熱防護(hù)材料氣固界面?zhèn)鳠醾髻|(zhì)問題研究進(jìn)展綜述

趙瑾，孫向春，張俊，唐志共，文東升,*

1. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000

高超聲速技術(shù)已成為空天領(lǐng)域新的顛覆性技術(shù)制高點(diǎn)，被全球視為“博弈規(guī)則改變者(Game-Changer)”。高超聲速飛行器在大氣層里以達(dá)到或超過5倍聲速飛行時，強(qiáng)烈的激波壓縮和黏性摩擦阻力會導(dǎo)致大量動能轉(zhuǎn)變成熱能，使周圍的空氣被加熱到數(shù)千甚至上萬度的高溫。隨飛行速度的進(jìn)一步提高，要想成功實(shí)現(xiàn)高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動長時安全飛行，最大的挑戰(zhàn)之一即為如何克服飛行過程中產(chǎn)生極端熱載荷時面臨的“新熱障”問題[1-3]。

作為高超聲速飛行器的“防護(hù)服”，熱防護(hù)系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)和保證高速飛行的基石，其技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展已成為制約高超聲速領(lǐng)域發(fā)展的瓶頸和世界難題。若熱防護(hù)系統(tǒng)出現(xiàn)“欠防護(hù)”問題，會導(dǎo)致熱防護(hù)失效并造成災(zāi)難性后果；但過于保守的“過防護(hù)”設(shè)計(jì)不僅會增加熱防護(hù)系統(tǒng)冗余，且不符合高超聲速飛行器為提高結(jié)構(gòu)效率而提出的日益苛刻的輕質(zhì)化“減重”要求。因此如何兼顧熱防護(hù)系統(tǒng)的可靠性和科學(xué)性，在很大程度上依賴于對高超聲速飛行器表面復(fù)雜氣動熱載荷的精確預(yù)測[4-7]。

相較于低速飛行而言，高超聲速飛行時表面氣動熱載荷更為復(fù)雜，給熱防護(hù)系統(tǒng)的精細(xì)化設(shè)計(jì)帶來了極大困難。特別是隨翼型從傳統(tǒng)的“無升力、軸對稱外形”向“面對稱、大升阻比外形”轉(zhuǎn)變，高超聲速飛行器須長時間服役于“高焓化學(xué)非平衡流”區(qū)域，導(dǎo)致在熱防護(hù)設(shè)計(jì)中出現(xiàn)了大量熱-力-化多效應(yīng)耦合傳熱傳質(zhì)和多尺度非平衡差異等問題，直接影響熱防護(hù)設(shè)計(jì)的可靠性[8-11]。如圖1[10-12]所示，高溫來流會產(chǎn)生真實(shí)氣體效應(yīng)，在氣固界面處與熱防護(hù)材料發(fā)生復(fù)雜的高溫化學(xué)非均相反應(yīng)和傳熱傳質(zhì)的非線性耦合現(xiàn)象。熱防護(hù)材料承受的氣動熱載荷不僅包括高溫氣體輻射加熱、對流換熱和熱傳導(dǎo)，還包括非平衡氣體的化學(xué)離解焓、與熱防護(hù)材料相互作用時的催化反應(yīng)熱及在熱氧化/燒蝕/侵蝕等非均相過程中產(chǎn)生的其他化學(xué)反應(yīng)熱。與此同時，防熱材料內(nèi)部也可能由于高溫產(chǎn)生熱解氣體，并通過多孔骨架溢出進(jìn)入熱邊界層內(nèi)，與高溫氣體進(jìn)一步發(fā)生反應(yīng)，同時伴隨著材料本身的融化、蒸發(fā)、升華等相變現(xiàn)象，在不同時空尺度上產(chǎn)生化學(xué)反應(yīng)與傳熱傳質(zhì)過程間的非線性耦合現(xiàn)象。

可見高超聲速熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程涉及的高溫服役環(huán)境與熱防護(hù)材料氣固界面間相互作用過程極為復(fù)雜，不僅具有多相、多場、多尺度、多維度、多機(jī)制、多效應(yīng)耦合的特點(diǎn)，還包含了材料、力學(xué)、物理、化學(xué)等多學(xué)科深度交叉融合特性，亟需圍繞極端熱環(huán)境下材料氣固界面相互作用特性這一關(guān)鍵研究對象及復(fù)雜基礎(chǔ)問題進(jìn)一步打破學(xué)科界限，從高溫材料學(xué)、高溫固體力學(xué)、高溫氣體動力學(xué)、材料表面物理化學(xué)、傳熱傳質(zhì)學(xué)、計(jì)算科學(xué)等多角度出發(fā)，開展交叉創(chuàng)新的多范式研究，形成合力以實(shí)現(xiàn)有效突破[13-19]。

