熱防護材料氣固界面傳熱傳質問題研究進展綜述

趙瑾，孫向春，張俊，唐志共，文東升,*

1. 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191 2. 中國空氣動力研究與發展中心，綿陽 621000

高超聲速技術已成為空天領域新的顛覆性技術制高點，被全球視為“博弈規則改變者(Game-Changer)”。高超聲速飛行器在大氣層里以達到或超過5倍聲速飛行時，強烈的激波壓縮和黏性摩擦阻力會導致大量動能轉變成熱能，使周圍的空氣被加熱到數千甚至上萬度的高溫。隨飛行速度的進一步提高，要想成功實現高超聲速遠程機動長時安全飛行，最大的挑戰之一即為如何克服飛行過程中產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“防護服”，熱防護系統是實現和保證高速飛行的基石，其技術領域的發展已成為制約高超聲速領域發展的瓶頸和世界難題。若熱防護系統出現“欠防護”問題，會導致熱防護失效并造成災難性后果；但過于保守的“過防護”設計不僅會增加熱防護系統冗余，且不符合高超聲速飛行器為提高結構效率而提出的日益苛刻的輕質化“減重”要求。因此如何兼顧熱防護系統的可靠性和科學性，在很大程度上依賴于對高超聲速飛行器表面復雜氣動熱載荷的精確預測[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雜，給熱防護系統的精細化設計帶來了極大困難。特別是隨翼型從傳統的“無升力、軸對稱外形”向“面對稱、大升阻比外形”轉變，高超聲速飛行器須長時間服役于“高焓化學非平衡流”區域，導致在熱防護設計中出現了大量熱-力-化多效應耦合傳熱傳質和多尺度非平衡差異等問題，直接影響熱防護設計的可靠性[8-11]。如圖1[10-12]所示，高溫來流會產生真實氣體效應，在氣固界面處與熱防護材料發生復雜的高溫化學非均相反應和傳熱傳質的非線性耦合現象。熱防護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，還包括非平衡氣體的化學離解焓、與熱防護材料相互作用時的催化反應熱及在熱氧化/燒蝕/侵蝕等非均相過程中產生的其他化學反應熱。與此同時，防熱材料內部也可能由于高溫產生熱解氣體，并通過多孔骨架溢出進入熱邊界層內，與高溫氣體進一步發生反應，同時伴隨著材料本身的融化、蒸發、升華等相變現象，在不同時空尺度上產生化學反應與傳熱傳質過程間的非線性耦合現象。

可見高超聲速熱防護系統設計過程涉及的高溫服役環境與熱防護材料氣固界面間相互作用過程極為復雜，不僅具有多相、多場、多尺度、多維度、多機制、多效應耦合的特點，還包含了材料、力學、物理、化學等多學科深度交叉融合特性，亟需圍繞極端熱環境下材料氣固界面相互作用特性這一關鍵研究對象及復雜基礎問題進一步打破學科界限，從高溫材料學、高溫固體力學、高溫氣體動力學、材料表面物理化學、傳熱傳質學、計算科學等多角度出發，開展交叉創新的多范式研究，形成合力以實現有效突破[13-19]。

1 氣固界面傳熱傳質問題

1.1 燒蝕型熱防護材料

燒蝕材料按燒蝕機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、鎢滲銅材料等傳統材料及碳/碳復合材料等新型材料為代表的燒蝕型防熱系統，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過程，氣固界面處出現強烈的氣固非均相反應及傳熱傳質耦合現象，如圖2[20-21]所示。在燒蝕過程中產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，在表面產生質量引射。引射氣體進入換熱邊界層，不僅引起換熱邊界層厚度增加，產生熱阻塞效應，還會與流場中的高溫空氣組分發生氣相均相反應，進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會極大地改變近壁面流動和防熱效果，其機理的有效表征是熱防護系統設計亟須解決的關鍵問題之一[11-21]。

1.2 非燒蝕型熱防護材料

對于以高溫陶瓷、碳/陶瓷基等復合材料為代表的非燒蝕/微燒蝕型熱防護系統，氣固界面間的復雜性主要體現在防熱材料的表面催化及氧化/微燒蝕效應。材料表面催化效應是由高溫離解原子在界面復合為分子而產生的，為典型的放熱反應，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結果表明催化反應熱最高可占總氣動熱載荷的50%以上[3-6]。如何準確描述表面催化效應是氣動熱預測的關鍵之一。同時，氧化放熱反應不僅僅增加了防熱材料的熱負荷，也會損害其機械性能，如何依據表面被動及主動氧化機理實現氣固界面的主動控制也是非燒蝕/微燒蝕(可重復使用)類熱防護材料的主要關注點之一。

