吳亞東，朱廣生，蔣 平，李 強(qiáng)，寧 雷，高 波

(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

先進(jìn)的熱防護(hù)方法及在飛行器的應(yīng)用前景初探

吳亞東1，朱廣生2，蔣 平1，李 強(qiáng)1，寧 雷1，高 波1

(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，飛行器的熱環(huán)境面臨著新的變化，對(duì)熱防護(hù)提出了挑戰(zhàn)。對(duì)各類主動(dòng)熱防護(hù)方式的原理、研究進(jìn)展和應(yīng)用現(xiàn)狀進(jìn)行了歸納總結(jié)。結(jié)合飛行器未來發(fā)展，提出了適應(yīng)于未來應(yīng)用的基于相變工質(zhì)的對(duì)流冷卻、自適應(yīng)膜相變冷卻和發(fā)汗冷卻的系統(tǒng)性主動(dòng)熱防護(hù)方式。并以此為基礎(chǔ)，提出了結(jié)合被動(dòng)、半被動(dòng)和主動(dòng)熱防護(hù)的飛行器全時(shí)域綜合熱管理思路。

高超聲速飛行器；主動(dòng)熱防護(hù)；相變；發(fā)汗冷卻；熱管理

0 引言

隨著航天技術(shù)進(jìn)步，飛行器以高速在大氣層內(nèi)駐留時(shí)間越來越長(zhǎng)，飛行器熱環(huán)境由高熱流密度和短加熱時(shí)間向中等熱流密度、長(zhǎng)加熱時(shí)間、大總加熱量轉(zhuǎn)變，這給工作在高超聲速主流條件下的飛行器部件的熱防護(hù)設(shè)計(jì)提出新的挑戰(zhàn)。同時(shí)，新型飛行器各類變軌道、滑行、長(zhǎng)時(shí)間可控等要求，使得氣動(dòng)外形布局發(fā)生了根本的變化，產(chǎn)生了有著尖銳前緣以及局部凸起物的外形研制需求。在高超聲速氣流下，尖銳前緣和局部凸起物面臨的熱流密度很高，加熱時(shí)間也不斷增加，同時(shí)需要避免外形發(fā)生變化。這給防熱設(shè)計(jì)帶來了極大的難題，迫切需要打破目前的傳統(tǒng)防隔熱方法的桎梏，探索更先進(jìn)的防熱方式和防熱設(shè)計(jì)思路。

熱防護(hù)的方式可分為被動(dòng)熱防護(hù)、半被動(dòng)熱防護(hù)和主動(dòng)熱防護(hù)。目前飛行器外表面熱防護(hù)系統(tǒng)的主流是大面積被動(dòng)防隔熱結(jié)構(gòu)加上局部的半被動(dòng)燒蝕防熱層。主動(dòng)熱防護(hù)概念雖提出多年，但航天領(lǐng)域的工程應(yīng)用主要是在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室。近十多年來，用于其他部位如主流中頭錐、殼體等部位的發(fā)汗冷卻研究逐漸展開，但尚未得到工程化應(yīng)用。

本文對(duì)主動(dòng)熱防護(hù)的研究進(jìn)展和工程應(yīng)用現(xiàn)狀進(jìn)行了梳理，在闡述各類先進(jìn)熱防護(hù)方式的優(yōu)點(diǎn)和研究現(xiàn)狀的基礎(chǔ)上，針對(duì)飛行器不同部位各自的熱環(huán)境特點(diǎn)，提出了利用相變冷卻工質(zhì)，進(jìn)行系統(tǒng)性的主動(dòng)/半主動(dòng)熱防護(hù)方式的設(shè)計(jì)方法。以此為基礎(chǔ)，對(duì)結(jié)合主/被動(dòng)防熱技術(shù)的飛行器全時(shí)域綜合熱管理的思路進(jìn)行了探索。

1 飛行器主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)概述

主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)用于較高的熱流密度并持續(xù)長(zhǎng)時(shí)間的氣動(dòng)加熱。區(qū)別于被動(dòng)和半被動(dòng)熱防護(hù)的最主要特點(diǎn)是主動(dòng)強(qiáng)迫冷卻工質(zhì)工作，以改善飛行器的熱環(huán)境。