1 氣固界面?zhèn)鳠醾髻|(zhì)問題

1.1 燒蝕型熱防護(hù)材料

燒蝕材料按燒蝕機(jī)理可粗略分為升華型、熔化型和碳化型。對于以難熔金屬材料、鎢滲銅材料等傳統(tǒng)材料及碳/碳復(fù)合材料等新型材料為代表的燒蝕型防熱系統(tǒng)，由于固相材料表面的熔融、升華、氧/氮化、熱解燒蝕等物理化學(xué)過程，氣固界面處出現(xiàn)強(qiáng)烈的氣固非均相反應(yīng)及傳熱傳質(zhì)耦合現(xiàn)象，如圖2[20-21]所示。在燒蝕過程中產(chǎn)生大量熱解氣體并形成固相碳化層，熱解氣體在壓力梯度的推動下滲透碳化層，在表面產(chǎn)生質(zhì)量引射。引射氣體進(jìn)入換熱邊界層，不僅引起換熱邊界層厚度增加，產(chǎn)生熱阻塞效應(yīng)，還會與流場中的高溫空氣組分發(fā)生氣相均相反應(yīng)，進(jìn)一步影響周圍流場和溫度場的分布。諸多研究表明，由于熱解燒蝕引起的氣體引射效應(yīng)會極大地改變近壁面流動和防熱效果，其機(jī)理的有效表征是熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)亟須解決的關(guān)鍵問題之一[11-21]。

1.2 非燒蝕型熱防護(hù)材料

對于以高溫陶瓷、碳/陶瓷基等復(fù)合材料為代表的非燒蝕/微燒蝕型熱防護(hù)系統(tǒng)，氣固界面間的復(fù)雜性主要體現(xiàn)在防熱材料的表面催化及氧化/微燒蝕效應(yīng)。材料表面催化效應(yīng)是由高溫離解原子在界面復(fù)合為分子而產(chǎn)生的，為典型的放熱反應(yīng)，會顯著增加飛行器表面承受的氣動熱載荷，如圖3[3-6,10,22]所示。美國、歐洲及日本等飛行試驗(yàn)結(jié)果表明催化反應(yīng)熱最高可占總氣動熱載荷的50%以上[3-6]。如何準(zhǔn)確描述表面催化效應(yīng)是氣動熱預(yù)測的關(guān)鍵之一。同時，氧化放熱反應(yīng)不僅僅增加了防熱材料的熱負(fù)荷，也會損害其機(jī)械性能，如何依據(jù)表面被動及主動氧化機(jī)理實(shí)現(xiàn)氣固界面的主動控制也是非燒蝕/微燒蝕(可重復(fù)使用)類熱防護(hù)材料的主要關(guān)注點(diǎn)之一。

1.3 氣固界面的動態(tài)演化及競爭機(jī)制

無論是燒蝕型防熱材料還是非燒蝕型防熱材料，在其服役環(huán)境下都會經(jīng)受超高溫、大熱流密度等苛刻的氣動環(huán)境。非燒蝕型防熱材料并非絕對的“非燒蝕”，而是在表面氧分壓和溫度滿足某種條件后其表面生成凝聚相氧化物，致密的氧化層降低了氧原子向材料內(nèi)部的擴(kuò)散速率及氧化速率，從而實(shí)現(xiàn)非燒蝕功能；現(xiàn)有非燒蝕型防熱材料在表面溫度持續(xù)升高時，氧化層將隨環(huán)境中溫度、壓力及氧化劑的改變而發(fā)生成分和結(jié)構(gòu)的變化，可能出現(xiàn)由“非燒蝕”向“燒蝕”的突變，甚至出現(xiàn)破裂、剝落，這將為高超聲速飛行器帶來災(zāi)難性后果[16-18]。

因此，防熱材料與極端服役氣動熱環(huán)境之間的耦合作用歸根結(jié)底即為氣固界面間復(fù)雜的熱-力-化多場耦合傳熱傳質(zhì)效應(yīng)，其耦合本構(gòu)、試驗(yàn)與表征方法已成為目前國內(nèi)外極為重視的技術(shù)痛點(diǎn)和重點(diǎn)支持的研究熱點(diǎn)。

2 國外研究進(jìn)展簡述及啟示

飛行試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬被視為支持高超聲速發(fā)展的“三駕馬車”，同時也是有效表征極端服役氣動熱環(huán)境與防熱材料間氣固界面?zhèn)鳠醾髻|(zhì)問題的重要研究手段。與此同時，在當(dāng)代數(shù)字化轉(zhuǎn)型浪潮下，基于大數(shù)據(jù)時代的人工智能為以試驗(yàn)科學(xué)、理論建模及模擬計(jì)算方法構(gòu)筑的三座經(jīng)典科學(xué)大廈帶來的價(jià)值正越來越多地凸顯。因此，以試驗(yàn)測試、理論計(jì)算、數(shù)值模擬及人工智能應(yīng)用這4種典型研究范式(Paradigm)為切入點(diǎn)，綜述國外在表征高溫服役氣體環(huán)境/熱防護(hù)材料氣固界面熱質(zhì)耦合特性方面的先進(jìn)研究手段及最新研究進(jìn)展。