1.3 氣固界面的動態演化及競爭機制

無論是燒蝕型防熱材料還是非燒蝕型防熱材料，在其服役環境下都會經受超高溫、大熱流密度等苛刻的氣動環境。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部的擴散速率及氧化速率，從而實現非燒蝕功能；現有非燒蝕型防熱材料在表面溫度持續升高時，氧化層將隨環境中溫度、壓力及氧化劑的改變而發生成分和結構的變化，可能出現由“非燒蝕”向“燒蝕”的突變，甚至出現破裂、剝落，這將為高超聲速飛行器帶來災難性后果[16-18]。

因此，防熱材料與極端服役氣動熱環境之間的耦合作用歸根結底即為氣固界面間復雜的熱-力-化多場耦合傳熱傳質效應，其耦合本構、試驗與表征方法已成為目前國內外極為重視的技術痛點和重點支持的研究熱點。

2 國外研究進展簡述及啟示

飛行試驗、風洞試驗與數值模擬被視為支持高超聲速發展的“三駕馬車”，同時也是有效表征極端服役氣動熱環境與防熱材料間氣固界面傳熱傳質問題的重要研究手段。與此同時，在當代數字化轉型浪潮下，基于大數據時代的人工智能為以試驗科學、理論建模及模擬計算方法構筑的三座經典科學大廈帶來的價值正越來越多地凸顯。因此，以試驗測試、理論計算、數值模擬及人工智能應用這4種典型研究范式(Paradigm)為切入點，綜述國外在表征高溫服役氣體環境/熱防護材料氣固界面熱質耦合特性方面的先進研究手段及最新研究進展。

2.1 試驗測試

可有效再現極端服役環境的地面風洞試驗是獲得材料表面熱質耦合及氣固非均相反應特性的重要手段之一。自20世紀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洞開展了熱防護材料表面熱-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洞模擬設備發展了熱防護材料表面催化、氧化、熱解、燒蝕等氣固非均相反應特性地面評估試驗和測試技術，構建了部分典型熱防護材料非均相反應模型并研究了其對表面熱流的影響[24]。按風洞試驗熱環境要求，地面模擬設備主要包括等離子電弧風洞、燃氣加熱風洞、高頻感應加熱風洞等，為氣固界面相互作用模型的發展提供了重要數據支撐。但地面風洞試驗需較大的成本投入、流程結構復雜、時間周期較長并需配專業人員操作，且存在各裝置評價表征方法不一的問題，得到的材料界面熱質耦合響應結果及表面熱流測試結果有時相差較大。

針對風洞地面試驗測試的不足，俄羅斯科學院力學研究所[25]、中央機械制造研究院[26]、德國斯圖加特大學[27]和日本國家航空航天試驗室[28-29]、比利時馮·卡門流體力學研究所[30-31]等陸續發展了高時/空分辨的、以等離子熱流為發熱源的實驗室評價與測試方法，如圖5[31]所示，成功實現了針對典型材料表/界面演化特性的分辨及基于原子損耗濃度的非均相反應速率評價方法，可靠性和穩定性均相對較好。研究發現高焓非平衡環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構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反應、蒸發/升華等界面演化現象產生很大影響[25-30]。典型的試驗手段目前尚難以準確捕捉諸多因素對邊界層帶來的影響，因此發展可靠的理論計算及數值模擬表征方法迫在眉睫。

2.2 理論計算

以燒蝕型熱防護材料為代表的材料氣固界面熱響應理論計算較為復雜，從燒蝕機理的角度看，熱防護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，而體積燒蝕常用質量燒蝕率表示，并主要由基體層、熱解層、炭化層及燒蝕反應層組成，如圖6[35]所示。

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

美國NASA、德國空間系統研究中心(Institut für Raumfahrtsysteme，IRS)等各國研究團隊通過對LAURA與DPLR程序CFD代碼進行修正[36-41]，試圖為CFD仿真提供更加準確的有限反應速率模型邊界條件，其中氣固非均相反應模型一般通過求解壁面附近質量守恒方程的方法構建，現有的有限化學反應速率常數往往仍通過Arrhenius公式對試驗數據進行線性擬合獲得，如圖7[36-42]所示。但過度簡化的經驗模型在精度和可靠性方面仍有缺陷，對氣動熱響應的準確預報亟須考慮氣固界面相互作用時的多尺度傳熱傳質過程，通過對其物理化學相互作用進行本構表征以正確反映其對氣固邊界層的影響。

2.3 數值模擬

針對宏觀尺度的高超聲速氣動力/熱模擬計算方法，目前國際領先的程序包括NASA Langley研究中心開發的LAURA程序、Ames研究中心開發的DPLR程序、明尼蘇達大學開發的US3R程序及美國AeroSoft公司開發的GASP程序等[35-42]，如圖8[35]所示。這些程序中，高焓熱環境與防熱材料間界面氣固非均相反應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特性與氣動熱耦合作用的精確模擬是制約其發展的關鍵技術問題之一。