最常采用的主動(dòng)冷卻方式是對(duì)流冷卻，冷卻劑在結(jié)構(gòu)表面的夾層中流動(dòng)，通過冷卻劑帶走熱量使結(jié)構(gòu)保持在一定溫度范圍內(nèi)。對(duì)于自帶燃料的飛行器，如運(yùn)載火箭的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)或高超聲速武器的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，采用循環(huán)液體燃料作為冷卻劑，同時(shí)預(yù)熱流體，這種冷卻方式由于熱量能再生利用被稱為再生冷卻[1]。

另一種主動(dòng)冷卻方式是薄膜冷卻，冷卻劑在上游區(qū)域的離散位置進(jìn)入外部流場(chǎng)中，在結(jié)構(gòu)表面形成一個(gè)薄的溫度較低的隔熱層[2]。這一冷卻方式通常用于推進(jìn)系統(tǒng)內(nèi)部。如果供入冷卻劑采用離散的小噴管，針對(duì)局部小區(qū)域進(jìn)行冷屏蔽，稱為噴射冷卻或噴霧冷卻。

最后一種主動(dòng)冷卻方式是發(fā)汗冷卻。冷卻劑通過結(jié)構(gòu)表面的多孔材料噴射到熱氣流中，實(shí)現(xiàn)大面積的連續(xù)覆蓋，從而減少進(jìn)入結(jié)構(gòu)的熱流。作為冷卻劑的流體由壓力驅(qū)動(dòng)，從多孔壁的低溫側(cè)滲入多孔介質(zhì)，冷卻劑在微多孔內(nèi)流動(dòng)同時(shí)與多孔介質(zhì)的固體骨架進(jìn)行換熱，然后在多孔壁的高溫側(cè)滲出并注入到壁面外高溫主流流體邊界層內(nèi)，形成一層氣膜，弱化壁面與高溫主流流體的直接換熱，使壁面溫度被控制在安全水平[3]。

2 主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)在航天領(lǐng)域的工程應(yīng)用

2.1 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室燃燒產(chǎn)物溫度很高，液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)推力室內(nèi)的最高燃?xì)鉁囟瘸^3800K，壁面的熱流密度達(dá)到10～160MW/m2，因此除了采用耐熱合金并增加隔熱防護(hù)外，必須采用主動(dòng)冷卻系統(tǒng)[4]。

采用對(duì)流冷卻的發(fā)動(dòng)機(jī)推力室身部做成內(nèi)外兩層壁，冷卻劑在夾層中流動(dòng)，自身溫度身高，帶走燃?xì)鈧鹘o推力室內(nèi)壁的熱量，如圖1所示。冷卻劑通常選用冷卻性能較好的一種推進(jìn)劑組元。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)汗冷卻內(nèi)壁多孔材料主要有兩種類型，一種是壓制成的多孔層板，另一種是用金屬粉末燒結(jié)稱的多孔介質(zhì)。目前為止已有包括OMS發(fā)動(dòng)機(jī)、J-2發(fā)動(dòng)機(jī)在內(nèi)的10余種發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室以及SSME的噴注面板采用這類先進(jìn)的冷卻技術(shù)，燃燒室壓力從4.14MPa直至20.68MPa，冷卻劑工質(zhì)包括四氧化二氮、水、氦氣以及氫氣等[5-8]。

2.2 超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(scramjet)是指燃燒在超聲速下的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，是實(shí)現(xiàn)高超聲速巡航飛行較為理想的推力系統(tǒng)方案。作為目前高超聲速飛行器研究的熱點(diǎn)和前沿，是各大國(guó)爭(zhēng)相追逐的領(lǐng)域。如美國(guó)的NASP、Hyper-X、Hyfly、HyTech等一系列的戰(zhàn)略項(xiàng)目[9]，俄羅斯傳承蘇聯(lián)的“冷”(Холод)計(jì)劃氫燃料軸對(duì)稱超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、“鷹”(Орёл又稱IGLA)、“鷹-31”(Орёл-31)和彩虹-D2(Радуга-д2)計(jì)劃等[10]，法國(guó)的PREOHA項(xiàng)目[11]，德國(guó)的SANGER兩級(jí)入軌飛行器[12]，以及德法兩國(guó)合作的氫燃料雙模沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)JAPHAR計(jì)劃[13]等。我國(guó)一些科研院所和高校如航天三院、國(guó)防科大、29基地等共同努力合作，在某些領(lǐng)域的研究也初具規(guī)模。典型的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)如圖2所示[14]。

