向樹紅 商圣飛，2 沈自才 姜利祥，2 安亦然

（1 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

（2 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京 100094）

（3 北京大學，北京 100871）

0 引言

高超聲速飛行器一般是指飛行馬赫數(shù)大于5、能在大氣層和跨大氣層中遠程飛行的飛行器，其應(yīng)用形式包括高超聲速導彈、高超聲速飛機等多種飛行器［1］。高超聲速飛行器已成為世界先進武器研究的熱點。國際上諸多國家如美國、俄羅斯、德國、法國、日本、印度等國家都在進行各類高超聲速飛行器的研究。其中具有代表性的如美國研制的可重返大氣層并能水平著陸、執(zhí)行在軌試驗任務(wù)的可重復(fù)使用無人駕駛試驗機X-37B。

高超聲速飛行器的研究也存著諸多難點問題。隨著飛行器在大氣層內(nèi)飛行速度的不斷提高，高超聲速流動在飛行器高超聲速巡航時帶來一系列極具挑戰(zhàn)性的問題［2］。當高速的氣流與飛行器接觸的時候，空氣受到飛行器表面的壓縮，氣體會滯止，在航天器前端形成激波，氣流的動能便會轉(zhuǎn)換為內(nèi)能，使得氣流溫度迅速的升高。此外，由于氣體的黏性耗散作用，會和航天器表面產(chǎn)生摩擦作用，這也會使得氣體能量的轉(zhuǎn)化溫度升高。強激波的加熱效應(yīng)和強烈的黏性耗散作用導致流經(jīng)物體的高超聲速流動溫度很高。這些熱量通過高強度物面熱傳導將大量熱能傳遞給飛行器表面結(jié)構(gòu)，從而使得飛行器表面的溫度迅速大幅升高。高溫熱障導致結(jié)構(gòu)材料性能下降，內(nèi)部設(shè)備儀器工作異常，嚴重時會導致飛行器在軌解體。高溫還會使氣流中產(chǎn)生化學反應(yīng)。分子會在高溫下分解，原子會電離，從而使得飛行器被一層等離子體包圍。電離氣體形成的黑障等離子體，會造成通信信號嚴重衰減，甚至造成信號中斷。

現(xiàn)有的高超聲速飛行器熱防護手段，主要有被動防護、半被動防護和主動防護三大類。其中被動防護和半被動防護技術(shù)如大面積使用陶瓷復(fù)合材料、燒蝕防熱、熱管等，存在制造維護成本高昂、結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、不可重復(fù)使用等缺陷，難以滿足先進高超飛行器的防熱要求。而主動式熱防護技術(shù)廣泛應(yīng)用于航空發(fā)動機渦輪葉片和火箭發(fā)動機燃燒室的冷卻上，大大提升了航空發(fā)動機和火箭發(fā)動機的性能。開展高超聲速飛行器主動冷卻技術(shù)研究，對于解決高超聲速飛行器面臨的熱防護問題，突破防熱技術(shù)瓶頸，有十分重要的意義。另外，主動冷卻技術(shù)對于開發(fā)研制可重復(fù)使用天地往返飛行器，降低太空運輸成本也有非常廣闊的前景。

主動冷卻一般是指利用冷卻工質(zhì)（一般指氣體或液體）阻止或帶走熱量，阻止或控制進入系統(tǒng)的熱流，從而達到控制內(nèi)部結(jié)構(gòu)的溫度不超過限定溫度的目的。主動冷卻一般應(yīng)用在系統(tǒng)需要經(jīng)受長時間氣動加熱并具有非常高熱流密度的冷卻中。

主動冷卻熱防護系統(tǒng)還包括3種冷卻方式:發(fā)汗冷卻、對流冷卻以及噴霧冷卻，如圖1所示。

圖1 主動冷卻熱防護方法Fig.1 Active cooling thermal protection method

發(fā)汗冷卻熱防護系統(tǒng)是利用從材料表面滲出冷卻工質(zhì)的方式來隔斷熱量向結(jié)構(gòu)內(nèi)部的熱傳遞。發(fā)汗冷卻的冷卻工質(zhì)一般通過多孔的材料表面向外蒸發(fā)起到防熱、散熱的作用。