2.1 試驗(yàn)測試

可有效再現(xiàn)極端服役環(huán)境的地面風(fēng)洞試驗(yàn)是獲得材料表面熱質(zhì)耦合及氣固非均相反應(yīng)特性的重要手段之一。自20世紀(jì)80年代起，美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)約翰遜空間中心、阿姆斯研究中心等利用電弧風(fēng)洞開展了熱防護(hù)材料表面熱-力-化耦合特性的研究[23]，如圖4[23]所示；隨后俄羅斯、西歐和日本等國也利用各自的地面風(fēng)洞模擬設(shè)備發(fā)展了熱防護(hù)材料表面催化、氧化、熱解、燒蝕等氣固非均相反應(yīng)特性地面評估試驗(yàn)和測試技術(shù)，構(gòu)建了部分典型熱防護(hù)材料非均相反應(yīng)模型并研究了其對表面熱流的影響[24]。按風(fēng)洞試驗(yàn)熱環(huán)境要求，地面模擬設(shè)備主要包括等離子電弧風(fēng)洞、燃?xì)饧訜犸L(fēng)洞、高頻感應(yīng)加熱風(fēng)洞等，為氣固界面相互作用模型的發(fā)展提供了重要數(shù)據(jù)支撐。但地面風(fēng)洞試驗(yàn)需較大的成本投入、流程結(jié)構(gòu)復(fù)雜、時間周期較長并需配專業(yè)人員操作，且存在各裝置評價(jià)表征方法不一的問題，得到的材料界面熱質(zhì)耦合響應(yīng)結(jié)果及表面熱流測試結(jié)果有時相差較大。

針對風(fēng)洞地面試驗(yàn)測試的不足，俄羅斯科學(xué)院力學(xué)研究所[25]、中央機(jī)械制造研究院[26]、德國斯圖加特大學(xué)[27]和日本國家航空航天試驗(yàn)室[28-29]、比利時馮·卡門流體力學(xué)研究所[30-31]等陸續(xù)發(fā)展了高時/空分辨的、以等離子熱流為發(fā)熱源的實(shí)驗(yàn)室評價(jià)與測試方法，如圖5[31]所示，成功實(shí)現(xiàn)了針對典型材料表/界面演化特性的分辨及基于原子損耗濃度的非均相反應(yīng)速率評價(jià)方法，可靠性和穩(wěn)定性均相對較好。研究發(fā)現(xiàn)高焓非平衡環(huán)境下防熱材料氣固界面的演化不僅受界面高焓氣體濃度影響很大，且材料表面組分、表面存在的微納孔洞結(jié)構(gòu)及粗糙度等均會對材料表面催化特性、氧化及熱解燒蝕等非均相化學(xué)反應(yīng)、蒸發(fā)/升華等界面演化現(xiàn)象產(chǎn)生很大影響[25-30]。典型的試驗(yàn)手段目前尚難以準(zhǔn)確捕捉諸多因素對邊界層帶來的影響，因此發(fā)展可靠的理論計(jì)算及數(shù)值模擬表征方法迫在眉睫。

2.2 理論計(jì)算

以燒蝕型熱防護(hù)材料為代表的材料氣固界面熱響應(yīng)理論計(jì)算較為復(fù)雜，從燒蝕機(jī)理的角度看，熱防護(hù)材料的燒蝕可分為兩種：表面燒蝕和體積燒蝕[32-34]；表面燒蝕常通過線燒蝕速率表征，而體積燒蝕常用質(zhì)量燒蝕率表示，并主要由基體層、熱解層、炭化層及燒蝕反應(yīng)層組成，如圖6[35]所示。

初期的理論計(jì)算模型將燒蝕材料簡化為一層，并將材料的物理性質(zhì)按溫度進(jìn)行分區(qū)，從而將燒蝕問題簡化為傳熱問題，導(dǎo)致對熱響應(yīng)的預(yù)報(bào)精度很差。后期發(fā)展的計(jì)算模型中把熱防護(hù)材料通過熱解面劃分成碳化層和原始材料層兩個區(qū)域，如圖6[35]所示，在一定程度上改善了早期模型的計(jì)算精度，但熱解層模型未基于熱解動力學(xué)模型分析材料的熱解過程，只是假設(shè)熱解程度和材料溫度存在一種線性關(guān)系，使用Arrhenius型參數(shù)對異相反應(yīng)進(jìn)行建模，并將材料特性視為溫度的函數(shù)簡化計(jì)算。至今很多用于描述異相催化/表面氧化/熱解燒蝕反應(yīng)的研究方法仍然依賴于動力學(xué)或現(xiàn)象學(xué)模型，這些模型可以更快、成本更低地在CFD(Computational Fluid Dynamics)計(jì)算程序中實(shí)現(xiàn)表面熱流的計(jì)算。