20世紀(jì)90年代至今，美國(guó)開展了多項(xiàng)高超聲速計(jì)劃，其中對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)再生冷卻技術(shù)方面有較多研究始于1995年的高超聲速技術(shù)(Hy-Tech)計(jì)劃。2003年6月，世界上第一臺(tái)碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)GDE-1試驗(yàn)取得成功，盡管驗(yàn)證機(jī)的燃燒室和給再生冷卻系統(tǒng)提供的燃料是兩套獨(dú)立的系統(tǒng)，未能形成一體化閉環(huán)，但試驗(yàn)成功表明在高馬赫數(shù)下采用再生冷卻系統(tǒng)進(jìn)行熱防護(hù)的可行性[15]。熱交換面板的管路系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示[16]。

2.3 低空導(dǎo)彈紅外視窗主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)

高速攔截導(dǎo)彈在大氣層內(nèi)超聲速飛行時(shí)，由于迎面氣流的氣動(dòng)加熱，頭部溫度很高。由于精確制導(dǎo)導(dǎo)彈攜帶紅外導(dǎo)引頭，光學(xué)側(cè)窗附近的氣動(dòng)加熱會(huì)影響導(dǎo)引頭的探測(cè)精度，因此，側(cè)窗需要通過主動(dòng)制冷來進(jìn)行防熱，這類頭罩稱為光學(xué)制冷頭罩[17]。在光學(xué)窗口前方開一條縫隙，布置一排小噴管，由噴管噴出低溫冷卻液，冷卻液在附面層中形成液膜，蒸發(fā)后形成一層與光學(xué)窗口表面平行的薄超聲速氣膜，把外部高溫氣流與光學(xué)窗口隔離開來，起到對(duì)光學(xué)窗口的冷卻作用[18]。頭罩工作示意圖如圖4所示[18]。

制冷劑的選擇范圍較廣，可以是液體，也可以是氣體，從冷卻效果來看液體更好。最常用的制冷劑有氮?dú)狻⑺难趸?、二氧化氮、氨、水、二氧化碳、空氣等，其中液氨選用最為普遍[20]。制冷劑供給控制系統(tǒng)主要由高壓氣瓶、冷卻劑貯箱、充氣閥、加注閥、電爆閥、電磁閥、節(jié)流孔板等部件組成。

2.4 頭錐主動(dòng)防熱減阻技術(shù)

作為彈頭主動(dòng)熱防護(hù)之一的逆向噴流方法，是在鈍體頭部設(shè)置一個(gè)噴口，反向噴射氣流。逆向噴流在減阻防熱方面能起到良好的作用，但同時(shí)使鈍體頭部流場(chǎng)變得非常復(fù)雜[21-24]。流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖5所示[25]。

2.5 相變發(fā)汗冷卻技術(shù)

相變發(fā)汗冷卻利用液體冷卻工質(zhì)(一般為水)進(jìn)行發(fā)汗冷卻，充分利用工質(zhì)的相變潛熱吸收熱量。目前尚未有工程應(yīng)用，仍停留在機(jī)理性研究。Foreest等[25]在德國(guó)宇航中心L2K電弧風(fēng)洞中開展了水發(fā)汗冷卻實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)件為陶瓷多孔介質(zhì)頭錐模型，成分為91%氧化鋁和9%二氧化硅。證實(shí)液態(tài)水發(fā)汗的冷卻效果遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于氮?dú)獍l(fā)汗，在局部位置，甚至造成了超過1500K 的溫降。盡管主流來流的總溫已達(dá)2000K，但當(dāng)水的初始流量大于0.2g/s時(shí)，鈍體表面卻形成了冰殼層，如圖6所示。這主要是由于風(fēng)洞中壓力很低，水滲流后發(fā)生相變，凝固成冰。伴隨著加熱過程，冰層逐漸消失。

