茍建軍，肖 爽，胡嘉欣，高 戈，龔春林

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072)

0 引 言

航天飛機(jī)研制計(jì)劃結(jié)束(1981年)后，以NASP(1986—1995，NASA，X-30)、Hyper-X(1997—，NASA，X- 43)、HyTech(1995—，美國(guó)空軍，X-51)等為代表的高超聲速飛行器計(jì)劃成為航天領(lǐng)域的重點(diǎn)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(dá)到5的飛行器。相較于垂直助推起飛的航天飛機(jī)，高超聲速工程以水平自主起降和單級(jí)入軌的空天飛機(jī)為終極目標(biāo)，飛行器應(yīng)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(lái)了新的氣動(dòng)熱問(wèn)題：為了降低氣動(dòng)阻力，飛行器多采用細(xì)長(zhǎng)構(gòu)型和尖銳前緣，帶來(lái)了氣動(dòng)熱集中問(wèn)題；為了捕捉環(huán)境中的氧氣作為氧化劑，長(zhǎng)時(shí)間在大氣層內(nèi)高速飛行，產(chǎn)生了氣動(dòng)熱累積問(wèn)題；飛行速度和高度隨時(shí)間劇烈變化，帶來(lái)了氣動(dòng)熱時(shí)變問(wèn)題。另一方面，寬域高超聲速的飛行任務(wù)，對(duì)飛行器的安全性和輕質(zhì)化提出了更高的要求，熱安全性能與低冗余設(shè)計(jì)之間的矛盾進(jìn)一步凸顯。因此，上述問(wèn)題和矛盾對(duì)高超聲速飛行器氣動(dòng)熱管理帶來(lái)了極大挑戰(zhàn)。

對(duì)于高超聲速飛行器而言，氣動(dòng)熱產(chǎn)生后會(huì)經(jīng)歷三個(gè)基本過(guò)程，經(jīng)熱輻射耗散至機(jī)體之外、隨熱載體輸運(yùn)至低溫區(qū)域、轉(zhuǎn)換為機(jī)械能或者電能。因此，氣動(dòng)熱的高效管理需要在熱耗散、輸運(yùn)和轉(zhuǎn)換關(guān)鍵技術(shù)方面取得突破，本文擬針對(duì)上述關(guān)鍵技術(shù)的研究現(xiàn)狀和動(dòng)態(tài)進(jìn)行總結(jié)，并分析高超聲速飛行中熱管理問(wèn)題的解決途徑。

1 熱耗散技術(shù)

1.1 被動(dòng)熱耗散技術(shù)

飛行器高速飛行過(guò)程中產(chǎn)生的氣動(dòng)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(guò)飛行器表面、克服熱阻進(jìn)入機(jī)體結(jié)構(gòu)?；诓牧虾徒Y(jié)構(gòu)本身隔熱性能進(jìn)行熱耗散的技術(shù)，即為被動(dòng)熱耗散或者文獻(xiàn)中常見(jiàn)的被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)。圖1(a)為美國(guó)主要高超聲速飛行器及其飛行軌跡，圖1(b)中為航天飛機(jī)、X-33、X- 43和X-51的熱耗散方案。從圖1中可以看出，被動(dòng)熱耗散系統(tǒng)可分為隔熱瓦、隔熱氈、金屬熱防護(hù)系統(tǒng)、C/C熱結(jié)構(gòu)(航天飛機(jī)、X-33、X- 43前緣)、金屬熱結(jié)構(gòu)(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(yīng)材料和結(jié)構(gòu)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(xué)的發(fā)展，形成了以高溫合金、陶瓷基復(fù)合材料、碳基復(fù)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(fù)合材料、C/C復(fù)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(yīng)用案例見(jiàn)表1。

表1 典型耐高溫材料及應(yīng)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(jié)構(gòu)、環(huán)境溫濕度、制備過(guò)程等密切相關(guān)，以纖維增強(qiáng)類復(fù)合材料(C/SiC、C/C等)為例，該復(fù)合材料由纖維織物增強(qiáng)體與基體固化生成，具有如下特點(diǎn)：織物增強(qiáng)體具有多種復(fù)雜構(gòu)型，如二維平紋、緞紋、斜紋機(jī)織，2.5維機(jī)織針刺、穿刺，三維四向、五向和六向編織預(yù)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(jī)性和多尺度(基體孔隙、纖維間孔隙)特性，殘余孔隙率可達(dá)5%～15%。高溫下，該類材料內(nèi)部的熱量傳遞涉及固相導(dǎo)熱、氣相導(dǎo)熱及輻射換熱，受到織物結(jié)構(gòu)、組成相及缺陷的耦合影響，傳熱機(jī)理復(fù)雜且異于常規(guī)材料，因此，高溫下傳熱特性的準(zhǔn)確表征是此類材料應(yīng)用于熱耗散結(jié)構(gòu)必須解決的難點(diǎn)之一。