美國NASA、德國空間系統(tǒng)研究中心(Institut für Raumfahrtsysteme，IRS)等各國研究團(tuán)隊(duì)通過對LAURA與DPLR程序CFD代碼進(jìn)行修正[36-41]，試圖為CFD仿真提供更加準(zhǔn)確的有限反應(yīng)速率模型邊界條件，其中氣固非均相反應(yīng)模型一般通過求解壁面附近質(zhì)量守恒方程的方法構(gòu)建，現(xiàn)有的有限化學(xué)反應(yīng)速率常數(shù)往往仍通過Arrhenius公式對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行線性擬合獲得，如圖7[36-42]所示。但過度簡化的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诰群涂煽啃苑矫嫒杂腥毕?，對氣動熱響?yīng)的準(zhǔn)確預(yù)報(bào)亟須考慮氣固界面相互作用時的多尺度傳熱傳質(zhì)過程，通過對其物理化學(xué)相互作用進(jìn)行本構(gòu)表征以正確反映其對氣固邊界層的影響。

2.3 數(shù)值模擬

針對宏觀尺度的高超聲速氣動力/熱模擬計(jì)算方法，目前國際領(lǐng)先的程序包括NASA Langley研究中心開發(fā)的LAURA程序、Ames研究中心開發(fā)的DPLR程序、明尼蘇達(dá)大學(xué)開發(fā)的US3R程序及美國AeroSoft公司開發(fā)的GASP程序等[35-42]，如圖8[35]所示。這些程序中，高焓熱環(huán)境與防熱材料間界面氣固非均相反應(yīng)常以邊界條件的形式給出，缺乏對材料界面氣固非均相反應(yīng)特性與氣動熱耦合作用的精確模擬是制約其發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)問題之一。

針對經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ捅碚骶群涂煽啃缘偷膯栴}，日本國家宇航試驗(yàn)室、美國馬里蘭大學(xué)、德國斯圖加特大學(xué)等研究團(tuán)隊(duì)嘗試通過從化學(xué)反應(yīng)表面動力學(xué)出發(fā)，對高焓非平衡環(huán)境下材料氣固界面非均相反應(yīng)進(jìn)行建模，獲取表面化學(xué)反應(yīng)系數(shù)參量化表達(dá)式并應(yīng)用于CFD氣動熱模擬計(jì)算驗(yàn)證[43-45]，但收效甚微。其原因主要在于這些有限化學(xué)反應(yīng)速率模型均是基于宏觀連續(xù)性假設(shè)建立的，而實(shí)際飛行服役環(huán)境中材料氣固界面尺度可能導(dǎo)致連續(xù)性假設(shè)失效。在高努森數(shù)Kn下，微小的平衡偏差就會導(dǎo)致連續(xù)介質(zhì)方法失效，致使宏觀性質(zhì)出現(xiàn)較大波動。因此在微觀尺度對異相反應(yīng)路徑進(jìn)行更精細(xì)的研究，從而給出更精準(zhǔn)的壁面邊界條件十分必要，也逐漸成為探索、開發(fā)和優(yōu)化防熱材料的新有力手段。目前基于量子力學(xué)(Quantum Mechanics，QM)計(jì)算和分子動力學(xué)(Molecular Dynamics，MD)的模擬方法在高焓非平衡環(huán)境/防熱材料氣固非均相反應(yīng)模型的研究方面得到了有效應(yīng)用[46-48]?；赒M方法能研究原子及分子結(jié)構(gòu)的動力學(xué)過程，可準(zhǔn)確預(yù)測化學(xué)反應(yīng)的過渡態(tài)、反應(yīng)能壘、反應(yīng)產(chǎn)物等，在不提供前提假設(shè)的條件下預(yù)測反應(yīng)路徑、理解未知反應(yīng)機(jī)理，在確定基本反應(yīng)速率方面具有一定優(yōu)勢。但由于該方法計(jì)算成本過大的本質(zhì)屬性，其在非平衡態(tài)多分子系統(tǒng)模型的完備性和模擬結(jié)果的統(tǒng)計(jì)性方面有較大局限。傳統(tǒng)MD方法雖然能解決QM計(jì)算成本大的問題，但難以應(yīng)用于包含化學(xué)反應(yīng)的模擬研究?；趥鹘y(tǒng)MD方法，結(jié)合日趨成熟的ReaxFF反應(yīng)力場，反應(yīng)分子動力學(xué)(Reactive Molecular Dynamics，RMD)方法有效避免了QM方法效率低和MD方法無法研究化學(xué)鍵斷裂的局限性，能在更大尺度上提供詳細(xì)和準(zhǔn)確的反應(yīng)過程信息，在研究材料熱、壓縮、沖擊、熱解、燃燒和爆轟等物理化學(xué)領(lǐng)域得到了很好的應(yīng)用[48]，也逐漸成為揭示氣固相互作用時發(fā)生的復(fù)雜非線性物理化學(xué)特性及界面演化行為機(jī)制的新途徑，如圖9[48]所示。