中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)Wang等[26]利用鎳基合金多孔介質(zhì)材料，利用水作為冷卻工質(zhì)，在航天十一院的電弧風(fēng)洞進(jìn)行了相變發(fā)汗冷卻的機(jī)理性研究，同樣證實(shí)了良好的冷卻效果，如圖7所示。

3 主動(dòng)熱防護(hù)在航天飛行器的應(yīng)用前景

傳統(tǒng)的航天飛行器設(shè)計(jì)對(duì)熱問題一般是采用“防熱”的方式進(jìn)行解決，即在明晰結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、環(huán)境條件等的基礎(chǔ)上，通過被動(dòng)的方式來抵抗熱量的傳入。過去航天飛行器在大氣層內(nèi)工作時(shí)間短，此方式是可行有效的。但隨著飛行器技術(shù)不斷發(fā)展，臨近空間逐漸利用，飛行器面臨著熱環(huán)境的改變。面對(duì)這種形式，開展各類主動(dòng)熱防護(hù)的技術(shù)預(yù)先研究，積累技術(shù)儲(chǔ)備，并探索實(shí)際工程應(yīng)用的可行性，就顯得尤為重要。

針對(duì)主動(dòng)熱防護(hù)的冷卻特性，其應(yīng)用前景主要包含3個(gè)方面：

1)針對(duì)熱流密度較低(數(shù)十kW/m2)，但受熱時(shí)間相對(duì)較長(zhǎng)(1000s以上)，且對(duì)溫度極為敏感的儀器艙等部件內(nèi)部，利用液態(tài)水進(jìn)行的流體回路相變主動(dòng)熱控制技術(shù)；

2)針對(duì)中等熱流密度(數(shù)百kW/m2)，加熱時(shí)間較短(100s以下)的飛行器大面積部段外壁，利用相變填充材料進(jìn)行的自適應(yīng)膜冷卻主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)；

3)針對(duì)飛行器廣義前緣類結(jié)構(gòu)(超薄翼/柵格舵前緣，頭部前緣等)，熱流密度較高((MW/m2量級(jí))，加熱時(shí)間范圍廣(從100s以下到1000s以上)，利用液態(tài)水和多孔介質(zhì)材料進(jìn)行的相變發(fā)汗冷卻主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)。

其基本框架如圖8所示。

與此同時(shí)，飛行器熱環(huán)境的變化應(yīng)產(chǎn)生相適應(yīng)的設(shè)計(jì)方法。面對(duì)多樣的熱防護(hù)方式，傳統(tǒng)的先確定條件，再被動(dòng)地適應(yīng)這種條件，“穿棉襖”“貼補(bǔ)丁”的方式是否繼續(xù)可行？設(shè)計(jì)人員應(yīng)當(dāng)有預(yù)先判斷的嗅覺和眼光，變傳統(tǒng)的被動(dòng)防護(hù)為主動(dòng)控制。采用一體化設(shè)計(jì)方法，即將氣動(dòng)加熱環(huán)境、機(jī)體高溫表面向外輻射散熱、機(jī)體結(jié)構(gòu)向機(jī)內(nèi)傳熱分析、材料的強(qiáng)度特性、結(jié)構(gòu)的熱響應(yīng)分析、結(jié)構(gòu)的熱膨脹變形以及結(jié)構(gòu)內(nèi)部冷卻系統(tǒng)特性等耦合在一起進(jìn)行設(shè)計(jì)和分析。同時(shí)，面對(duì)飛行器各個(gè)部件的特殊熱環(huán)境條件，采用各自不同的被動(dòng)、半被動(dòng)、主動(dòng)熱防護(hù)方式。將飛行器的熱問題融入初始參數(shù)設(shè)計(jì)之中，從而提高整個(gè)飛行器的設(shè)計(jì)指標(biāo)和實(shí)際飛行性能。