對流冷卻的基本原理是在高溫端材料下端設(shè)置冷卻劑內(nèi)循環(huán)通路，冷卻工質(zhì)從通路流過耗散結(jié)構(gòu)所承受的氣動熱。對流冷卻的冷卻能力小于發(fā)汗冷卻和膜冷卻，這主要因為對流冷卻由內(nèi)部通路的冷卻工質(zhì)冷卻，而此時熱量已經(jīng)進入材料內(nèi)部。

噴霧冷卻主要采用噴頭將冷卻工質(zhì)噴射成霧狀，這些霧狀液滴撞擊被冷卻表面，液滴蒸發(fā)耗散熱量從而達到冷卻材料表面的目的。一般噴霧冷卻的冷卻能力要小于對流冷卻，一般應(yīng)用在熱流不太高的工況中。

高超聲速氣膜冷卻技術(shù)是采用主動噴流的手段，在材料表面形成氣膜，從而起到材料表面熱防護的目的，屬于主動冷卻的范疇。

本文首先對高超聲速氣膜冷卻技術(shù)及其優(yōu)點進行了介紹，接著從實驗研究和數(shù)值模擬兩個維度，對高超聲速氣膜冷卻的研究進展進行了闡述，最后從工程應(yīng)用的角度給出了未來應(yīng)該進一步開展的工作和研究方向。

1 高超聲速氣膜冷卻技術(shù)

1.1 基本概念

高超聲速氣膜冷卻技術(shù)是指在壁面附近沿切線方向或一定的入射角射入一股冷卻氣流，用以將高溫氣體與壁面隔離，這類防護性冷卻即是氣膜冷卻［3］。冷空氣沿給定方向噴至壁面后，在其壁面上形成一層氣膜。氣膜對壁面的保護主要體現(xiàn)在兩個方面:第一是隔熱作用，也就是將高溫氣體與壁面隔開的作用，從而避免高溫氣體與材料壁面直接對流換熱；第二是冷卻作用，一般冷卻工質(zhì)自身溫度較低，可以與壁面進行熱交換帶走熱量，從而起到冷卻壁面的作用。氣膜冷卻原理如圖2所示。

圖2 氣膜冷卻原理示意圖Fig.2 Schematic diagram of hypersonic film cooling

1.2 優(yōu)點

由于氣膜冷卻是可以將高溫區(qū)域與材料表面隔離的一種冷卻方式，因此氣膜冷卻在幾種冷卻技術(shù)中是唯一一個能夠承受極端高溫環(huán)境的冷卻方式，在極端高溫特別是高馬赫數(shù)飛行工況下具有明顯的優(yōu)勢。氣膜冷卻作為一種有效的主動冷卻方式已被廣泛地應(yīng)用于航空燃氣渦輪發(fā)動機渦輪葉片上。增加發(fā)動機的入口溫度能大大增加燃氣的熱效率和輸出功?？傮w上說，航空發(fā)動機燃氣耐熱溫度之所以能夠提高除了材料和工藝的進步外，更多的（70%）是由主動冷卻的設(shè)計來實現(xiàn)的。

表1給出了氣膜冷卻與幾種主動冷卻的對比。

表1 氣膜冷卻與幾種主動冷卻的對比Tab.1 Comparison of film cooling and several kinds of active cooling

從表1對比可以看出，通過實現(xiàn)高溫與材料的隔離，氣膜冷卻可以實現(xiàn)其他主動冷卻方式難以實現(xiàn)的超高溫隔離。

因此，隨著高超聲速飛行速度的提高和飛行時間的延長，其他幾種主動冷卻方式開始不能滿足熱承載的設(shè)計要求，氣膜冷卻技術(shù)就越來越受到重視。

2 高超聲速氣膜孔工藝演變

隨著氣膜冷卻技術(shù)研究的深入，高超聲速氣膜孔工藝演變從技術(shù)上經(jīng)歷了早期簡單孔實驗探索、二維槽縫工藝、離散氣膜孔工藝技術(shù)和高超聲速逆向噴流技術(shù)等不同的階段。

