侯红亮，工学博士，研究员，博士生导师，中航工业基础院金属基复合材料技术首席专家，中航工业制造所高级主任师，哈尔滨工程大学兼职教授，中国机械工程学会塑性工程学会理事，《塑性工程学报》《锻压技术》《精密成形工程》《模具技术》编委，主要从事铝合金、钛合金、钛基复合材料、多孔材料、仿生材料等方面的新结构、新技术研究及其改性技术研究，并在近期开展了超轻材料与结构、耐高温材料与结构、特种能场辅助成形以及智能结构等方面的研究，先后主持完成了国家973、国家自然科学基金（包括重点、面上和青年基金）、武器装备先进制造技术“十五”、“十一五”、“十二五”预研课题、航空支撑项目、武器装备预研基金、中航工业创新基金、航空基金等课题，发表论文110余篇，申报专利16项。

高超声速一般指流动或飞行的速度超过5 倍声速, 即Mach 数大于5。高超声速飞行器包括弹道导弹、拦截导弹、高超声速巡航导弹、再入飞行器、跨大气层飞行器以及高超声速飞机等。近年来，以高机动性、远距离精确打击为主要技术特征的高超声速飞行器已成为航空航天的主要发展方向。高超声速飞行器不仅具有飞行速度快、机动性高、突防、摧毁能力强等特点，而且在实时侦察、远程快速部署和精确打击方面具有重要的军事价值。因此，发展超高音速飞行器对于建立全维防护体系，提高未来战争中的空间控制能力和信息化作战水平具有重要的意义。但是，随着飞行器巡航速度的大幅提升，其结构服役环境趋于恶化， 其中高超声速飞行器关键部件的热防护问题尤为凸显。

高超声速飞行器的热防护结构主要是用来保护飞行器，避免其在高速飞行时由于气动加热引起的烧毁或过热。因此，轻质、高效的热防护结构对于提高高超声速飞行器性能，保障飞行安全至关重要。目前，热防护结构主要分为主动热防护、被动热防护和半主动热防护结构三种。其中主动热防护结构表面热量主要依靠工质或冷却流带走，避免热量传递到次层结构。主动热防护通常采用发汗冷却、薄膜冷却或对流冷却等，这些主动冷却方式结构复杂、制造工艺难度大，制造成本较高，而且可重复使用寿命低，使其应用范围受到很大限制。被动式热防护结构主要包括吸热式、烧蚀式和辐射式三种结构形式。其中吸热式结构也称为热沉结构，它是利用结构材料自身的热容量吸热来达到防热的目的，可以保证结构外形，但是其防热效率较低。烧蚀式防热结构主要通过烧蚀引起自身的质量损失，吸收并带走大量的热量，阻止热量传递到内部结构，但是因为烧蚀体在该过程中被消耗掉，因此，该结构无法保证飞行器的气动外形，不能重复使用。目前，在被动式热防护结构中，以辐射形式为主的防、隔热结构应用比较广泛，这种结构主要选用轻质、耐高温陶瓷材料，耐高温金属蜂窝夹层结构，金属基复合材料以及具有良好耐高温、抗氧化性能的C/C复合材料等。但是，对于这种非烧蚀型可重复使用的被动热防护结构来说，提高材料极限使用温度和高温性能、提高表面辐射、抗氧化能力、实现防隔热一体化设计与制造非常关键。这种非烧蚀性热防护结构可重复使用，不影响飞行器的气动外形，可应用于超高音速飞行器机身等低热流密度的大面积热防护结构。半主动热防护结构是介于主动和被动之间的一种热防护形式，这种结构多采用耐高金属材料制成的热管，将其内置在碳/碳复合材料或陶瓷基复合材料结构内部，依靠热管内部的工质相变进行热量的传递，这种结构不仅具有高效的传热能力（其等效传热系数是铜棒的1000~10000倍），而且具有优良的温度展平能力，它可使驻点热量均匀地分布在整个结构表面区域，这种热量的重新分布避免了“热点”在局部形成，降低了驻点峰值温度、减小结构温差和热致应力。因此，高温热管半主动热防护结构在高超声速飞行器翼面前缘等结构的驻点热防护及发动机内部高温结构的热疏导上具有很好的应用前景。

鉴于高温热管半主动热防护结构在高超声速飞行器驻点热防护结构上的应用需求，国外开展了大量的研究工作。早在20世纪60年代末，美国NASA就开始研究使用热管来冷却高超声速飞行器翼面前缘的可行性。1977年，NASA兰利研究中心模拟航天飞机再入过程典型阶段的气动热环境，对镍基高温合金/钠热管冷却翼面前缘模型的热性能进行了测试， 1998年，NASA中心D.E.Glass等设计、制造了以Li金属为工质的翼前缘Mo-Re耐热合金热管（如图1所示）。美国麦道航空公司研究中心针对热管冷却前缘，开展了热管设计、制造、热管与前缘装配以及系统验证等方面的研究工作。

近年来，国内在高超声速飞行器半主动热防护方面也开展了相关的研究工作。陈连忠等人通过模拟高超声速飞行器高温区的气动热环境，对装有高温热管的简单的球柱形原理性模型进行了加热试验，通过与普通复合材料制成的模型进行对比分析，发现高温热管能够有效地将高温区热量传导到低温区，装有高温热管模型的驻点温度明显降低。北京航空制造工程研究所在高温热管结构制造、高温热管冷却翼面前缘结构设计和防热效率分析等方面开展了大量的研究工作。针对含有高温热管的翼面前缘半主动热防护结构，开发了在不同马赫数和飞行高度情况下，翼面前缘气动热环境参数的快速预测和工程估算方法，通过建立翼面前缘高温热管半主动热防护结构的数值分析模型，研究了高温热管对翼面前缘温度、热流和应力分布的影响规律，并在此基础上搭建了高温热管的相关制造和测试平台，成功研制了高温合金作为管壳材料、Na作为工作介质的高温热管，部分研究成果如图2、3所示。

基于高温热管的半主动热防护结构不仅具有超强的导热能力和温度展平能力，而且可重复使用，不影响飞行器的气动外形，将该结构应用于高超声速飞行器翼面前缘等结构可以实现结构防热一体化，获得良好的防热和减重效果。此外，高温热管与C/C翅片组合形成的复合传热结构，可将高温热管的高效热流传导能力与C/C复合材料翅片优异的轻质、高效散热性能结合起来，这种结构在我国空间核反应堆大功率电源散热器上具有很好的应用前景。