栾芸，贺菲，王建华

中国科学技术大学 热科学和能源工程系 中国科学院材料力学行为和设计重点实验室，合肥 230026

近年来，世界各国都在加紧研制新一代可重复使用的天地往返飞行器。为了实现马赫数的提升，现有的飞行器大多会采用具有尖锐前缘的乘波构型[1]，如X-43A[2]、X-51A[3]、HTV-3X[4]、HIFiRE7[5]等。然而研究表明：在高速飞行过程中前缘结构承受的热流密度与前缘半径的平方根成反比[6]，因此采用尖锐的前缘结构会导致局部极高的热载荷。例如，NASA公布了在空天飞机的典型上升阶段中，头锥和机翼前缘的热流密度均可达10 MW/m2以上[7]。在如此极端的热环境中，如果没有可靠的热防护系统，飞行器外壳势必会发生烧蚀，影响气动外形，进而导致飞行失败或影响飞行器的二次使用，因此为保证天地往返飞行器的可靠性和可重复使用性，必须寻求高效的热防护方式。

发散冷却被证明是一种极具潜力的主动热防护方式[8-11]，它具有冷却能力强，冷却剂用量小，系统稳定性高等优点。但是，在对鼻锥模型进行数值模拟和实验研究时发现，由于鼻锥表面热流和压力的空间分布极不均匀，冷却剂难以从高压、高热流的驻点处流出，从而导致驻点区域冷却效果不理想[12-15]。为解决驻点冷却效率低的问题，需要对传统发散冷却结构进行优化设计。已有的梯度孔隙率结构[16-17]和非等壁厚设计[18]等直接优化方案，由于孔隙率和壁厚分布不能和冷却剂流量精确匹配，驻点区域的冷却效率并没有得到显著提升。……