針對經驗模型表征精度和可靠性低的問題，日本國家宇航試驗室、美國馬里蘭大學、德國斯圖加特大學等研究團隊嘗試通過從化學反應表面動力學出發，對高焓非平衡環境下材料氣固界面非均相反應進行建模，獲取表面化學反應系數參量化表達式并應用于CFD氣動熱模擬計算驗證[43-45]，但收效甚微。其原因主要在于這些有限化學反應速率模型均是基于宏觀連續性假設建立的，而實際飛行服役環境中材料氣固界面尺度可能導致連續性假設失效。在高努森數Kn下，微小的平衡偏差就會導致連續介質方法失效，致使宏觀性質出現較大波動。因此在微觀尺度對異相反應路徑進行更精細的研究，從而給出更精準的壁面邊界條件十分必要，也逐漸成為探索、開發和優化防熱材料的新有力手段。目前基于量子力學(Quantum Mechanics，QM)計算和分子動力學(Molecular Dynamics，MD)的模擬方法在高焓非平衡環境/防熱材料氣固非均相反應模型的研究方面得到了有效應用[46-48]。基于QM方法能研究原子及分子結構的動力學過程，可準確預測化學反應的過渡態、反應能壘、反應產物等，在不提供前提假設的條件下預測反應路徑、理解未知反應機理，在確定基本反應速率方面具有一定優勢。但由于該方法計算成本過大的本質屬性，其在非平衡態多分子系統模型的完備性和模擬結果的統計性方面有較大局限。傳統MD方法雖然能解決QM計算成本大的問題，但難以應用于包含化學反應的模擬研究。基于傳統MD方法，結合日趨成熟的ReaxFF反應力場，反應分子動力學(Reactive Molecular Dynamics，RMD)方法有效避免了QM方法效率低和MD方法無法研究化學鍵斷裂的局限性，能在更大尺度上提供詳細和準確的反應過程信息，在研究材料熱、壓縮、沖擊、熱解、燃燒和爆轟等物理化學領域得到了很好的應用[48]，也逐漸成為揭示氣固相互作用時發生的復雜非線性物理化學特性及界面演化行為機制的新途徑，如圖9[48]所示。

關于采用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和日本等研究學者已開展了一些基礎研究工作，主要模擬了高溫條件下氧原子在SiO2表面的催化反應及在Langmuir Hinshelwood(L-H)和Eley-Ridel(E-R)機制下的催化復合機理；此外，基于RMD模擬方法的計算結果還被嘗試應用于高超聲速氣體與壁面相互作用發生化學反應邊界條件的構建[46-48]。考慮到界面各種化學反應的普遍性，基于RMD方法的微觀尺度模擬計算有望成為可精確表征氣固界面熱質耦合模型及評價實際氣固非均相反應特性的橋梁技術。

以美國哈佛大學[49]、德國慕尼黑工業大學[50]、日本京都大學[51]、英國帝國理工大學[52]、愛丁堡大學[53]為代表的研究團隊采用區域分解法自主開發并實現了CFD/MD耦合計算方法以兼顧計算精度及計算效率的協同提升，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律和關鍵控制因素的研究結果轉換為可精確表征適用于氣動熱環境、表面熱響應等諸多計算、設計及工程應用的輸入參數邊界模型，并實現通過微觀尺度的數值模擬提高宏觀氣動熱環境的多尺度精準預報，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境條件下表面反應的微觀機理，通過RMD模擬構建的有限化學反應速率大多是建立在來流溫度、壓力等單一變量函數的基礎上。而在實際高超聲速條件下氣固相互作用時發生的表面化學反應速率不僅與高焓氣流環境溫度、壓力、混合組分比、不同組元分壓等多個特征參數有關，還受材料本身種類、表面晶體結構、表面粗糙度及粗糙微孔結構等影響。考慮高超聲速條件下氣固相互作用時熱-力-化耦合的復雜性，亟需更為深入地研究拓展其應用。