被動(dòng)熱耗散系統(tǒng)主要通過(guò)增加熱量向機(jī)體內(nèi)部的傳導(dǎo)阻力，以使盡可能多的熱量向機(jī)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(duì)于輕質(zhì)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(dǎo)及較高強(qiáng)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(yīng)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(dǎo)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(nèi)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(dǎo)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(xué)性能較差，因此，學(xué)界通過(guò)添加莫來(lái)石纖維、碳纖維和玻璃纖維等制備出輕質(zhì)、低熱導(dǎo)并兼具較好力學(xué)性能的氣凝膠復(fù)合材料，該材料有望成為被動(dòng)熱耗散系統(tǒng)中的隔熱層選材。隔熱材料為了降低導(dǎo)熱系數(shù)，通常具有多孔結(jié)構(gòu)，高溫下隨著熱輻射逐漸增強(qiáng)，等效導(dǎo)熱系數(shù)會(huì)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(xué)和隔熱性能的改善是高超聲速工程隔熱材料的研究重點(diǎn)。

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

熱耗散結(jié)構(gòu)

NASA在航天飛機(jī)和高超聲速工程計(jì)劃中，針對(duì)典型的高超聲速氣動(dòng)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(hù)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(diǎn)，適應(yīng)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(jìn)柔性可重復(fù)使用隔熱氈(AFRSI)和可裁剪先進(jìn)隔熱氈(TABI)，金屬熱防護(hù)系統(tǒng)包括鈦合金蜂窩(TI-HC)、超級(jí)合金蜂窩(SA-HC)、第二代超級(jí)合金蜂窩(SA-HC2)和先進(jìn)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(qiáng)防熱瓦(AETB-8，AETB-12)。熱耗散系統(tǒng)概念由最外的高溫保護(hù)層，中間的隔熱層以及最底部的連接層組成：對(duì)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(duì)于金屬熱防護(hù)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(duì)于剛性隔熱瓦，最外層為反應(yīng)固化玻璃(RCG)或強(qiáng)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(qiáng)隔熱層(AETB)，連接層則仍然為RTV及Nomex纖維氈。

上述被動(dòng)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(dòng)的熱耗散技術(shù)。事實(shí)上，隨著材料研發(fā)和加工制造水平的提升，熱耗散結(jié)構(gòu)技術(shù)理應(yīng)具有較大發(fā)展，新型熱耗散結(jié)構(gòu)應(yīng)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(jìn)度較慢，被動(dòng)熱管理還是以上述結(jié)構(gòu)為主，足夠代表性的新型熱耗散結(jié)構(gòu)需要更多的研究。

1.2 主動(dòng)熱耗散技術(shù)

隨著飛行速度的提升，飛行器面臨的氣動(dòng)熱流密度和溫度逐漸增加，被動(dòng)熱耗散材料和結(jié)構(gòu)的規(guī)模逐漸增大。對(duì)于寬域高超聲速飛行器而言，基于被動(dòng)技術(shù)熱耗散結(jié)構(gòu)的規(guī)模以熱問(wèn)題最嚴(yán)峻時(shí)刻的熱條件確定，設(shè)計(jì)冗余過(guò)高，因此，需要在關(guān)鍵高溫部位布置主動(dòng)熱耗散措施，這種主動(dòng)措施應(yīng)具有熱耗散效率高且啟?？煽氐奶攸c(diǎn)?，F(xiàn)有的主動(dòng)熱耗散技術(shù)主要通過(guò)在機(jī)體表面形成致密的氣膜或液膜，阻止熱量進(jìn)入機(jī)體，包括發(fā)汗冷卻和氣/液膜冷卻等。發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)一般由多孔壁面組成，膜冷卻結(jié)構(gòu)通常需要在被保護(hù)部位內(nèi)部開辟工質(zhì)通道，氣體或液體工質(zhì)經(jīng)過(guò)壁面孔隙或相應(yīng)通道輸送至機(jī)體表面，在高溫氣體與機(jī)體表面間形成保護(hù)性氣膜或液膜。

基于發(fā)汗冷卻的氣動(dòng)熱耗散技術(shù)，在高超聲速飛行器上的兩個(gè)典型應(yīng)用案例如圖2所示：德國(guó)宇航局的B?hrk，針對(duì)SHEFEX-II計(jì)劃中的再入飛行器，基于C/C復(fù)合材料和氮?dú)庋兄屏税l(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)，飛行試驗(yàn)測(cè)試表明氣膜可以將表面溫度降低87 K；Reimer和Kuhn團(tuán)隊(duì)，針對(duì)高超聲速飛行器SpaceLiner的飛行環(huán)境，基于C/C、C/C-SiC復(fù)合材料以及水、氮?dú)夂蜌鍤忾_發(fā)了發(fā)汗冷卻試件，熱考核結(jié)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(shù)獲得了較多關(guān)注。