4 飛行器全時(shí)域綜合熱管理思路

結(jié)合先進(jìn)熱防護(hù)方法探索，提出將被動(dòng)的“熱防護(hù)”升級(jí)為整體主動(dòng)的“熱管理”。熱管理是一項(xiàng)集系統(tǒng)集成優(yōu)化、熱動(dòng)力學(xué)分析、過程控制、協(xié)同設(shè)計(jì)分析于一體的綜合性技術(shù)，需要設(shè)計(jì)人員突破原有的思維局限，從宏觀全局的角度來分析問題。隨著未來飛行器發(fā)展中關(guān)于“熱”的一系列問題的逐步凸顯，對(duì)熱管理技術(shù)的深入研究也越顯迫切，首先應(yīng)當(dāng)轉(zhuǎn)變?cè)O(shè)計(jì)理念，本文拋磚引玉，提出一些思考。

飛行器綜合熱管理的建設(shè)非一朝一夕之功，需要相對(duì)前沿的機(jī)理性探索，也需要與我國(guó)飛行器設(shè)計(jì)規(guī)劃研究相匹配。從目前的基礎(chǔ)和今后的發(fā)展來看，基本可以沿著“三步走”的發(fā)展方案，分三步來實(shí)行：

(1)補(bǔ)足短板，明晰主動(dòng)熱防護(hù)方案的技術(shù)特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)在飛行器上的工程應(yīng)用

全時(shí)域熱管理，必須對(duì)各種防熱方式有技術(shù)積累。綜合目前發(fā)展趨勢(shì)，主動(dòng)熱防護(hù)方式，必將是未來飛行器，特別是長(zhǎng)時(shí)間高超聲速大氣層內(nèi)飛行的飛行器，須要攻克的問題。應(yīng)當(dāng)對(duì)本技術(shù)的基礎(chǔ)原理、實(shí)現(xiàn)形式進(jìn)行探索，在局部應(yīng)用的基礎(chǔ)上，積累熱設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)。

(2)豐富防熱應(yīng)用形式，從單一工況設(shè)計(jì)走向全工況設(shè)計(jì)

在原有的防熱方式設(shè)計(jì)思想中，系統(tǒng)的防熱能力要滿足最極端工況要求，同時(shí)，仍需要留余量。即針對(duì)單一工況下的設(shè)計(jì)，在全飛行器防熱絕對(duì)安全這一設(shè)計(jì)思想下進(jìn)行設(shè)計(jì)。由于防熱應(yīng)用形式的單一(熱沉式結(jié)構(gòu)加防熱層)，不考慮各個(gè)不同部件的各自特點(diǎn)，而是簡(jiǎn)單地統(tǒng)一設(shè)計(jì)，并且按峰值考慮，這樣會(huì)產(chǎn)生極大的冗余。

從熱管理技術(shù)的本質(zhì)上來說，就是要掌握各個(gè)不同部件在全工況下的熱特性、性能與熱特性的耦合關(guān)系、各熱源與系統(tǒng)間的耦合關(guān)系，通過對(duì)各自精細(xì)化設(shè)計(jì)來實(shí)現(xiàn)全系統(tǒng)綜合性能的提升；因此在明晰各種防熱方式，并有技術(shù)積累基礎(chǔ)的情況下，全工況設(shè)計(jì)是未來熱管理系統(tǒng)必須進(jìn)行的變革。其一，熱管理系統(tǒng)追求的不是各個(gè)部件在單一工況下的最優(yōu)性能，而是要同時(shí)滿足全系統(tǒng)整體在各種工況下的熱控需求，從而降低余量，輕質(zhì)化，提升指標(biāo)。其二，除了防熱的需求外，熱管理系統(tǒng)還需要兼顧原先各個(gè)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，擺脫原有相對(duì)離散的設(shè)計(jì)狀態(tài)，從整體出發(fā)，將其納入全工況的熱流匹配控制中去，進(jìn)行結(jié)構(gòu)和防熱的統(tǒng)一設(shè)計(jì)。其三，飛行器的內(nèi)外結(jié)構(gòu)本身是一個(gè)響應(yīng)延遲滯后的系統(tǒng)，必須深入掌握各個(gè)部件在全工況工程中的熱特性，而非某一瞬態(tài)下的熱特性。結(jié)合主動(dòng)熱防護(hù)方式，有效進(jìn)行防熱的調(diào)節(jié)與控制，從時(shí)間、空間的效應(yīng)研究熱特性的動(dòng)態(tài)變化規(guī)律，以此指導(dǎo)設(shè)計(jì)。