2.1 早期的簡單孔實驗

早期的主動氣膜冷卻的研究多見于實驗研究，如Ames Research Center 的Robert E.Dannenberg 等（1962）［4］對半球模型開展了Ma=10 的實驗研究。采用He 為冷卻工質(zhì)，實驗采用槽縫式設(shè)計分別布置在半球下游5°和10°的地方，實驗結(jié)果顯示，射流可以很好的將壁面與主流隔開，帶有氣膜冷卻的工況是沒有冷卻時的2.5%。C.R.Wimberly 等（1970）［5］等對細長旋成體結(jié)構(gòu)的氣膜冷卻研究，主流名義馬赫數(shù)為12 和17。研究發(fā)現(xiàn)氣膜冷卻使得壁面熱載荷大大降低。壁面熱載荷隨著射流流量增加而增加，隨著攻角的增大而減小。噴流使得流動變得更加復(fù)雜，在高雷諾數(shù)下，噴流導致流動轉(zhuǎn)捩。

2.2 二維槽縫工藝

隨著研究工作的推進，研究者逐漸發(fā)現(xiàn)二維槽縫工藝有氣膜覆蓋好、對主流穿透干擾小等優(yōu)點，是氣膜冷卻效果最佳的工作方式，集中對二維槽縫氣膜冷卻開展了大量的實驗研究。如NASA 蘭利中心的AUBREY M.GARY J R.等（1972年）［6］通過實驗研究了Ma=6 時二維切向槽縫對平板的冷卻效果，研究了槽縫高度、質(zhì)量流量、射流溫度熱傳導系數(shù)的影響。馮卡門研究中心的B.E.Richards（1979年）［7］通過實驗研究了切向槽縫在層流主流中對平板的冷卻效果。在等溫壁面條件下，研究了縫高、沿流向縫的位置、流動條件以及不同冷卻劑（空氣、氟利昂、氦氣、氬氣）的影響。Bass（1990）［8］，M.L.Hunt 等（1991）［9］對二維槽縫在馬赫數(shù)比較低的工況下開展了不同噴口形狀和射流參數(shù)冷卻效果的研究工作。George C.Olsen 等（1995）［10］對馬赫數(shù)為6.4 工況下，冷卻氣體為氫氣和氦氣，主流氣體為氮氣，切向槽縫對平板的冷卻開展了研究工作，得到氫氣的冷卻效果比氦氣好，同時隨著質(zhì)量流量的增加，冷卻效果增大，但當質(zhì)量流量增大到一定程度后，冷卻效果反而呈下降的趨勢。

2.3 離散氣膜孔工藝技術(shù)

隨著氣膜冷卻技術(shù)的不斷提高，研究者發(fā)現(xiàn)二維槽縫工藝是連續(xù)開孔，這對工程實際的應(yīng)用有很大的限制，同時會影響飛行器的結(jié)構(gòu)強度，因此研究重點開始向離散的氣膜孔工藝技術(shù)發(fā)展。Niranjan Sahoo 等（2005）［11］對頂角60°的鈍頭體開展了實驗研究，研究了馬赫數(shù)5.75 條件下的氣膜冷卻效果。氣膜孔為直徑2 mm 的圓柱孔位于模型頭部，冷卻劑為（空氣、二氧化碳、氦氣）。實驗結(jié)果顯示使用氦氣作為冷卻氣體可使得壁面整體熱載荷降低30%～45%，其他冷卻氣體的整體熱載荷降幅在10%～25%。R.Sriram 和G.Jagadeesh（2009）［12］對頭部半徑35 mm 的鈍頭體駐點處設(shè)有相同有效面積的單孔（直徑2 和0.9 mm）和多個微孔（每個直徑0.3 mm）的冷卻效率做了實驗研究。實驗工質(zhì)為氮氣和氦氣，主流馬赫數(shù)為5.6。實驗結(jié)果得到一個重要的結(jié)論，緊密排列的微孔比相同有效面積的單孔覆蓋范圍廣，冷卻效果要好得多。2010年之后，國外的實驗研究相對比較少了，2013年Hombsch M.等［13］對超聲速下氣膜冷卻進行了一次系統(tǒng)的實驗研究。研究了不同氣膜孔型、幾何尺寸、射流角度在不同馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、吹風比、流動狀態(tài)（層流、湍流）狀態(tài)下對平板熱負荷的影響。

2010年之后，我國開展的高超聲速氣膜冷卻的實驗研究逐漸多起來。國防科技大學的付佳等（2012）［14-15］對高超聲速鈍頭體表面氣膜冷卻進行了試驗研究，同時借助紋影圖像，對比分析了流動結(jié)構(gòu)與熱流分布的對應(yīng)關(guān)系如圖3所示。