圖2 基于發(fā)汗冷卻的高超聲速飛行器氣動(dòng)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(dòng)熱耗散技術(shù)主要用于鈍前緣，例如：Aso等針對(duì)半徑25 mm的鈍頭體前緣，以氮?dú)鉃楣べ|(zhì)開發(fā)了膜冷卻裝置，在3.8左右的高速條件下，驗(yàn)證了裝置的冷卻效果；Gerdroodbary等針對(duì)半徑35 mm的鈍頭體前緣，以氦氣和氮?dú)鉃楣べ|(zhì)，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(gè)微通道(直徑0.3 mm)對(duì)冷卻效果的影響規(guī)律； Zhao等針對(duì)半徑20 mm的鈍頭體前緣，以空氣為工質(zhì)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(zhì)流速對(duì)冷卻效果的影響規(guī)律。工質(zhì)的流動(dòng)狀態(tài)與通道形式密切相關(guān)，對(duì)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(duì)氣膜冷卻效率的影響規(guī)律；Paitich等研究了工質(zhì)流動(dòng)方向與高溫氣流方向的夾角對(duì)氣膜冷卻效率的影響規(guī)律；Spens等基于射流振蕩器的工質(zhì)通道，開發(fā)了流動(dòng)狀態(tài)周期性變化的氣膜冷卻裝置，研究了工質(zhì)通道形式對(duì)冷卻性能的影響規(guī)律。

目前，上述主動(dòng)熱耗散技術(shù)在高超聲速飛行器上的使用多處于實(shí)驗(yàn)室研究階段，相應(yīng)的熱耗散機(jī)理還不明確，例如，多孔壁面微細(xì)觀結(jié)構(gòu)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(zhì)之間相互影響、高溫下氣體的化學(xué)反應(yīng)等，導(dǎo)致流動(dòng)和傳熱過(guò)程非常復(fù)雜，還需要進(jìn)一步研究。

2 熱輸運(yùn)技術(shù)

對(duì)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(jìn)入機(jī)體的熱量仍然非常可觀，需要利用其他方式進(jìn)行分配和管理，尤其是關(guān)鍵部位或者高溫部位的熱量需要基于特定的熱輸運(yùn)技術(shù)，快速疏導(dǎo)至非關(guān)鍵或者低溫區(qū)域。熱輸運(yùn)技術(shù)主要包括高導(dǎo)熱材料、熱管及工質(zhì)對(duì)流等。

2.1 基于高導(dǎo)熱材料的熱輸運(yùn)技術(shù)

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

碳纖維增強(qiáng)的碳基或者碳化硅基復(fù)合材料，具有較低的密度和較強(qiáng)的耐高溫性能，同時(shí)，瀝青基碳纖維具有超高導(dǎo)熱系數(shù)(>1000 W/(m·K))，經(jīng)過(guò)一定的特殊工藝或者額外增加高導(dǎo)熱元素，可獲得較強(qiáng)導(dǎo)熱性能的復(fù)合材料，因此可作為高溫環(huán)境下的熱輸運(yùn)材料。高導(dǎo)熱碳/碳(C/C)復(fù)合材料的導(dǎo)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(yù)制體形式等有關(guān)。碳材料隨著晶體結(jié)構(gòu)的不同，其導(dǎo)熱性能差異很大，例如多晶且各向同性的碳材料導(dǎo)熱系數(shù)僅為70～150 W/(m·K)左右，而單晶各向異性碳纖維導(dǎo)熱系數(shù)可達(dá)1900 W/(m·K)以上。表3列出了典型高導(dǎo)熱C/C復(fù)合材料的等效導(dǎo)熱系數(shù)及參考文獻(xiàn)，從表中可以看出，對(duì)于一維即單向C/C復(fù)合材料而言，等效導(dǎo)熱系數(shù)可達(dá)500～900 W/(m·K);對(duì)于二維機(jī)織C/C復(fù)合材料而言，面內(nèi)等效導(dǎo)熱系數(shù)可達(dá)300～500 W/(m·K);對(duì)于三維編織、機(jī)織C/C復(fù)合材料而言，其等效導(dǎo)熱系數(shù)可達(dá)200～400 W/(m·K)。

高導(dǎo)熱碳/碳化硅(C/SiC，基體中通常含碳可表示為C/C-SiC)復(fù)合材料的導(dǎo)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(yù)制體形式等有關(guān)。碳化硅基體的導(dǎo)熱性能因制備方法的不同具有較大不同，例如，先驅(qū)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(dǎo)熱系數(shù)；而反應(yīng)熔體浸滲法制備的碳化硅基體正好相反，導(dǎo)熱系數(shù)較高。相較于碳材料，碳化硅的導(dǎo)熱能力較弱，為了進(jìn)一步提高復(fù)合材料的導(dǎo)熱系數(shù)，通常會(huì)添加石墨、碳納米管等高導(dǎo)熱組分。表3列出了典型C/SiC高導(dǎo)熱復(fù)合材料的等效導(dǎo)熱系數(shù)及參考文獻(xiàn)，從表中可以看出，其導(dǎo)熱系數(shù)可達(dá)150～350 W/(m·K)。