(3)從總體角度出發(fā)，考慮熱管理系統(tǒng)控制手段，強(qiáng)化飛行器技術(shù)指標(biāo)

在實(shí)現(xiàn)上兩步的基礎(chǔ)上，已經(jīng)能夠?qū)θw行器全工況，針對(duì)不同部件實(shí)現(xiàn)不同防熱方案辨析；能夠?qū)φw形成一個(gè)具體的熱管理方案；能夠在彈箭體建立起一個(gè)循環(huán)的主動(dòng)熱管理系統(tǒng)。這對(duì)于整體飛行器性能是一個(gè)提升。因而，設(shè)計(jì)思路可以進(jìn)一步優(yōu)化，在飛行器最初的論證步驟和初始數(shù)據(jù)確定之前，考慮熱管理系統(tǒng)的控制手段，通過該系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)飛行過程中的優(yōu)化，從而強(qiáng)化飛行器的技術(shù)指標(biāo)，真正將熱管理上升到整個(gè)飛行器設(shè)計(jì)的核心地位。

5 結(jié)論

本文對(duì)各類主動(dòng)熱防護(hù)方式的基本原理和國(guó)內(nèi)外工程應(yīng)用和理論研究情況進(jìn)行了歸納總結(jié)。結(jié)合對(duì)未來飛行器發(fā)展的判斷，提出了系統(tǒng)的相變熱防護(hù)思路。即針對(duì)飛行器幾個(gè)典型部位的特定熱環(huán)境，分別進(jìn)行低熱流密度的相變流體回路防熱，中等熱流密度的自適應(yīng)半主動(dòng)相變膜冷卻防熱，以及廣義前緣類結(jié)構(gòu)極高熱流密度下的多孔介質(zhì)相變發(fā)汗冷卻熱防護(hù)。

在此基礎(chǔ)上，提出了結(jié)合被動(dòng)、半被動(dòng)和主動(dòng)熱防護(hù)的飛行器全時(shí)域綜合熱管理思路，化被動(dòng)防熱為主動(dòng)控制和管理，給未來飛行器的總體設(shè)計(jì)和防熱設(shè)計(jì)提供一定參考。

[1] 蔡國(guó)飆，李家文，田愛梅，等.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2011.

[2] Glass D E. Ceramic matrix composite (CMC) thermal protection systems (TPS) and hot structures for jypersonic vehicles [R]. AIAA 2008-2682,2008.

[3] 金韶山.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室及鈍體頭錐發(fā)汗冷卻研究[D].北京：清華大學(xué)，2008.

[4] 張其陽(yáng).液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室結(jié)構(gòu)與冷卻設(shè)計(jì)[D].北京：清華大學(xué)，2012.

[5] Zinner W, Haeseler D, Mading C. Development of advanced technologies for future cryogenic thrust chamber applications [R]. AIAA 1997-3312,1997.

[6] Glass D E, Dilley A D, Kelly H N. Numerical analysis of convection/transpiration cooling [J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2001, 38(1): 15-20.

[7] Robbers B A, Anderson B J, Hayes W A, et al. Platelet devices: limited only by one’s imagination[C].AIAA 2006-4542,2006.

[8] Haeseler D, Rubinskiy V. Experimental investigation of transpiration cooled hydrogen-oxygen subscale chamber [R].AIAA 1998-3364,1998.

[9] Barthelemy R R. The National aero-space plane program-A revolutionary concept [C]. Proceedings of the Intersociety Energy Conversion Engineering Conference,Boston,MA, USA,1991:2382-2391.

[10] 劉桐林.俄羅斯高超聲速技術(shù)飛行試驗(yàn)計(jì)劃(一)[J].飛航導(dǎo)彈,2000(4):23-30.