圖3 付佳等高超聲速氣膜冷卻實驗紋影圖［14］Fig.3 Experimental schlieren images of hypersonic film cooling by Fu Jia［14］

在Ma=8，總溫900 K 的來流條件下，比較了三種不同噴流流量（0.0124、0.0152、0.0182 kg/s）下的超聲速氣膜對模型表面熱流分布的影響。隨后又在高超聲速炮風洞內(nèi)對馬赫數(shù)分別為7.3 和8.1，總溫均為900 K 的兩種來流狀態(tài)下，無噴流結(jié)構(gòu)模型和有噴流接口模型表面光學窗口附近流場結(jié)構(gòu)和氣動熱環(huán)境進行了測量。國防科技大學同一團隊的朱楊柱等（2011，2013）［16］對帶噴流冷卻的超聲速光學頭罩流場及其氣動光學效應(yīng)進行了實驗研究。此外北京航空航天大學的張佳等（2013）［17］以圓直管中的超聲速高溫燃氣為主流，以常溫氮氣為冷卻介質(zhì)，用實驗的方法研究了離散孔超聲速氣膜冷卻規(guī)律，其主流馬赫數(shù)偏低，只有2 個馬赫。結(jié)果表明:射流流量是影響離散孔氣膜冷卻效果的最主要因素，提高吹風比或者增大孔徑，都能顯著提高氣膜冷卻效率。

2.4 高超聲速逆向噴流技術(shù)

在高超聲速氣膜冷卻領(lǐng)域區(qū)別于一般的航空渦輪葉片的氣膜冷卻的一個重要方向就是高超聲速的逆向噴流的研究，其噴流方向和來流方向基本呈逆向?qū)姺绞?，這和一般的掃掠流（噴流和來流速度方向夾角一般不大于90°）有明顯的區(qū)別。

Hayashi（2003）等［18］在Ma=3.98 的條件下對直徑50 mm 的球頭結(jié)構(gòu)進行了風洞實驗，研究了噴流孔與來流壓比對降溫效果的影響。實驗裝置如圖4所示，噴流孔直徑4 mm，噴流工質(zhì)為氮氣。實驗測量了兩種來流總溫下不同壓比（PR）值對應(yīng)的噴流工況，并繪制了流場紋影圖和壁面Stanton 數(shù)分布（圖4）。

圖4 Hayashi球頭噴流實驗示意圖［18］Fig.4 Schematic diagram of sphere head jet experiment of Hayashi［18］

圖5 Hayashi球頭噴流實驗結(jié)果［18］Fig.5 Experimental results of sphere head jet experiment of Hayashi［18］

Daso（2009）等［19］在Ma=3.48 與Ma=4.0 的條件下對2.6%比例的阿波羅返回艙模型進行了風洞實驗。如圖6所示，實驗裝置中心開孔處是一個可以更換的噴管。圖7給出了Daso實驗的流場圖。

Imoto（2011）等［20］在Ma=6.6 的高焓來流下對直徑60 mm的球頭結(jié)構(gòu)進行了風洞實驗。Imoto分別選用氦氣和氮氣作為噴流氣體，測試了不同壓比下兩種氣體的冷卻效果，實驗結(jié)果表明兩種氣體都能有效冷卻球頭，駐點附近的熱流降低了80%以上。在相同的總壓比下，氮氣具有更好的冷卻效果，但氦氣的質(zhì)量更輕。2019年Shen［21］等人研究了一種中間大孔噴流，周圍交錯排列的小孔陣的方法。研究通過對不同的小孔的排列方式進行數(shù)值模擬分析，計算有無軸向排列的小孔的Stanton 數(shù)進行對比，結(jié)果發(fā)現(xiàn)小的孔陣可以有效的提高冷卻效果同時可以降低冷卻氣體的排放量。

圖6 Daso實驗示意圖［19］Fig.6 Experimental schematic diagram of Daso［19］

圖7 Daso實驗流場圖［19］Fig.7 Experimental results of Daso’s experiment［19］

表2列舉了幾個具有代表性的逆向噴流實驗。

表2 幾個具有代表性的逆向噴流實驗Tab.2 Several representative counter-flow jet experiments

3 高超聲速氣膜冷卻數(shù)值模擬研究

根據(jù)R.S.Bunker［23］的統(tǒng)計，截止到2005年，關(guān)于氣膜冷卻效率的有關(guān)文獻已將近萬篇。影響氣膜冷卻效果的因素主要可以分為如下幾個方面:

（1）單個氣膜孔的工藝結(jié)構(gòu)的影響包括氣膜孔形狀及其相關(guān)參數(shù)（氣膜孔長度、孔徑）、氣膜孔的噴射角度（包括流向傾角即冷氣流出射方向與被冷卻壁面切向的夾角和側(cè)向傾角）等；

（2）氣膜射流參數(shù)及主流參數(shù)的影響有主流速度、吹風比（密流比）、射流與主流的密度比、動量比、噴射壓力損失、壓力梯度、主流湍流度和氣膜孔上游的主流邊界層厚度等；

（3）氣膜孔排列工藝的影響有孔間距、孔排距、孔排數(shù)、孔的排列方式；

（4）其他影響參數(shù)有冷卻工質(zhì)、壁面形狀、表面曲率、表面粗糙度等。

對高超聲速氣膜冷卻的數(shù)值模擬研究，學者往往沿用航空發(fā)動機領(lǐng)域的氣膜冷卻的研究思路，重點討論氣膜冷卻效率的依賴問題，研究不同來流雷諾數(shù)、吹風比、氣膜孔形狀參數(shù)、射流參數(shù)以及高超聲速飛行特有的逆向噴流冷卻參數(shù)對高超聲速氣膜冷卻的影響。

3.1 湍流及吹風比的影響

高超聲速由于來流速度快，其來流雷諾數(shù)會比較大，學者對湍流及吹風比的影響做了大量的研究。Glasgow 大學的Xiaobo Yang 等（2005）［24］利用該大學自編的PMB2D 程序分別研究了層流（Ma=9.9，壓強76 Pa，溫度62.62 K）和湍流狀態(tài)（Ma=8.2，壓強957 Pa，溫度53.64 K）下二維切向槽縫平板的冷卻效果。德國RWTH Aachen 大學的K.A.Heufer 和H.Olivier等（2006）［25］研究了高超聲速（Ma=8.3）層流條件下，二維槽縫的對平板的冷卻效果。用數(shù)值模擬和實驗的手段研究了馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、吹風比和氣膜孔形狀對冷卻效果的影響。其研究結(jié)果顯示:層流狀態(tài)下氣膜冷卻效果要遠遠好于湍流。對縫寬0.5 mm 的垂直射流，得到了一個臨界吹風比0.144。超過這一吹風比時，縫下游出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩，壁面熱負荷急劇上升，甚至起到相反效果；冷卻有效溫比隨著來流Ma（1.6～4.0）和Re（0.17× 106～2.4 × 106）的提高而升高。

Sung In Kim 等（2011）［26］對Ma=6.56、攻角40°、飛行高度30 km 的鈍頭體的氣膜冷卻進行了數(shù)值模擬研究。使用層流模型和幾種不同的湍流模型進行計算，研究了不同吹風比的影響，結(jié)果顯示:在較大的吹風比下（2.27～3.31），氣膜冷卻效率隨著吹風比的增大而降低，在較大的吹風比時，冷卻氣流從飛行器壁面分離，導致高溫主流與壁面接觸而使氣膜冷卻效率下降。

德國RWTH Aachen 大學的Wolfgang Dahmen 等（2013）［27］對高超聲速平板冷卻進行了數(shù)值模擬，得到了較為精細的高超聲速氣膜冷卻的流場結(jié)構(gòu)。計算的激波后Ma=2.6，溫度為488 K，計算了不同吹風比（0.065、0.0151、0.13）、縫寬（0.5、1 mm）、射流角度（30°、60°、90°）下槽縫的氣膜冷卻效果。研究結(jié)果表明，利用槽縫形成氣膜對壁面進行冷卻，在超聲速流中是可行的。槽縫在較大區(qū)域內(nèi)形成了均勻的冷卻氣膜，如圖8所示。

值得注意的是，當射流動量較大且垂直壁面噴射時，在槽縫下游臨近區(qū)域出現(xiàn)一對反向旋轉(zhuǎn)的渦，將熱流（主流）引向壁面，導致氣膜冷卻失效。研究結(jié)果也表明在小吹風比噴射下，氣膜冷卻效果與吹風比無關(guān)。