表3 典型高導(dǎo)熱系數(shù)材料及其等效導(dǎo)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(jī)體前緣和進(jìn)氣道唇口等通常具有尖銳、復(fù)雜構(gòu)型，且對(duì)于熱輸運(yùn)方向具有特定的要求，而復(fù)合材料通常具有各向異性的導(dǎo)熱性能，因此，基于固體高導(dǎo)熱材料的熱輸運(yùn)通道設(shè)計(jì)約束較多。德國(guó)宇航局在THERMAS研究項(xiàng)目中，針對(duì)高超聲速飛行器SpaceLiner的前緣，基于二維平紋機(jī)織C/C-SiC高導(dǎo)熱復(fù)合材料設(shè)計(jì)了熱輸運(yùn)通道，通過(guò)數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)駐點(diǎn)溫度最高可降低343 K。C/C和C/SiC復(fù)合材料通常具有輕質(zhì)高強(qiáng)的特點(diǎn)，因此基于上述高導(dǎo)熱材料設(shè)計(jì)的熱輸運(yùn)結(jié)構(gòu)，可以較為方便地實(shí)現(xiàn)承載和熱輸運(yùn)功能的一體化。然而，受限于材料本身的導(dǎo)熱能力(<900 W/(m·K))，該技術(shù)仍然具有熱輸運(yùn)效率較低、均勻性無(wú)法保證等缺點(diǎn)，如何從材料研發(fā)、方案設(shè)計(jì)層面解決上述問(wèn)題還需要更多研究。

2.2 基于熱管的熱輸運(yùn)技術(shù)

熱管的概念由Grover等在1963年提出，是一種具有極強(qiáng)導(dǎo)熱能力的傳熱元件，借助于工質(zhì)相變及多相流動(dòng)換熱，能夠快速將熱量從蒸發(fā)段輸運(yùn)至冷凝段，可以實(shí)現(xiàn)極小溫差間的熱量傳遞，其等效或者所謂當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)可達(dá)10000 W/(m·K)以上，導(dǎo)熱能力遠(yuǎn)高于普通高導(dǎo)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(yīng)的管壁、吸液芯層材質(zhì)以及冷卻工質(zhì)有所不同，如隨著工作溫度的升高，冷卻工質(zhì)可以依次選擇水、導(dǎo)熱姆、堿金屬等。隨著熱管技術(shù)的不斷發(fā)展，其結(jié)構(gòu)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(zhì)基于吸液芯層的毛細(xì)力流動(dòng)；旋轉(zhuǎn)熱管，可繞軸旋轉(zhuǎn)，液體工質(zhì)基于離心力流動(dòng)；回路熱管，具有閉合的回路，液體工質(zhì)基于吸液芯層的毛細(xì)力流動(dòng)；小型和微型熱管，水力學(xué)直徑分別為0.5～5 mm以及10～500 μm；脈動(dòng)熱管，具有毛細(xì)管尺寸，蒸汽柱和液體間隔分布，液體工質(zhì)基于蒸汽壓力流動(dòng)；各種異構(gòu)型熱管如汽輪機(jī)葉片熱管、飛行器前緣熱管等。

熱管技術(shù)在高超聲速飛行器氣動(dòng)熱輸運(yùn)領(lǐng)域的典型應(yīng)用案例見(jiàn)表4。1974年，Nlblock等針對(duì)航天飛機(jī)的機(jī)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(zhì)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(yùn)性能；在此概念的基礎(chǔ)上，NASA設(shè)計(jì)和制備了類似的熱管方案(表4第一行)，采用圓形截面，并進(jìn)行了力/熱性能實(shí)驗(yàn)測(cè)試，驗(yàn)證了相關(guān)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(zhì)(鈉、鋰)、材質(zhì)(鎳基超級(jí)合金、難熔金屬)對(duì)高超聲速飛行器(再入飛行器、空天飛機(jī)、航天飛機(jī))翼前緣熱管性能的影響，并針對(duì)D形鈉工質(zhì)、鎳基合金材質(zhì)熱管方案進(jìn)行了詳細(xì)設(shè)計(jì)、制備和測(cè)試(表4第二行)，結(jié)果表明前緣溫度從1927 ℃降至982 ℃。Glass團(tuán)隊(duì)針對(duì)高超聲速機(jī)翼前緣，設(shè)計(jì)和制備了工質(zhì)為金屬鋰、材質(zhì)為鉬錸難熔合金的D形熱管(表4第三行)，將其嵌入C/C復(fù)合材料中，基于石英燈熱考核試驗(yàn)研究了工質(zhì)條件、加熱條件、C/C復(fù)合材料厚度等對(duì)熱管啟動(dòng)和熱輸運(yùn)性能的影響規(guī)律。國(guó)內(nèi)多家單位也針對(duì)熱管在飛行器熱管理方面的應(yīng)用開展了研究，如陳連忠等通過(guò)地面模擬氣動(dòng)加熱試驗(yàn)，驗(yàn)證了高溫?zé)峁茉跓峁芾硐到y(tǒng)上應(yīng)用的可行性；Liu團(tuán)隊(duì)針對(duì)半徑為15 mm的尖銳前緣設(shè)計(jì)了熱管方案(表4第四行)，方案中截面為凹槽、工質(zhì)為鈉、材質(zhì)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(jiàn)熱管方案具有較強(qiáng)的熱輸運(yùn)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(yùn)方案中，通常布置多根平行熱管以盡量覆蓋整個(gè)前緣區(qū)域，相鄰熱管間存在熱輸運(yùn)盲區(qū)，將出現(xiàn)局部高溫區(qū)域。為了減少熱輸運(yùn)盲區(qū)，解決這種熱輸運(yùn)均勻性較差的問(wèn)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?jī)?nèi)壁面，所設(shè)計(jì)的熱管工質(zhì)為鋰、材質(zhì)為鈮合金Cb-752，腔內(nèi)布置離散的十字形加強(qiáng)肋(表4第五行)，在減少熱輸運(yùn)盲區(qū)的同時(shí)保證了承載性能；Kinefuchi等針對(duì)火箭動(dòng)力高超聲速飛行器半徑為3 mm的尖銳前緣，設(shè)計(jì)了類似的一體化熱管方案(表4第六行)，工質(zhì)為鈉、材質(zhì)為不銹鋼316L，加強(qiáng)肋為多孔板，并基于可視化手段研究了工質(zhì)的流動(dòng)及熱輸運(yùn)特征。國(guó)內(nèi)多家單位也針對(duì)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(tuán)隊(duì)在其系列工作中，針對(duì)典型高超聲速條件，設(shè)計(jì)和制備了兩種一體化前緣(表4第七行)，工質(zhì)為堿金屬、材質(zhì)為高溫合金，針對(duì)其熱輸運(yùn)及啟動(dòng)特性進(jìn)行了研究；胡嘉欣針對(duì)某型高超聲速運(yùn)載器，基于半徑為10 mm的尖銳前緣設(shè)計(jì)了一體化熱管方案，工質(zhì)為鈉、材質(zhì)為鎳基高溫合金GH3536，研究了不同等溫溫度條件下的熱輸運(yùn)性能及其對(duì)前緣駐點(diǎn)的冷卻效果。

