吳亞東，朱廣生，蔣 平，李 強，寧 雷，高 波

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

先進的熱防護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. 中國運載火箭技術(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，對熱防護提出了挑戰(zhàn)。對各類主動熱防護方式的原理、研究進展和應(yīng)用現(xiàn)狀進行了歸納總結(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)性主動熱防護方式。并以此為基礎(chǔ)，提出了結(jié)合被動、半被動和主動熱防護的飛行器全時域綜合熱管理思路。

高超聲速飛行器；主動熱防護；相變；發(fā)汗冷卻；熱管理

0 引言

隨著航天技術(shù)進步，飛行器以高速在大氣層內(nèi)駐留時間越來越長，飛行器熱環(huán)境由高熱流密度和短加熱時間向中等熱流密度、長加熱時間、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設(shè)計提出新的挑戰(zhàn)。同時，新型飛行器各類變軌道、滑行、長時間可控等要求，使得氣動外形布局發(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，加熱時間也不斷增加，同時需要避免外形發(fā)生變化。這給防熱設(shè)計帶來了極大的難題，迫切需要打破目前的傳統(tǒng)防隔熱方法的桎梏，探索更先進的防熱方式和防熱設(shè)計思路。

熱防護的方式可分為被動熱防護、半被動熱防護和主動熱防護。目前飛行器外表面熱防護系統(tǒng)的主流是大面積被動防隔熱結(jié)構(gòu)加上局部的半被動燒蝕防熱層。主動熱防護概念雖提出多年，但航天領(lǐng)域的工程應(yīng)用主要是在液體火箭發(fā)動機的燃燒室。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。

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

1 飛行器主動熱防護技術(shù)概述

主動熱防護技術(shù)用于較高的熱流密度并持續(xù)長時間的氣動加熱。區(qū)別于被動和半被動熱防護的最主要特點是主動強迫冷卻工質(zhì)工作，以改善飛行器的熱環(huán)境。

最常采用的主動冷卻方式是對流冷卻，冷卻劑在結(jié)構(gòu)表面的夾層中流動，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)。對于自帶燃料的飛行器，如運載火箭的液體火箭發(fā)動機或高超聲速武器的超燃沖壓發(fā)動機，采用循環(huán)液體燃料作為冷卻劑，同時預(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]。

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

最后一種主動冷卻方式是發(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，實現(xiàn)大面積的連續(xù)覆蓋，從而減少進入結(jié)構(gòu)的熱流。作為冷卻劑的流體由壓力驅(qū)動，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)流動同時與多孔介質(zhì)的固體骨架進行換熱，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 主動熱防護技術(shù)在航天領(lǐng)域的工程應(yīng)用

2.1 液體火箭發(fā)動機主動熱防護技術(shù)

液體火箭發(fā)動機推力室燃燒產(chǎn)物溫度很高，液氧/煤油發(fā)動機推力室內(nèi)的最高燃氣溫度超過3800K，壁面的熱流密度達到10～160MW/m2，因此除了采用耐熱合金并增加隔熱防護外，必須采用主動冷卻系統(tǒng)[4]。

采用對流冷卻的發(fā)動機推力室身部做成內(nèi)外兩層壁，冷卻劑在夾層中流動，自身溫度身高，帶走燃氣傳給推力室內(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劑組元。

火箭發(fā)動機的發(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)動機、J-2發(fā)動機在內(nèi)的10余種發(fā)動機的燃燒室以及SSME的噴注面板采用這類先進的冷卻技術(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)動機主動熱防護技術(shù)

超燃沖壓發(fā)動機(scramjet)是指燃燒在超聲速下的沖壓發(fā)動機，是實現(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和前沿，是各大國爭相追逐的領(lǐng)域。如美國的NASP、Hyper-X、Hyfly、HyTech等一系列的戰(zhàn)略項目[9]，俄羅斯傳承蘇聯(lián)的“冷”(Холод)計劃氫燃料軸對稱超燃沖壓發(fā)動機、“鷹”(Орёл又稱IGLA)、“鷹-31”(Орёл-31)和彩虹-D2(Радуга-д2)計劃等[10]，法國的PREOHA項目[11]，德國的SANGER兩級入軌飛行器[12]，以及德法兩國合作的氫燃料雙模沖壓發(fā)動機JAPHAR計劃[13]等。我國一些科研院所和高校如航天三院、國防科大、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)動機結(jié)構(gòu)如圖2所示[14]。