關(guān)于采用RMD方法研究高超聲速飛行器材料界面演化微觀特性，美國NASA、賓夕法尼亞州立大學(xué)和日本等研究學(xué)者已開展了一些基礎(chǔ)研究工作，主要模擬了高溫條件下氧原子在SiO2表面的催化反應(yīng)及在Langmuir Hinshelwood(L-H)和Eley-Ridel(E-R)機(jī)制下的催化復(fù)合機(jī)理；此外，基于RMD模擬方法的計(jì)算結(jié)果還被嘗試應(yīng)用于高超聲速氣體與壁面相互作用發(fā)生化學(xué)反應(yīng)邊界條件的構(gòu)建[46-48]?？紤]到界面各種化學(xué)反應(yīng)的普遍性，基于RMD方法的微觀尺度模擬計(jì)算有望成為可精確表征氣固界面熱質(zhì)耦合模型及評價(jià)實(shí)際氣固非均相反應(yīng)特性的橋梁技術(shù)。

以美國哈佛大學(xué)[49]、德國慕尼黑工業(yè)大學(xué)[50]、日本京都大學(xué)[51]、英國帝國理工大學(xué)[52]、愛丁堡大學(xué)[53]為代表的研究團(tuán)隊(duì)采用區(qū)域分解法自主開發(fā)并實(shí)現(xiàn)了CFD/MD耦合計(jì)算方法以兼顧計(jì)算精度及計(jì)算效率的協(xié)同提升，如圖10[51-52]所示。但如何將基于RMD模擬得到的氣固界面相互作用規(guī)律和關(guān)鍵控制因素的研究結(jié)果轉(zhuǎn)換為可精確表征適用于氣動熱環(huán)境、表面熱響應(yīng)等諸多計(jì)算、設(shè)計(jì)及工程應(yīng)用的輸入?yún)?shù)邊界模型，并實(shí)現(xiàn)通過微觀尺度的數(shù)值模擬提高宏觀氣動熱環(huán)境的多尺度精準(zhǔn)預(yù)報(bào)，尚處于探索階段。這是由于目前基于RMD的研究工作還停留在初期階段，主要局限于揭示部分材料在特殊熱環(huán)境條件下表面反應(yīng)的微觀機(jī)理，通過RMD模擬構(gòu)建的有限化學(xué)反應(yīng)速率大多是建立在來流溫度、壓力等單一變量函數(shù)的基礎(chǔ)上。而在實(shí)際高超聲速條件下氣固相互作用時發(fā)生的表面化學(xué)反應(yīng)速率不僅與高焓氣流環(huán)境溫度、壓力、混合組分比、不同組元分壓等多個特征參數(shù)有關(guān)，還受材料本身種類、表面晶體結(jié)構(gòu)、表面粗糙度及粗糙微孔結(jié)構(gòu)等影響。考慮高超聲速條件下氣固相互作用時熱-力-化耦合的復(fù)雜性，亟需更為深入地研究拓展其應(yīng)用。

2.4 人工智能應(yīng)用

風(fēng)洞試驗(yàn)方法能更為準(zhǔn)確地預(yù)測飛行器氣動熱環(huán)境，但受試驗(yàn)周期、經(jīng)費(fèi)及天地一致性等問題因素的限制，難以在全飛行包線內(nèi)開展大規(guī)模試驗(yàn)研究；傳統(tǒng)工程估算方法計(jì)算成本較低且計(jì)算效率較高，但針對復(fù)雜外形及服役工況的估算精度不足；另外，盡管目前數(shù)值模擬計(jì)算的預(yù)測精度相對較高，但針對高超聲速飛行包線內(nèi)全部狀態(tài)開展大規(guī)模瞬時預(yù)測的計(jì)算代價(jià)仍非常昂貴，難以滿足氣動熱防護(hù)系統(tǒng)工程設(shè)計(jì)過程中高效率分析的龐大需求[54-59]。自1956年美國Dartmouth會議上麥卡錫首次提出人工智能技術(shù)以來已有66年，人工智能技術(shù)研發(fā)和實(shí)踐經(jīng)歷過兩次嚴(yán)冬(AI Winter)，直至10年前至今又迎來了第3次發(fā)展機(jī)遇期。近期結(jié)合理論分析、數(shù)值計(jì)算及試驗(yàn)測試手段，以規(guī)則學(xué)習(xí)、數(shù)據(jù)驅(qū)動與能力增強(qiáng)為主的人工智能技術(shù)在高超聲速氣動力/熱預(yù)測領(lǐng)域方面的應(yīng)用越來越廣泛，如圖11[54]所示。目前，發(fā)展基于人工智能方法的氣動熱高精度快速預(yù)測方法已逐漸成為促進(jìn)高超聲速飛行器氣動力/熱設(shè)計(jì)發(fā)展的新引擎，并蘊(yùn)含巨大的應(yīng)用價(jià)值。近期國外研究學(xué)者[60]基于CFD數(shù)值模擬結(jié)果，利用卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等方法構(gòu)建了流場降階代理模型，逐步開展了流場高精度快速預(yù)測AI-CFD算法的開發(fā)研究工作，已初步實(shí)現(xiàn)了計(jì)算精度與計(jì)算效率之間的有效平衡，如圖12[60]所示。