熱管的工作過(guò)程涉及流固換熱、多孔介質(zhì)傳熱傳質(zhì)、工質(zhì)相變換熱等復(fù)雜過(guò)程，目前仍然受限于傳熱極限、啟動(dòng)、熱輸運(yùn)均勻性等問(wèn)題，隨著高超聲速飛行器對(duì)熱輸運(yùn)需求的提升，應(yīng)從輕質(zhì)高導(dǎo)熱的管壁材料、化學(xué)兼容的吸液芯和工質(zhì)材料等不同角度開發(fā)新型熱管，并探索復(fù)雜構(gòu)型和力熱條件下的熱管方案設(shè)計(jì)技術(shù)。

2.3 基于工質(zhì)對(duì)流的熱輸運(yùn)技術(shù)

對(duì)流冷卻技術(shù)以液體工質(zhì)為中間介質(zhì)，工質(zhì)在管道中流動(dòng)并與管壁進(jìn)行對(duì)流換熱，最終將熱量從高溫區(qū)域帶至低溫區(qū)域。對(duì)于寬域高超聲速飛行器而言，熱環(huán)境隨時(shí)間劇烈變化，基于工質(zhì)對(duì)流設(shè)計(jì)熱輸運(yùn)方案，可以通過(guò)調(diào)節(jié)工質(zhì)在時(shí)間和空間上的流量變化，高效應(yīng)對(duì)不同時(shí)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(jì)劃中，都針對(duì)工質(zhì)對(duì)流熱輸運(yùn)技術(shù)開展了研究，例如：NASA空天飛機(jī)計(jì)劃中，Tran等將低溫氫作為可重復(fù)使用的熱沉，設(shè)計(jì)和制備了管殼式換熱器和相應(yīng)的熱輸運(yùn)回路(圖3(a))；NASA高超聲速飛行器計(jì)劃中，針對(duì)尖銳前緣設(shè)計(jì)了如圖3(b)所示的基于金屬材料和復(fù)合材料的對(duì)流熱輸運(yùn)方案；歐空局LAPCAT計(jì)劃中， Balland團(tuán)隊(duì)針對(duì)MR-2飛行器，設(shè)計(jì)了以液氫燃料為冷卻工質(zhì)的熱輸運(yùn)循環(huán)(圖3(c))，該系統(tǒng)考慮了機(jī)身、油箱、乘客艙等部位的熱輸運(yùn)；德國(guó)宇航局的SpaceLiner飛行器計(jì)劃中，Schwanekamp針對(duì)鼻錐和前緣設(shè)計(jì)了以水為工質(zhì)的熱輸運(yùn)系統(tǒng)(圖3(d))。

另外，鑒于高超聲速飛行器熱問(wèn)題的復(fù)雜性，各國(guó)啟動(dòng)了各種熱管理相關(guān)子項(xiàng)目，并針對(duì)基于工質(zhì)對(duì)流的熱輸運(yùn)技術(shù)開展了研究，例如：歐洲導(dǎo)彈集團(tuán)和歐洲宇航防務(wù)集團(tuán)的PATH-SOCAR計(jì)劃中，針對(duì)8的飛行條件及雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，開發(fā)了多種基于燃料對(duì)流冷卻的C/C-SiC復(fù)合材料結(jié)構(gòu)；歐空局的ATLLAS-I和II計(jì)劃中，Steelant團(tuán)隊(duì)針對(duì)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(yùn)技術(shù)(圖3(e))。