20世紀90年代至今，美國開展了多項高超聲速計劃，其中對超燃沖壓發(fā)動機再生冷卻技術(shù)方面有較多研究始于1995年的高超聲速技術(shù)(Hy-Tech)計劃。2003年6月，世界上第一臺碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機GDE-1試驗取得成功，盡管驗證機的燃燒室和給再生冷卻系統(tǒng)提供的燃料是兩套獨立的系統(tǒng)，未能形成一體化閉環(huán)，但試驗成功表明在高馬赫數(shù)下采用再生冷卻系統(tǒng)進行熱防護的可行性[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)彈紅外視窗主動熱防護技術(shù)

高速攔截導(dǎo)彈在大氣層內(nèi)超聲速飛行時，由于迎面氣流的氣動加熱，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)窗附近的氣動加熱會影響導(dǎo)引頭的探測精度，因此，側(cè)窗需要通過主動制冷來進行防熱，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氣、四氧化二氮、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 頭錐主動防熱減阻技術(shù)

作為彈頭主動熱防護之一的逆向噴流方法，是在鈍體頭部設(shè)置一個噴口，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，但同時使鈍體頭部流場變得非常復(fù)雜[21-24]。流場結(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，仍停留在機理性研究。Foreest等[25]在德國宇航中心L2K電弧風(fēng)洞中開展了水發(fā)汗冷卻實驗，實驗件為陶瓷多孔介質(zhì)頭錐模型，成分為91%氧化鋁和9%二氧化硅。證實液態(tài)水發(fā)汗的冷卻效果遠遠高于氮氣發(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2000K，但當(dāng)水的初始流量大于0.2g/s時，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)洞進行了相變發(fā)汗冷卻的機理性研究，同樣證實了良好的冷卻效果，如圖7所示。

3 主動熱防護在航天飛行器的應(yīng)用前景

傳統(tǒng)的航天飛行器設(shè)計對熱問題一般是采用“防熱”的方式進行解決，即在明晰結(jié)構(gòu)設(shè)計、環(huán)境條件等的基礎(chǔ)上，通過被動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。面對這種形式，開展各類主動熱防護的技術(shù)預(yù)先研究，積累技術(shù)儲備，并探索實際工程應(yīng)用的可行性，就顯得尤為重要。

針對主動熱防護的冷卻特性，其應(yīng)用前景主要包含3個方面：

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

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

3)針對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)，加熱時間范圍廣(從100s以下到1000s以上)，利用液態(tài)水和多孔介質(zhì)材料進行的相變發(fā)汗冷卻主動熱防護技術(shù)。

其基本框架如圖8所示。

與此同時，飛行器熱環(huán)境的變化應(yīng)產(chǎn)生相適應(yīng)的設(shè)計方法。面對多樣的熱防護方式，傳統(tǒng)的先確定條件，再被動地適應(yīng)這種條件，“穿棉襖”“貼補丁”的方式是否繼續(xù)可行？設(shè)計人員應(yīng)當(dāng)有預(yù)先判斷的嗅覺和眼光，變傳統(tǒng)的被動防護為主動控制。采用一體化設(shè)計方法，即將氣動加熱環(huán)境、機體高溫表面向外輻射散熱、機體結(jié)構(gòu)向機內(nèi)傳熱分析、材料的強度特性、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行設(shè)計和分析。同時，面對飛行器各個部件的特殊熱環(huán)境條件，采用各自不同的被動、半被動、主動熱防護方式。將飛行器的熱問題融入初始參數(shù)設(shè)計之中，從而提高整個飛行器的設(shè)計指標和實際飛行性能。

