结构， 而高马赫时逆向射流也加入工作， 进一步提升减阻防热的功效， 从而有效保护飞行器[37]。

陆海波等[38]在研究不同参数对此构型减阻防热效能的影响之后，提出了迎风凹腔和逆向射流组合减阻防热方案， 图8为数值模拟下的部分流场图。  当凹腔长度足够大时， 整个腔体类似一根加速喷管， 基于此腔体内部

构型进行设计优化， 起到减小激波损失加速射流， 提高效能的作用。 作者也进行了与之匹配的试验， 结合对比试验的纹影图， 发现激波位置吻合较好， 整体结构完整。

Bibi等[39]研究了自由来流为马赫数3.98条件下， 一种带张角前置凹腔的几何尺寸对半球体逆向射流减阻效果的影响， 发现使用带张角前置凹腔的逆向射流比简单的逆向射流可以获得更好的减阻效果， 其研究的凹腔模型如图9所示。

Sun等[40]对圆柱形迎风凹腔进行了改进， 提出了一种抛物线形凹腔， 研究在自由来流为马赫数7.96条件下， 抛物线形凹腔与逆向射流结合的方法对鼻锥体的降热效果， 得到采用抛物线形凹腔比圆柱形凹腔降热效果更好的结论。 Sudarshan等[41]利用图10所示的对比模型， 在相同试验条件下也证实了这个结论的正确性。

Zhang等[42]研究了自由来流为马赫数3.98的条件下， 迎风凹腔结合周期射流对鼻锥表面减阻防热效果的瞬态特征， 得出结论： 迎风凹腔的尺寸L/D=1.33时， 周期性射流可获得最好减阻效果; 当L/D=1.25 时， 则可获得最好的降热效果。

总体而言， 该组合体可以显著减小鼻锥体的阻力和表面热流， 提高飞行器的控制性能， 同时使用小的喷流总压有利于节省喷流能量， 提高喷流效率。 此外， 对于凹腔的结构参数（如凹腔长度、 出口直径、 初始膨胀半径、 唇口钝化半径、 整体构型等）与逆向射流的工作参数（如周期、 波形、 振幅等）改变， 一定程度上也会影响组合构型的减阻防热水平， 都可以进行进一步的数值模拟以及试验研究。

2.2 迎风凹腔和能量沉积组合体

相较于迎风凹腔与逆向射流的组合构型， 对能量沉积的研究就少很多， 其中一个原因是能量沉积方式在工程实现确实有难度， 但技术的实现需要契机， 这里简单介绍下能量沉积[43]。

如图11所示， 点爆炸波造成的负压区使弓形激波变形， 并引起滞止点附近横向流动， 将滞止位置的空气引向周围， 形成低密度通道。 具体而言， 在飞行器上游点爆炸瞬间形成的高压， 极热气体会突然膨胀， 从而通过爆炸波将周围的介质推开。 在介质中这种局部“爆炸状”行为的清除作用会形成一个非常热、 低压和低密度的气泡区域， 当被下游对流时， 气泡会继续膨胀[44]。 当此波与高超声飞行器之前的现有弓形激波相互作用时， 激波下游的高压空气在低密度气泡内膨胀。 另外， 气泡内部的高温还具有将局部马赫数降低到亚声速值的作用。 最终， 驻点区周围的压力场达到较低稳定的水平。 自上游到下游形成锥形或抛物形激波、 超声速流、 弓形激波、 亚声速流、 再附激波的结构。 能量沉积的脉冲重复产生了更复杂的流场结构， 该结构取决于能量水平、 重复频率、 脉冲持续时间和沉积位置[45]。

Bazyma等[46]研究了在自由来流为马赫数3的条件下， 改变能量源的工作参数， 包括能量密度及能量形状等， 研究其对组合体方案的减阻防热性能的影响。 根据结果显示， 使用高频的能量源甚至能够抹去凹腔内振荡的变化， 将类似压强的环境参数控制为一个定值， 较之于单一构型， 组合方案似乎更为受控。 除此之外， 能量源的形狀也对减阻效能有影响， 其中球形的表现最佳， 如图12所示。