高超聲速飛行器的熱輸運(yùn)性能應(yīng)從三個(gè)方面進(jìn)行表征：均勻性，即熱輸運(yùn)路徑的盲區(qū)盡可能少；容錯(cuò)性，熱輸運(yùn)路徑上的故障對(duì)熱輸運(yùn)性能的影響盡可能??；高效性，即熱輸運(yùn)路徑的阻力盡可能低。顯然，這三個(gè)特性很難同時(shí)滿足。上述文獻(xiàn)中，主流的熱輸運(yùn)路徑多為平行排布，路徑阻力低、效率高，但無(wú)法兼顧均勻性和容錯(cuò)性。自然界中，植物的葉脈負(fù)責(zé)向葉肉組織輸運(yùn)營(yíng)養(yǎng)，脈序分布能夠較好地兼顧輸運(yùn)過(guò)程的均勻性、容錯(cuò)性和高效性，對(duì)于工業(yè)界的輸運(yùn)問(wèn)題，具有很好的參考價(jià)值。一方面，美國(guó)空軍技術(shù)學(xué)院針對(duì)高超聲速軸對(duì)稱頭錐,清華大學(xué)姜培學(xué)教授團(tuán)隊(duì)針對(duì)自發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)，分別設(shè)計(jì)了樹杈狀輸運(yùn)路徑，較好地兼顧了輸運(yùn)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(guò)仿照植物葉脈設(shè)計(jì)的網(wǎng)狀路徑，兼顧了熱輸運(yùn)均勻性、容錯(cuò)性和高效性。上述研究為高超聲速氣動(dòng)熱輸運(yùn)技術(shù)提供了新思路。

3 熱轉(zhuǎn)換利用技術(shù)

3.1 再生轉(zhuǎn)換技術(shù)

在對(duì)流熱輸運(yùn)過(guò)程中，若工質(zhì)為燃料，則燃料攜帶熱量進(jìn)入推進(jìn)系統(tǒng)，在降低結(jié)構(gòu)溫度的同時(shí)，將廢棄熱量轉(zhuǎn)換為機(jī)械能，通常稱為再生冷卻，本文從熱量轉(zhuǎn)換利用的角度稱其為再生轉(zhuǎn)換技術(shù)。熱耗散以“阻隔熱量”為設(shè)計(jì)思路，熱輸運(yùn)以“轉(zhuǎn)移熱量”為設(shè)計(jì)思路，而再生轉(zhuǎn)換以“利用熱量”為設(shè)計(jì)思路，更加主動(dòng)，理論上具有更高的綜合效率。

目前，再生轉(zhuǎn)換技術(shù)廣泛用于各種動(dòng)力系統(tǒng)，如沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、組合動(dòng)力以及預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)中燃燒熱的管理。對(duì)于氣動(dòng)熱的再生轉(zhuǎn)換，目前公開報(bào)道的相關(guān)研究較為有限：歐空局的Balland團(tuán)隊(duì)針對(duì)MR-2飛行器，設(shè)計(jì)了以液氫燃料為工質(zhì)的氣動(dòng)熱和燃燒熱輸運(yùn)及再生轉(zhuǎn)換系統(tǒng)(圖3(c))；密歇根大學(xué)的Marley等針對(duì)MAX-1飛行器，設(shè)計(jì)了以液氫燃料為工質(zhì)的熱輸運(yùn)及再生轉(zhuǎn)換系統(tǒng)，并開展了熱輸運(yùn)和再生轉(zhuǎn)換性能分析以及必要性評(píng)估；Gou等針對(duì)0～8、高度0～60 km飛行條件下的高超聲速運(yùn)載器，以煤油燃料為工質(zhì)，設(shè)計(jì)了氣動(dòng)熱輸運(yùn)及再生轉(zhuǎn)換系統(tǒng)，從熱平衡的角度，以等效換熱系數(shù)表征熱輸運(yùn)系統(tǒng)強(qiáng)度，研究了熱輸運(yùn)與被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)之間的影響機(jī)理，論證了氣動(dòng)熱再生轉(zhuǎn)換的潛在收益。

圖3 基于工質(zhì)對(duì)流的熱輸運(yùn)案例Fig.3 Applications of heat transport(HT) that based on coolant convection

目前，再生轉(zhuǎn)換技術(shù)主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)中燃燒熱的管理，相較而言，氣動(dòng)熱分布不均勻性更強(qiáng)、氣動(dòng)壁面離燃燒室更遠(yuǎn)、熱覆蓋面積更大，因此，高超聲速氣動(dòng)熱的再生轉(zhuǎn)換過(guò)程機(jī)理和路徑設(shè)計(jì)技術(shù)還需要進(jìn)一步研究。

3.2 熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)

基于熱電材料的塞貝克效應(yīng)，可將熱能轉(zhuǎn)換為電能，該效應(yīng)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(kuò)散，而型和型熱電材料的載流子分別帶有負(fù)電荷和正電荷，因此，型和型熱電材料通常結(jié)對(duì)以產(chǎn)生較大的電動(dòng)勢(shì)。NASA在2012年的技術(shù)報(bào)告《Thermal Management Systems Roadmap》中指出，集成熱電轉(zhuǎn)換的多功能結(jié)構(gòu)技術(shù)是未來(lái)航天熱管理領(lǐng)域的重點(diǎn)發(fā)展方向之一。目前熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)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(jié)構(gòu)開發(fā)，以及結(jié)構(gòu)形式、邊界熱傳遞和異質(zhì)界面接觸等因素對(duì)熱電轉(zhuǎn)換過(guò)程的影響機(jī)理。