圖8 Dahmen計算出的流場結(jié)構(gòu)圖［27］Fig.8 Flow field map calculated by Dahmen［27］

3.2 氣膜孔工藝及射流參數(shù)的影響

氣膜孔的加工工藝對氣膜冷卻的影響是非常關(guān)鍵的，在航空渦輪葉片的氣膜冷卻領(lǐng)域演化出了各種各樣的氣膜孔型。如扇形孔［如圖9（a）所示］［23，28］、Console 形孔［如圖9（b）所示］［29］、月牙孔［如圖9（c）所示］、啞鈴孔［如圖9（d）所示］、天窗孔［如圖9（e）所示］［30］等。

孔型在高超聲速氣膜冷卻中的研究相對較少，很大一部分原因是上述的幾種孔型均是適用于掃掠流的工況，在掃掠流工況下孔型對來流速度的敏感程度比較低，其規(guī)律和低速流動的規(guī)律未發(fā)現(xiàn)本質(zhì)的區(qū)別。類似的還有入射角的影響。

王建等（2008）［31］又對三維粘性摻混流場進行了數(shù)值模擬，得到了切向入射的超聲速氣膜在不同冷卻通道下的絕熱溫比分布。計算結(jié)果表明:冷卻通道不同，冷卻效率的分布規(guī)律也不同。相對于矩形孔離散孔的覆蓋均勻性較低，在孔與孔之間的中間線上的冷卻效果明顯低于孔下游，引入側(cè)向傾角可以有效的提高孔覆蓋的均勻性，但是引起的負面效果就是下游衰減更快。唐奇等（2009）［32］以二維平板模擬紅外窗口，模擬比較了射流切向噴射和大角度噴射下，氣膜覆蓋長度隨噴縫高度和總壓比的變化規(guī)律，并分析了射流在各種噴射角度下對窗口表面流場的影響。結(jié)果表明射流切向噴射的氣膜覆蓋長度長，對主流的影響小，是一種較為理想的冷卻方式。

Adrian S.Pudsey 等（2013）［33］采用13 組元、33 反應(yīng)方程模型，研究了不同射流流量、不同孔間距（1、2、4、8 mm）下的氣膜特性。結(jié)果顯示:（1）射流孔附近流場結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，如圖10（a）所示，不同條件下流場結(jié)構(gòu)變化較大，且該流場結(jié)構(gòu)對氣膜特性有很大影響；（2）在長500 mm 的平板上減阻效果可達37%～60%；（3）提高質(zhì)量流量（0.12～0.3 kg/s/m），氣膜冷卻效果增加，如圖10（b）所示。在研究工況的范圍內(nèi)，孔間距對氣膜冷卻效果的影響很小，增大間距，冷卻效果略有下降。

圖9 幾種常見的異型孔工藝［30-31］Fig.9 Several kinds of profiled hole technology［30-31］

圖10 Adrian S.Pudsey給出的多孔射流流場計算結(jié)果［33］Fig.10 Calculation results of porous jet flow field by Adrian S.Pudsey［33］

3.3 逆向噴流數(shù)值模擬研究

Venkatachari（2013）等［34］在Daso 實驗的基礎(chǔ)上用數(shù)值模擬方法進一步分析了長穿透模態(tài)（LPM）。Venkatachari 通過比較不同射流孔大小、噴管幾何結(jié)構(gòu)以及噴管質(zhì)量流率條件對射流的影響，最終得出結(jié)論:噴管出口直徑與機身直徑的比值是影響LPM的關(guān)鍵因素，這一比值越小越容易維持LPM。此外Venkatachari 還通過高精度非定常流場結(jié)果得到了不同模態(tài)的壓強頻譜，分析了LPM 不穩(wěn)定的原因以及如何轉(zhuǎn)化為穩(wěn)定模態(tài)。圖11給出了Daso 實驗和Venkatachari的計算結(jié)果對比圖。

圖11 Daso實驗和Venkatachari計算的流場模態(tài)對比圖［19，34］Fig.11 Comparison of flow field modes between Daso’s experiment and Venkatachari’s calculation［19，34］

Gerdroodbary（2015）［35］研究了58°鈍錐在Ma=5.9的多射流情況下的流動特性，發(fā)現(xiàn)多射流的流場與單射流不同。特別是在低壓比情況下的多射流比單孔有明顯的優(yōu)勢如圖12所示。