值得注意的是在高超聲速氣動設(shè)計(jì)領(lǐng)域，國外現(xiàn)有AI-CFD算法研究大多應(yīng)用于流場及氣動積分力預(yù)測代理模型的構(gòu)建，但針對高超聲速氣動熱的建模及預(yù)測研究尚較缺乏，且亟需傳熱傳質(zhì)學(xué)與大數(shù)據(jù)科學(xué)的內(nèi)外交叉。盡管學(xué)術(shù)界對該第四范式長期持有不同觀點(diǎn)，如缺乏理論指導(dǎo)的情況下難以對試驗(yàn)及模擬數(shù)據(jù)進(jìn)行有效挖掘、復(fù)雜飛行器外形或服役工況下對數(shù)據(jù)間的沖突敏感性強(qiáng)、泛化能力弱等[60]，但這些批評與當(dāng)前采用人工智能方法開展高超聲速氣動熱/力預(yù)測的嘗試研究并不矛盾，相信人工智能的快速發(fā)展將改變計(jì)算本身：將基于理論分析、數(shù)值計(jì)算及試驗(yàn)測試手段等獲得的大數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)變?yōu)橹R，同時可結(jié)合數(shù)字孿生平臺實(shí)現(xiàn)虛實(shí)聯(lián)動，進(jìn)一步支持高超聲速飛行器防熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中更好地決策，在不斷的批判和矛盾中螺旋式推進(jìn)發(fā)展。

3 中國研究現(xiàn)狀簡述及展望

相對于國外已日趨成熟的研究水平，中國學(xué)者在2000年左右開始逐漸認(rèn)識到熱防護(hù)設(shè)計(jì)中高溫氣體效應(yīng)及壁面氣固非均相反應(yīng)特性對高超聲速氣動熱精確預(yù)測的重要性[61-63]。中國科學(xué)研究院力學(xué)所吳承康院士團(tuán)隊(duì)[64]和中國空氣動力研究與發(fā)展中心董維中教授團(tuán)隊(duì)[65]是中國對該方向最早開展研究的團(tuán)隊(duì)之一。自此熱防護(hù)材料氣固非均相反應(yīng)特性的研究在中國起步，借助后發(fā)之力取得了顯著進(jìn)步。目前中國對該方向進(jìn)行研究的主要單位包括中國空氣動力研究與發(fā)展中心[66-69]、哈爾濱工業(yè)大學(xué)[3-6,11,70-73]、中國科學(xué)研究院[74-76]、西北工業(yè)大學(xué)[77-79]、北京航空航天大學(xué)[80-89]等院所和高校。

哈爾濱工業(yè)大學(xué)杜善義院士、孟松鶴教授團(tuán)隊(duì)利用微波等離子和高頻感應(yīng)加熱裝置搭建了試驗(yàn)室測試與評價(jià)平臺[3-6,11,70-73]，如圖13[3]所示，對多種氣固界面非均相反應(yīng)特性進(jìn)行了大量試驗(yàn)研究，并通過分析材料表面氣體組分濃度的變化趨勢建立了不同極端服役環(huán)境下的防熱理論模型?；谝勋@得的部分材料在不同溫度、壓力離解空氣中的有限化學(xué)反應(yīng)速率常數(shù)與國外數(shù)據(jù)的差異性分析，證實(shí)了材料表面有限化學(xué)反應(yīng)速率常數(shù)除受溫度的影響外，還與環(huán)境壓力、材料成分、結(jié)構(gòu)及表面粗糙度等其他因素有關(guān)。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心研究團(tuán)隊(duì)[66-69,90]利用高頻等離子體風(fēng)洞開展了熱防護(hù)材料氣固界面特性的試驗(yàn)研究，并針對高超聲速飛行器熱防護(hù)設(shè)計(jì)中的高溫氣體非平衡效應(yīng)問題和氣動熱環(huán)境精確預(yù)測問題建立了界面多相催化效應(yīng)與氣動熱的耦合計(jì)算方法，如圖14[10,66]所示，并逐漸發(fā)展完善了自主化國產(chǎn)高超聲速飛行器氣動物理流場計(jì)算軟件開發(fā)的重要工作。

此外為縮短氣動熱設(shè)計(jì)周期并提高氣動熱預(yù)測效率，中國多位研究學(xué)者利用遞歸徑向基函數(shù)(RBF)等神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法開展了氣動力/熱預(yù)測代理模型的研究[91-93]，如圖15[91-93]所示，現(xiàn)有結(jié)果表明該方法能對高超聲速飛行器表面熱流實(shí)現(xiàn)與數(shù)值模擬結(jié)果精度接近的快速預(yù)測，且具有良好的泛化能力。