熱電材料及熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)

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(dǎo)電系數(shù)、導(dǎo)熱系數(shù)以及溫度確定，值越大則熱電轉(zhuǎn)換性能越優(yōu)異。在熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中選擇熱電材料時(shí)，一般遵循以下原則：選擇值高的材料；選擇導(dǎo)熱系數(shù)相近的型和型材料，避免熱短路和熱不匹配問(wèn)題；選擇最佳使用溫度與環(huán)境溫域相匹配的材料；考慮結(jié)構(gòu)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(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)已廣泛地用于太陽(yáng)能發(fā)電、手機(jī)余熱回收、便攜式電子設(shè)備、電動(dòng)汽車供電以及飛行器熱管理等領(lǐng)域。熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)的開發(fā)涉及材料選取、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和優(yōu)化、熱電傳遞轉(zhuǎn)換過(guò)程分析以及性能評(píng)估等過(guò)程，而熱電轉(zhuǎn)換體的性能則受到結(jié)構(gòu)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(shí)際中往往存在較大溫域環(huán)境，此時(shí)熱電結(jié)構(gòu)需要考慮低溫、中溫和高溫?zé)犭姴牧系亩嗉?jí)設(shè)計(jì)，以保證全溫度范圍內(nèi)具有較高的熱電轉(zhuǎn)換效率。因此，熱電轉(zhuǎn)換體結(jié)構(gòu)形式的研究主要體現(xiàn)在不同溫域中的多級(jí)結(jié)構(gòu)方面：Kanimba等針對(duì)473～973 K的溫度環(huán)境，基于高溫和中溫?zé)犭姴牧显O(shè)計(jì)了兩級(jí)和三級(jí)熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)，結(jié)果表明兩級(jí)和三級(jí)結(jié)構(gòu)的輸出功率分別可達(dá)8.3%和10.2%；Zhao等針對(duì)燃燒室熱管理，設(shè)計(jì)了單級(jí)和兩級(jí)熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)，研究結(jié)果表明兩級(jí)結(jié)構(gòu)可以顯著提升熱電轉(zhuǎn)換效率；Huang等針對(duì)堿金屬熱電轉(zhuǎn)換發(fā)電器，開發(fā)了兩級(jí)熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)進(jìn)行余熱管理；Cheng團(tuán)隊(duì)，Gou等及Gao等的系列工作中，分別針對(duì)高超聲速飛行器的氣動(dòng)熱環(huán)境，開發(fā)了多級(jí)熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)，并開展了優(yōu)化設(shè)計(jì)、性能評(píng)估等工作。

目前，熱電材料在兼顧高轉(zhuǎn)換效率、低導(dǎo)熱系數(shù)和強(qiáng)韌性方面仍然存在問(wèn)題，且熱電轉(zhuǎn)換性能仍然需要進(jìn)一步提升；熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)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(zhì)材料間的連接，異質(zhì)界面接觸效應(yīng)以及結(jié)構(gòu)在高溫下的熱變形等各種問(wèn)題的制約，需要更深入的研究。

高超聲速氣動(dòng)熱的熱電轉(zhuǎn)換

針對(duì)高超聲速飛行條件，Cheng團(tuán)隊(duì)開發(fā)了熱輸運(yùn)和熱電轉(zhuǎn)換結(jié)合的熱管理系統(tǒng)，并針對(duì)單級(jí)、兩級(jí)和三級(jí)結(jié)構(gòu)熱電結(jié)構(gòu)開展了系統(tǒng)的性能評(píng)估(圖4)；Gong等及Gao等針對(duì)高超聲速運(yùn)載器(0～8，高度0～60 km)設(shè)計(jì)了高溫單級(jí)熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)，隨后考慮電極、應(yīng)力緩沖、熱電材料限位等細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)了高溫-中溫兩級(jí)結(jié)構(gòu)，開展了力-熱-電性能評(píng)估(圖5(a))；Gou等針對(duì)高超聲速巡航飛行器的背風(fēng)面區(qū)域，基于柔性隔熱氈AFRSI，設(shè)計(jì)了熱電轉(zhuǎn)換和熱輸運(yùn)系統(tǒng)(圖5(b))，并分別以熱電轉(zhuǎn)換效率、單位質(zhì)量發(fā)電功率、氣動(dòng)熱轉(zhuǎn)換比率為目標(biāo)進(jìn)行了熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)的尺寸優(yōu)化，獲得了較優(yōu)的熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)方案。

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

圖5 高超聲速運(yùn)載器、巡航飛行器及其熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)Fig.5 Hypersonic launcher, cruise vehicle and their TE conversion structure