4 飛行器全時域綜合熱管理思路

結(jié)合先進熱防護方法探索，提出將被動的“熱防護”升級為整體主動的“熱管理”。熱管理是一項集系統(tǒng)集成優(yōu)化、熱動力學(xué)分析、過程控制、協(xié)同設(shè)計分析于一體的綜合性技術(shù)，需要設(shè)計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)變設(shè)計理念，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，需要相對前沿的機理性探索，也需要與我國飛行器設(shè)計規(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，分三步來實行：

(1)補足短板，明晰主動熱防護方案的技術(shù)特點，實現(xiàn)在飛行器上的工程應(yīng)用

全時域熱管理，必須對各種防熱方式有技術(shù)積累。綜合目前發(fā)展趨勢，主動熱防護方式，必將是未來飛行器，特別是長時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)對本技術(shù)的基礎(chǔ)原理、實現(xiàn)形式進行探索，在局部應(yīng)用的基礎(chǔ)上，積累熱設(shè)計經(jīng)驗。

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

在原有的防熱方式設(shè)計思想中，系統(tǒng)的防熱能力要滿足最極端工況要求，同時，仍需要留余量。即針對單一工況下的設(shè)計，在全飛行器防熱絕對安全這一設(shè)計思想下進行設(shè)計。由于防熱應(yīng)用形式的單一(熱沉式結(jié)構(gòu)加防熱層)，不考慮各個不同部件的各自特點，而是簡單地統(tǒng)一設(shè)計，并且按峰值考慮，這樣會產(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，通過對各自精細化設(shè)計來實現(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)計是未來熱管理系統(tǒng)必須進行的變革。其一，熱管理系統(tǒng)追求的不是各個部件在單一工況下的最優(yōu)性能，而是要同時滿足全系統(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。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結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，擺脫原有相對離散的設(shè)計狀態(tài)，從整體出發(fā)，將其納入全工況的熱流匹配控制中去，進行結(jié)構(gòu)和防熱的統(tǒng)一設(shè)計。其三，飛行器的內(nèi)外結(jié)構(gòu)本身是一個響應(yīng)延遲滯后的系統(tǒng)，必須深入掌握各個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)合主動熱防護方式，有效進行防熱的調(diào)節(jié)與控制，從時間、空間的效應(yīng)研究熱特性的動態(tài)變化規(guī)律，以此指導(dǎo)設(shè)計。

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

在實現(xiàn)上兩步的基礎(chǔ)上，已經(jīng)能夠?qū)θw行器全工況，針對不同部件實現(xiàn)不同防熱方案辨析；能夠?qū)φw形成一個具體的熱管理方案；能夠在彈箭體建立起一個循環(huán)的主動熱管理系統(tǒng)。這對于整體飛行器性能是一個提升。因而，設(shè)計思路可以進一步優(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)實現(xiàn)飛行過程中的優(yōu)化，從而強化飛行器的技術(shù)指標，真正將熱管理上升到整個飛行器設(shè)計的核心地位。

5 結(jié)論

本文對各類主動熱防護方式的基本原理和國內(nèi)外工程應(yīng)用和理論研究情況進行了歸納總結(jié)。結(jié)合對未來飛行器發(fā)展的判斷，提出了系統(tǒng)的相變熱防護思路。即針對飛行器幾個典型部位的特定熱環(huán)境，分別進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。

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

[1] 蔡國飆，李家文，田愛梅，等.液體火箭發(fā)動機設(shè)計[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)動機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.液體火箭發(fā)動機推力室結(jié)構(gòu)與冷卻設(shè)計[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)飛行試驗計劃(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)汗冷卻的流動和傳熱機理研究[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)動機中的應(yīng)用與發(fā)展[J].推進技術(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.迎風(fēng)凹腔與逆向噴流組合熱防護系統(tǒng)冷卻效果研究[J]. 物理學(xué)報, 2012, 61(6):064703.

[24] 戎宜生.飛行器迎風(fēng)前緣逆噴與發(fā)汗防熱機理及復(fù)雜流動算法研究[D]. 長沙：國防科學(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基金項目：國家自然科學(xué)基金(163299)

吳亞東(1989-)，男，博士，工程師，主要從事飛行器熱防護設(shè)計。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。E-mail:zgs_0128@163.com

V421

A

2096-4080(2017)01-0060-06