在考慮氣固界面熱質(zhì)耦合特性及其對高超聲速氣動熱預(yù)測的影響方面，筆者所在的北京航空航天大學(xué)研究團(tuán)隊(duì)也開展了不同飛行條件下材料氣固界面熱質(zhì)耦合特性對氣動力/熱特性影響的CFD模擬計(jì)算研究，如圖16[80-87]所示；發(fā)現(xiàn)傳統(tǒng)基于指定催化重組系數(shù)或通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合得到催化重組系數(shù)的化學(xué)非平衡流場數(shù)值模擬中，所得結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果具有較明顯的偏差。這是由于高溫氣體效應(yīng)及壁面催化效應(yīng)在高超聲速飛行中非常顯著，向CFD中直接加入指定或通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合的催化重組系數(shù)具有很大的不確定性且缺乏理論依據(jù)[88-89]。此外，盡管中國已有少數(shù)學(xué)者將RMD方法應(yīng)用于材料的熱解、燃燒和爆轟等領(lǐng)域，但中國基于RMD方法在材料界面復(fù)雜氣固非均相反應(yīng)及界面演化表征方面的研究尚處于起步階段。

溯源產(chǎn)生目前困境的主要原因之一在于對復(fù)雜高焓非平衡環(huán)境下熱防護(hù)材料氣固界面?zhèn)鳠醾髻|(zhì)耦合演化機(jī)制的認(rèn)知尚存不足，熱-力-化多場非線性耦合下的氣固非均相化學(xué)反應(yīng)路徑、界面演化影響因素和調(diào)控機(jī)理等關(guān)鍵問題尚未解決。為此筆者團(tuán)隊(duì)[80-87]近期開展了如下工作：① 采用國外近期發(fā)展迅速的RMD模擬方法系統(tǒng)地開展了碳基、硅基、樹脂基、C/SiC基復(fù)合材料及新型2D/2.5D石墨烯納米帶編織材料在熱化學(xué)非平衡條件下氣固界面物理化學(xué)演化過程、異相化學(xué)反應(yīng)產(chǎn)物組分、催化重組特性及質(zhì)量引射效應(yīng)等微觀機(jī)制的研究；② 進(jìn)一步以材料表面催化重組反應(yīng)為例，發(fā)展了一種氣固界面非均相反應(yīng)與宏觀氣動熱耦合的CFD/RMD多尺度計(jì)算方法，提高了高超聲速氣動熱CFD數(shù)值模擬計(jì)算精度約16%～25%，為解決中國現(xiàn)有氣動熱CFD數(shù)值模擬研究中材料表面催化效應(yīng)表征不準(zhǔn)確的問題提供了一條新思路；③ 面向?qū)嶋H工程應(yīng)用，結(jié)合改進(jìn)RBF及CNN方法發(fā)展了新型智能多尺度AI-CFD/RMD高精度敏捷預(yù)測算法框架，初步實(shí)現(xiàn)了變服役工況及變飛行器外形等復(fù)雜情況下高超聲速氣動熱的快速預(yù)測(見圖16[80-87])，將預(yù)測時間提升至秒級并驗(yàn)證了該方法的可靠性，為進(jìn)一步開展熱防護(hù)材料復(fù)雜氣固界面熱質(zhì)耦合特性及其對氣動熱影響的研究奠定了基礎(chǔ)。

此外值得注意的是隨數(shù)字孿生技術(shù)[94-95]日趨受國內(nèi)外廣泛重視，其作為一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)和提高效能的重要工具，已被用于支撐飛行器力學(xué)性能壽命周期決策。人工智能同樣也是高超聲速領(lǐng)域數(shù)字孿生平臺構(gòu)建的底層關(guān)鍵技術(shù)之一。數(shù)字孿生技術(shù)與AI技術(shù)的融合在未來高超聲速氣動熱設(shè)計(jì)、分析預(yù)測、模擬仿真等應(yīng)用方面具有極大的潛力。筆者研究團(tuán)隊(duì)正設(shè)計(jì)搭建的高超聲速跨尺度氣動熱計(jì)算及智能數(shù)字孿生平臺即以燒蝕型熱防護(hù)系統(tǒng)為例，通過集成燒蝕試驗(yàn)硬件平臺及基于AI-CFD/RMD方法的智能多尺度仿真軟件平臺構(gòu)建防熱材料極端服役工況下的數(shù)字孿生體，軟硬結(jié)合以實(shí)現(xiàn)瞬態(tài)條件下的虛實(shí)聯(lián)動，為材料燒蝕過程的氣固界面熱質(zhì)輸運(yùn)耦合機(jī)理、宏觀氣動熱流場預(yù)測、試驗(yàn)實(shí)時監(jiān)測修正、智能決策預(yù)警及熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)優(yōu)化等方面提供自主化集成平臺，如圖17所示。

4 展望及思考

針對極端環(huán)境下熱防護(hù)材料氣固界面的傳熱傳質(zhì)問題簡要回顧了國內(nèi)外最新進(jìn)展，考慮高溫非均相化學(xué)反應(yīng)與傳熱傳質(zhì)非線性耦合的復(fù)雜性，還需對現(xiàn)存的問題和諸多未知領(lǐng)域開展大量創(chuàng)新性工作：