目前，高超聲速氣動(dòng)熱的熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)還需開展以下方面的研究：首先，熱電轉(zhuǎn)換結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方面，高密度的熱電材料增加了系統(tǒng)質(zhì)量，而寬域飛行條件下氣動(dòng)熱具有強(qiáng)烈的時(shí)空非線性，因此，為了獲得最優(yōu)熱電結(jié)構(gòu)，應(yīng)從形狀、拓?fù)浜统叽缛齻€(gè)尺度進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)；其次，熱電傳遞和轉(zhuǎn)換機(jī)理方面，多種材料的異質(zhì)界面接觸、高溫下變形不匹配等問(wèn)題會(huì)影響結(jié)構(gòu)的熱電傳遞和轉(zhuǎn)換性能，因此需要開展界面效應(yīng)對(duì)熱電性能影響機(jī)理的研究；最后，熱電結(jié)構(gòu)的制備方面，需要解決異質(zhì)材料的連接、高溫高壓下的結(jié)構(gòu)可靠性以及高溫下的電氣接口等問(wèn)題。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文從高超聲速氣動(dòng)熱耗散、輸運(yùn)及轉(zhuǎn)換技術(shù)三個(gè)方面，分別論述了被動(dòng)熱耗散材料、結(jié)構(gòu)和主動(dòng)熱耗散技術(shù)，基于高導(dǎo)熱材料、熱管和工質(zhì)對(duì)流的熱輸運(yùn)技術(shù)，以及熱再生轉(zhuǎn)換和熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)的研究現(xiàn)狀。高超聲速飛行器面臨的氣動(dòng)熱環(huán)境極其復(fù)雜，需要針對(duì)氣動(dòng)熱的耗散、輸運(yùn)和轉(zhuǎn)換全過(guò)程開展高效管理，還需要從以下方面開展深入研究：

(1)輕質(zhì)高效的熱耗散技術(shù)：對(duì)于耐高溫材料，高溫下材料內(nèi)部的熱量傳遞涉及固相導(dǎo)熱、氣相導(dǎo)熱及輻射換熱，受到結(jié)構(gòu)、組成相及缺陷的耦合影響，傳熱機(jī)理的研究和傳熱性能的表征是研究重點(diǎn)之一；對(duì)于隔熱材料，低密度、低熱導(dǎo)和高強(qiáng)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(qiáng)，隔熱性能逐漸降低，因此，值得關(guān)注高溫下隔熱材料力學(xué)性能及隔熱能力的改善研究；對(duì)于熱耗散結(jié)構(gòu)，現(xiàn)有方案的使用溫度低于1644 K，需要開發(fā)適應(yīng)更高溫度、更加輕質(zhì)高效的熱耗散結(jié)構(gòu)；對(duì)于主動(dòng)熱耗散技術(shù)而言，多孔壁面微細(xì)觀結(jié)構(gòu)及流固耦合現(xiàn)象、高超聲速條件下高速高溫氣流與工質(zhì)氣體之間的相互影響、高溫下氣體的化學(xué)反應(yīng)等引起的復(fù)雜流動(dòng)和傳熱機(jī)理，還需要進(jìn)一步研究。

(2)兼顧均勻、高效和容錯(cuò)性的熱輸運(yùn)技術(shù)：對(duì)于高導(dǎo)熱材料，以C/C和C/SiC為代表的復(fù)合材料通常具有輕質(zhì)高強(qiáng)的特點(diǎn)，可以較為方便地實(shí)現(xiàn)承載和熱輸運(yùn)功能的一體化，然而，受限于材料本身的導(dǎo)熱能力(小于900 W·m·K)，仍然具有熱輸運(yùn)效率較低、熱輸運(yùn)均勻性無(wú)法保證等缺點(diǎn)，如何從材料研發(fā)、方案設(shè)計(jì)層面解決上述問(wèn)題還需要更多研究；對(duì)于熱管，受限于傳熱極限、啟動(dòng)、熱輸運(yùn)均勻性等問(wèn)題，從輕質(zhì)高導(dǎo)熱的管壁材料、化學(xué)兼容的吸液芯和工質(zhì)材料等不同角度開發(fā)新型熱管，并探索復(fù)雜構(gòu)型和力熱條件下的熱管方案設(shè)計(jì)技術(shù)是下一步的研究方向；對(duì)于工質(zhì)對(duì)流技術(shù)，熱輸運(yùn)路徑的設(shè)計(jì)應(yīng)考慮均勻性、容錯(cuò)性和高效性，仿照植物葉脈的路徑設(shè)計(jì)值得研究。

(3)熱再生和熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)：對(duì)于再生轉(zhuǎn)換技術(shù)，氣動(dòng)熱分布不均勻、離推進(jìn)系統(tǒng)遠(yuǎn)以及熱覆蓋面積大所導(dǎo)致的再生軌跡復(fù)雜、路徑長(zhǎng)和成本高的問(wèn)題是研究重點(diǎn)；對(duì)于熱電轉(zhuǎn)換技術(shù)，兼顧高轉(zhuǎn)換效率、低導(dǎo)熱系數(shù)和強(qiáng)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(zhì)材料間的連接，熱電結(jié)構(gòu)中異質(zhì)界面接觸效應(yīng)以及結(jié)構(gòu)在高溫下的熱變形等問(wèn)題，需要更深入的研究。