圖12 Gerdroodbary研究的多射流和單射流在不同壓比下的對比圖［34］Fig.12 Comparison of multi jet and single jet studied by Gerdroodbary under different pressure ratios［34］

Tamada（2008，2010）等［36-37］對三種形狀的飛行器頭部（卵柱體、鈍體、前端有噴管的卵柱體）在Ma=3.9工況下的氣膜冷卻進行了研究，其研究結(jié)果表明即使在恒定的質(zhì)量流量條件下，反向噴流對氣動加熱降低的影響也因飛行器頭部結(jié)構(gòu)的不同而顯著不同。為了減少反噴流對頭部區(qū)域的氣動加熱，必須避免在頭部區(qū)域表面正前方形成再壓縮激波。

北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所向樹紅團隊［38-40］對Ma=15的超高聲速飛行器的氣膜冷卻開展了研究，研究了異型孔工藝下氣膜孔的冷卻設(shè)計和效果取得了很好的成績。郭春海和向樹紅等（2017）［41］提出了一種微型孔陣噴流的方式進行氣膜冷卻，針對飛行高度H=50 km，來流Ma=15 時有/無氣膜保護下的流場分布進行了數(shù)值模擬。研究結(jié)果顯示:在主動氣膜冷卻熱防護下，高超聲速飛行器壁面溫度可以降到1 000 K 以下。商圣飛和向樹紅等（2018）［40］研究發(fā)現(xiàn)，在異型孔的冷卻作用下，端頭的壁面熱流可以顯著地降低，但是如果開孔不噴流，則端頭將承受比光滑壁面更高的熱負荷，如圖13所示。

圖13 商圣飛計算的幾種熱流密度分布結(jié)果［40］Fig.13 Some heat flux distribution results calculated by Shang Shengfei［40］

表3列舉了幾個具有代表性的逆向噴流數(shù)值模擬研究工作，更多的資料讀者可以參考文獻［42］，作者對2015年之前的逆向噴流減阻減熱做了綜述研究。

表3 幾個具有代表性的逆向噴流數(shù)值模擬研究工作Tab.3 Several representative research works of counterflow jet simulation

4 研究方向

目前對高超聲速熱防護的方法在被動防護方面已經(jīng)取得較大的進步，例如C-C、C-Si 復(fù)合材料的研制取得了巨大的成功，但遇到了技術(shù)瓶頸。在被動防護方面應(yīng)加強材料和工藝的研究，研究耐溫更高、可塑性更強、強度、抗疲勞度等更優(yōu)的材料，另一方面還要對材料的加工工藝和成型設(shè)計做研究。

對于高超聲速飛行器的主動氣膜冷卻實驗研究主要在孔的加工工藝和成型上，目前主要的幾種工藝為二維槽縫工藝、離散孔工藝。對于數(shù)值模擬計算的研究工作則比較集中于單個孔型的冷卻效率研究，特別是在逆向噴流領(lǐng)域缺乏不同孔型在不同供氣條件下冷卻效果的規(guī)律性研究。

由此可見結(jié)合主動和被動的熱防護方法，第三種防護“主動-被動綜合熱防護”手段似乎是下一步的研究熱點。因此在綜合熱防護技術(shù)中對材料和工藝提出了新的要求:主動氣膜孔的加入，降低了材料耐溫性能的要求，但是對材料的可塑性、成型難度、強度等參數(shù)有了新的要求。因此針對越來越復(fù)雜的氣膜孔的加工工藝需求，研究適合的材料滿足其對材料特性的需要，是一個重要的研究方向。

面向未來的高超聲速飛行器的工程應(yīng)用，高超聲速氣膜冷卻需要在以下幾個方面進一步開展工作:

（1）多氣膜孔特別是不同孔型（異型孔）的加工工藝研究；

（2）不同逆向噴流單氣膜孔型面對冷卻效率的影響規(guī)律；

（3）逆向噴流多氣膜孔的實驗研究和驗證；

（4）高超聲速對氣膜孔材料的損傷機制和對氣膜冷卻的影響；

（5）基于高超聲速氣膜冷卻技術(shù)的防熱材料研制；

6）用于高超聲速氣膜冷卻的材料制備工藝技術(shù)。