2.3 迎风凹腔和发散冷却组合体

发散冷却[47]是一种极具潜力的主动热防护方式， 有很多优点， 如冷却能力强、 冷却工质用量小、 稳定性高等， 但学者们通过数值模拟和试验研究， 发现鼻锥模型表面极不均匀的压力和温度分布， 使得冷却剂不易从驻点处流出， 从而达不到驻点处冷却的目的[48]。 为提高驻点冷却效率， 已有的直接优化方法提升并不明显， 因此， 在发散冷却的基础上寻求其他冷却结构的组合势在必行。

除常见组合构型， 近些年也出现一些较为新颖的组合结构， 比如气膜-发散冷却[49]和逆喷-发散冷却[50]等， 能明显改善局部冷却效果， 已成为近几年的研究热点， 同样迎风凹腔作为一种针对飞行器头部驻点区域防热卓有成效的方案， 自然也和发散冷却存在着很强的互补性。 凹腔结构可以有效降低驻点处的热流， 解决发散冷却中存在的顽疾问题; 而发散冷却可以显著扩大热防护的范围， 使凹腔防热不仅仅局限于头部驻点区域。

栾芸等[51]提出一种新型冷却结构： 凹腔-发散组合冷却， 结合了迎风凹腔结构与发散冷却， 在上述机理的作用下， 取长补短。 图13是楔形鼻锥凹腔-发散冷却结构示意图， 在鼻锥的驻点区域切割出不可渗透的迎风凹腔结构， 而多孔的发散面就是在迎风凹腔的侧壁面， 冷却剂通入多孔材料中， 完成组合达到防热的目的。

文献[51]还将单独发散冷却、 单独迎风凹腔以及组合构型分别与纯鼻腔进行冷却效果对比， 对比结果如图14所示， 可以看出， 迎风凹腔发散冷却组合构型结合了两者的优点， 不仅可以提高驻点处的冷却效果， 还能使鼻锥处降温， 是一种高效的新型热防护方式。 相较于另外两种组合体的研究历程， 发散冷却与迎风凹腔结合的方法无疑是最短的， 但试验与数值模拟结果都不丰富， 其组合的合理性需要进一步深入探究。

3 构型评价及未来展望

高超声速飞行器热防护技术直接关系到飞行器的飞行安全， 高效的减阻防热方案亟待解决。 新材料的研发能直接提升飞行器的防热性能， 此外， 新型热防护技术的研究与组合方案的提出愈显重要。

基于上述对迎风凹腔系列方案的介绍， 简要总结这些思路的优缺点。 迎风凹腔这一方案的提出极大简化了减阻防热方案的复杂度与可实现难度， 相较于其他方案， 不需要预留通道， 不需要携带工质， 也不会导致前缘尖端存在极端热环境， 当然凹腔流动振荡导致前缘受力的不稳定以及相对较弱的冷却能力是其不足之处。

而三种组合方案都克服了凹腔本身的一些缺点， 有其各自的长处。 与逆向射流的组合方案， 凹腔提高了射流效能， 能获得更好的防热效果， 同时射流避免凹腔内部流场振荡。 总体而言， 两种方案相辅相成， 有很强的可行性与实用性。 与能量沉积的组合方案， 高频的能量源能够抹去凹腔内的振荡变化， 使其更为易控， 但工程上实现难度较大。 与发散冷却的结合方案中， 解决了冷却效果偏弱的问题， 但在攻角存在下的可控性依然有待深入研究。

结合减阻防热研究的发展趋势， 对于迎风凹腔及其组合体的数值模拟与试验， 得出以下三点展望：

其一， 参考逆向射流系列方案， 学者们大多研究其工作参数， 近些年才关注其结构参数， 如喷嘴形状等。 对于迎风凹腔系列方案， 同样不能局限于单一长径比的研究， 唇口钝化半径， 凹腔整体构型也是值得深挖的结构参数方向; 工作参数方面， 由于凹腔构型的非定常性， 来流攻角的影响也极具参考价值。 对于总体设计而言， 不同参数的设计优化可能存在矛盾， 解决此类问题， 多目标设计优化方法有其独特的优越性。