[11] Falempin F, Scherrer D, Laruelle G, et al. French hypersonic propulsion program PREPHA-results,lessons and perspectives [R]. AIAA 1998-1565,1998.

[12] Hirschel E. The hypersonics technology development and verification strategy of the German hypersonics technology programme[R]. AIAA 1993-5072,1993.

[13] Novelli P, Koschel W. Progress of the JAPHAR cooperation between ONERA and DLR on hypersonic airbreathing propulsion [R].AIAA 2001-1870,2001.

[14] 熊宴斌. 超聲速主流條件發(fā)汗冷卻的流動(dòng)和傳熱機(jī)理研究[D]. 北京: 清華大學(xué), 2013.

[15] Leonard C P，Amundsen R M，Bruce(III)W E.Hyper-X hot structures design and comparison with flight data[R].AIAA 2005-3438,2005.

[16] 肖紅雨，高峰，李寧.再生冷卻技術(shù)在超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)中的應(yīng)用與發(fā)展[J].推進(jìn)技術(shù)，2013(8)：78-81.

[17] Majeski J, Morris H. Anexperimental and computational investication of filem cooling effects on an interceptor forebody at Mach 10[R].AIAA 1990-0622,1990.

[18] Burzlaff B H. Active two-phase cooling of an IR window for a hypersonic interceptor[R]. AIAA 1993-2686,1993.

[19] 劉純勝.高速導(dǎo)彈光學(xué)頭罩側(cè)窗口制冷效果分析[J].紅外與激光工程,2000，29(3): 68-72.

[20] Fujita M. Axisymmetric oscillations of an opposing jet from a hemispherical nose[R]. AIAA 1994-0659,1994.

[21] Hayashi K, Aso S, Tani Y. Experimental study on thermal protection system by opposing jet in super-sonic flow[J].Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(1):233-235.

[22] Aso S， Hayashi K， Mizoguchi M. A study on aerodynamic heating reduction due to opposing jet in hypersonic flow[R]. AIAA 2002-0646,2002.

[23] 陸海波,劉偉強(qiáng).迎風(fēng)凹腔與逆向噴流組合熱防護(hù)系統(tǒng)冷卻效果研究[J]. 物理學(xué)報(bào), 2012, 61(6):064703.

[24] 戎宜生.飛行器迎風(fēng)前緣逆噴與發(fā)汗防熱機(jī)理及復(fù)雜流動(dòng)算法研究[D]. 長(zhǎng)沙：國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2000.

[25] Van Foreest A, Sippel M, Guelhan A, et al. Transpiration cooling using liquid water[J]. Journal of Thermophysics and Heat Transfer, 2009, 23(4): 693-702.

[26] Wang J H, Zhao L J, Wang X C, et al. An experimental investigation on transpiration cooling of wedge shaped nose cone with liquid coolant[J]. Applied Thermal Engineering, 2016, 105(3): 549-556.

Advanced Thermal Protection Methods andApplications in Future Vehicles

WU Ya-dong1，ZHU Guang-sheng2，JIANG Ping1，LI Qiang1， NING Lei1，GAO Bo1

(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China;2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

New challenge occurs in the field of thermal environment and thermal protection, with the development of space science. In the paper, different methods of active thermal protection are reviewed. In order to meet the demand of thermal protection system of future aerocraft, a systemic method of phayse-changed thermal protection is put forward, containing convection cooling, adaptive film cooling, and transpiration cooling. Furthermore, a new design method called “full-time thermal management” is brought out containing passive, half-passive, and active thermal protection methods.

Hypersonic vehicle; Active thermal protection; Phase change; Transpiration cooling; Thermal management

2017-01-11；

2017-03-28基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金(163299)

吳亞東(1989-)，男，博士，工程師，主要從事飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)。E-mail:yadongwu@vip.163.com通訊作者：朱廣生(1963-)，男，博士，研究員，主要從事飛行器總體設(shè)計(jì)。E-mail:zgs_0128@163.com

V421

A

2096-4080(2017)01-0060-06