1) 在試驗(yàn)測試手段方面，傳統(tǒng)針對高焓非平衡流場與防熱材料間相互作用的研究大多集中在基于地面風(fēng)洞試驗(yàn)的唯象評價(jià)方法或基于現(xiàn)象學(xué)和動力學(xué)的理論經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ头椒?，在認(rèn)知手段和理論方法上都存在較大的局限性。國外近期已開始有效利用高精度集成、自動和同步控制的流場重構(gòu)及光譜診斷測試系統(tǒng)將其高空間/時間分辨測試優(yōu)勢與微觀RMD模擬方法結(jié)合，開展針對材料氣固非均相反應(yīng)及界面演化表征方面的研究。但目前中國對于該試驗(yàn)測試平臺協(xié)同控制和運(yùn)行的經(jīng)驗(yàn)相對較少。亟須發(fā)展防熱材料在復(fù)雜熱-力-化耦合作用下更高精度的理論模型及更先進(jìn)的表征技術(shù)。

2) 在理論計(jì)算方面，傳統(tǒng)基于單一化學(xué)反應(yīng)機(jī)制簡化假設(shè)的有限速率化學(xué)反應(yīng)模型邊界條件給真實(shí)服役環(huán)境下宏觀CFD氣動熱模擬預(yù)測結(jié)果帶來極大誤差，這是由于高焓非平衡流與防熱材料表面間氣固非均相反應(yīng)的實(shí)際過程并不是基于材料表面催化、氧化、燒蝕的某種單一簡化反應(yīng)機(jī)制，而是呈現(xiàn)出多種異相反應(yīng)同步發(fā)生且存在非線性競爭機(jī)制和演化的特點(diǎn)。而基于RMD方法在表面氣固相互作用的相關(guān)研究在某種程度上雖然可彌補(bǔ)試驗(yàn)手段的不足，但中國也還處于起步階段，相關(guān)研究中僅關(guān)注表面發(fā)生催化反應(yīng)的較低溫度區(qū)間，針對可同時發(fā)生更為復(fù)雜的催化和氧化、熱解燒蝕、升華等傳熱傳質(zhì)耦合現(xiàn)象的高溫區(qū)間研究較為缺乏。

3) 在數(shù)值模擬方面，目前基于微觀本構(gòu)RMD模型的計(jì)算結(jié)果正被國外的研究學(xué)者用以嘗試構(gòu)建有限催化模型邊界條件并耦合于宏觀CFD氣動熱數(shù)值計(jì)算，但僅是初步的探索和定性分析，仍局限于少數(shù)材料在特殊熱環(huán)境條件下的表面催化等反應(yīng)過程，得到的結(jié)果不具備普適性，且未完全應(yīng)用到材料表面氣固非均相反應(yīng)與氣動熱耦合作用分析中。特別是考慮未來對熱防護(hù)材料的輕量化、復(fù)合化、陶瓷化的迫切需求，如何通過晶相調(diào)控、合理摻雜等有效手段進(jìn)一步提升其耐溫極限以實(shí)現(xiàn)超高溫、低燒蝕的目標(biāo)關(guān)鍵尚不清楚。通過揭示相互作用機(jī)制并表征關(guān)鍵控制要素發(fā)展基于需求最優(yōu)協(xié)同性能機(jī)制的自下而上多尺度材料設(shè)計(jì)方法可大幅縮短研發(fā)周期并降低成本，為滿足更嚴(yán)苛服役環(huán)境需求提供重要的理論意義和實(shí)用價(jià)值。因此亟須以建立科學(xué)合理的氣固非均相反應(yīng)模型為基礎(chǔ)，對超高溫材料界面熱量傳遞、質(zhì)量傳遞、化學(xué)反應(yīng)路徑等進(jìn)行建模和耦合分析，從更微觀的尺度上對防熱材料進(jìn)行設(shè)計(jì)和界面控制，建立自下而上的防熱材料主動設(shè)計(jì)方法；通過正向優(yōu)化設(shè)計(jì)，從關(guān)注極端環(huán)境下的界面演化行為，到強(qiáng)化認(rèn)知環(huán)境與材料的耦合作用機(jī)制，最終實(shí)現(xiàn)熱防護(hù)系統(tǒng)從被動式冗余設(shè)計(jì)到主動式精細(xì)化設(shè)計(jì)的跨越。

4) 基于范式革命與科學(xué)創(chuàng)新的思考，可預(yù)見為適應(yīng)新一代航空航天領(lǐng)域的需求，未來會從多學(xué)科交叉角度開展試驗(yàn)表征、理論及數(shù)值模擬計(jì)算、人工智能及數(shù)字孿生技術(shù)的高超聲速熱防護(hù)材料氣固界面熱質(zhì)耦合問題研究工作，將在很長一段時間內(nèi)繼續(xù)成為航天航空高超聲速領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一。