其二， 前人的数值模拟过程中， 大多采用绝热壁假设， 但真实的热环境下， 外部流场和内部结构也会相互作用， 考虑气动热效应， 耦合壁面与绝热壁面所模拟出的结果会存在着很大差异， 因此数值模拟中采用流-热耦合分析很有必要。 与此同时， 考虑到工程实际， 对于凹腔系列方案的研究必须在原先定常流动假设的基础上开展非定常数值研究。

其三， 所有的热防护技术最终都要面向工程应用， 因此与之匹配的试验都需要开展， 一方面可以给数值模拟方法提供数据支持， 验证模拟结果的正确性， 一方面也能检验热防护方案的可行性， 加速该方法投入工程实际的进程。 高超声速下的气动加热试验本身就存在一定难度， 而迎风凹腔又是一种不易试验的构型， 因此对此类方案试验的开展提出了很高的要求。

4 结  论

本文综述了以迎风凹腔为基础的减阻防热方案作用机理和研究现状， 主要包括单一迎风凹腔及其与逆向射流、 能量沉积、 发散冷却等组合方案， 得出以下结论：

（1） 迎风凹腔是一个优点与缺点同样明显的热防护方案， 在应用中要注意其非定常性， 通过组合方案来弱化其劣势， 类似能量沉积这种应用于工程实际比较难的组合方案， 应尽力采用数值模拟的方法探究其特性， 也需要尝试发掘更多新兴的组合方式。

（2） 迎风凹腔与逆向射流的组合方案是凹腔组合方案中可行性最强的一种， 逆向射流可以避免凹腔内部流场振荡， 凹腔可以降低流场稳定的临界射流总压， 提高射流效能， 两者结合可达到扬长避短的效果。 下一步需要结合数值仿真和风洞试验方法对此类组合方案进行更深入的研究， 如改变传统凹腔构型、 引入减阻性能更优秀的脉冲射流等， 寻找效能更高的组合构型， 揭示其中蕴含的精细涡系结构作用， 以此佐证地面试验测试中观察到的现象。

（3） 高超声速飞行器的减阻与防热经常是不能同时实现的， 高升阻比与飞行器前缘构型的矛盾需要设计者很好的权衡， 利用基于代理模型的多目标设计优化算法来优化迎风凹腔的组合构型， 了解设计参数和目标功能之间的相互作用关系非常有价值， 可以对比选择更有效的几何模型。 除此之外， 还需要系统地研究工作参数和结构参数对减阻防热效果的影响， 这些信息对于热防护系统的设计至关重要。

（4） 随着时代进步和技术发展， 新一代高超声速飞行器必然会对热防护系统提出更高要求， 这需要研究出更为有效的减阻防热方案。 可以尽可能多地对迎风凹腔组合方案进行风洞试验， 加速工程应用的进程， 同时开展数值模拟时可以更多地采用流-热耦合分析的方法， 更准确地把握热防护系统的特性。 除此之外， 需要拓宽思路， 除与现有的各种主动热防护方案结合外， 另辟蹊径， 探寻更为有效合理的热防护方法。

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A Survey of Drag and Heat Reduction Induced by

Forward-Facing Cavity and Its Combinations

Zhang Jie， Xiao Feng， Huang Wei ， Yan Li， Meng Yushan

（Science and Technology on Scramjet Laboratory， College of Aerospace Science and Engineering，

National University of Defense Technology， Changsha 410073， China）

Abstract： Thermal protection technology is a key technology in the design of  hypersonic aircraft. In order to achieve more effective drag reduction and heat protection， scholars have proposed a variety of thermal protection schemes. The forward-facing cavity and its combinations is one of the most effective and promising active thermal protection schemes. This paper introduces the mechanism of single forward-facing cavity and its combination with counterflowing jet， energy deposition and divergent coding，  and summarizes their research status.

It puts forward the outlook for the future， especially to follow up and innovate the existing combination schemes， and conduct more ground tests to support the numerical simulation results， with a view to early application in the engineering practice.

Key words：  drag reduction; thermal protection; forward-facing cavity; counterflowing jet; energy deposition; hypersonic vehicle; thermal protection technology