2.4 人工智能應用

風洞試驗方法能更為準確地預測飛行器氣動熱環境，但受試驗周期、經費及天地一致性等問題因素的限制，難以在全飛行包線內開展大規模試驗研究；傳統工程估算方法計算成本較低且計算效率較高，但針對復雜外形及服役工況的估算精度不足；另外，盡管目前數值模擬計算的預測精度相對較高，但針對高超聲速飛行包線內全部狀態開展大規模瞬時預測的計算代價仍非常昂貴，難以滿足氣動熱防護系統工程設計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以來已有66年，人工智能技術研發和實踐經歷過兩次嚴冬(AI Winter)，直至10年前至今又迎來了第3次發展機遇期。近期結合理論分析、數值計算及試驗測試手段，以規則學習、數據驅動與能力增強為主的人工智能技術在高超聲速氣動力/熱預測領域方面的應用越來越廣泛，如圖11[54]所示。目前，發展基于人工智能方法的氣動熱高精度快速預測方法已逐漸成為促進高超聲速飛行器氣動力/熱設計發展的新引擎，并蘊含巨大的應用價值。近期國外研究學者[60]基于CFD數值模擬結果，利用卷積神經網絡等方法構建了流場降階代理模型，逐步開展了流場高精度快速預測AI-CFD算法的開發研究工作，已初步實現了計算精度與計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計領域，國外現有AI-CFD算法研究大多應用于流場及氣動積分力預測代理模型的構建，但針對高超聲速氣動熱的建模及預測研究尚較缺乏，且亟需傳熱傳質學與大數據科學的內外交叉。盡管學術界對該第四范式長期持有不同觀點，如缺乏理論指導的情況下難以對試驗及模擬數據進行有效挖掘、復雜飛行器外形或服役工況下對數據間的沖突敏感性強、泛化能力弱等[60]，但這些批評與當前采用人工智能方法開展高超聲速氣動熱/力預測的嘗試研究并不矛盾，相信人工智能的快速發展將改變計算本身：將基于理論分析、數值計算及試驗測試手段等獲得的大數據轉變為知識，同時可結合數字孿生平臺實現虛實聯動，進一步支持高超聲速飛行器防熱系統設計過程中更好地決策，在不斷的批判和矛盾中螺旋式推進發展。

3 中國研究現狀簡述及展望

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

哈爾濱工業大學杜善義院士、孟松鶴教授團隊利用微波等離子和高頻感應加熱裝置搭建了試驗室測試與評價平臺[3-6,11,70-73]，如圖13[3]所示，對多種氣固界面非均相反應特性進行了大量試驗研究，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境下的防熱理論模型。基于已獲得的部分材料在不同溫度、壓力離解空氣中的有限化學反應速率常數與國外數據的差異性分析，證實了材料表面有限化學反應速率常數除受溫度的影響外，還與環境壓力、材料成分、結構及表面粗糙度等其他因素有關。

中國空氣動力研究與發展中心研究團隊[66-69,90]利用高頻等離子體風洞開展了熱防護材料氣固界面特性的試驗研究，并針對高超聲速飛行器熱防護設計中的高溫氣體非平衡效應問題和氣動熱環境精確預測問題建立了界面多相催化效應與氣動熱的耦合計算方法，如圖14[10,66]所示，并逐漸發展完善了自主化國產高超聲速飛行器氣動物理流場計算軟件開發的重要工作。

此外為縮短氣動熱設計周期并提高氣動熱預測效率，中國多位研究學者利用遞歸徑向基函數(RBF)等神經網絡方法開展了氣動力/熱預測代理模型的研究[91-93]，如圖15[91-93]所示，現有結果表明該方法能對高超聲速飛行器表面熱流實現與數值模擬結果精度接近的快速預測，且具有良好的泛化能力。

在考慮氣固界面熱質耦合特性及其對高超聲速氣動熱預測的影響方面，筆者所在的北京航空航天大學研究團隊也開展了不同飛行條件下材料氣固界面熱質耦合特性對氣動力/熱特性影響的CFD模擬計算研究，如圖16[80-87]所示；發現傳統基于指定催化重組系數或通過試驗數據擬合得到催化重組系數的化學非平衡流場數值模擬中，所得結果與試驗結果具有較明顯的偏差。這是由于高溫氣體效應及壁面催化效應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數據擬合的催化重組系數具有很大的不確定性且缺乏理論依據[88-89]。此外，盡管中國已有少數學者將RMD方法應用于材料的熱解、燃燒和爆轟等領域，但中國基于RMD方法在材料界面復雜氣固非均相反應及界面演化表征方面的研究尚處于起步階段。

溯源產生目前困境的主要原因之一在于對復雜高焓非平衡環境下熱防護材料氣固界面傳熱傳質耦合演化機制的認知尚存不足，熱-力-化多場非線性耦合下的氣固非均相化學反應路徑、界面演化影響因素和調控機理等關鍵問題尚未解決。為此筆者團隊[80-87]近期開展了如下工作：① 采用國外近期發展迅速的RMD模擬方法系統地開展了碳基、硅基、樹脂基、C/SiC基復合材料及新型2D/2.5D石墨烯納米帶編織材料在熱化學非平衡條件下氣固界面物理化學演化過程、異相化學反應產物組分、催化重組特性及質量引射效應等微觀機制的研究；② 進一步以材料表面催化重組反應為例，發展了一種氣固界面非均相反應與宏觀氣動熱耦合的CFD/RMD多尺度計算方法，提高了高超聲速氣動熱CFD數值模擬計算精度約16%～25%，為解決中國現有氣動熱CFD數值模擬研究中材料表面催化效應表征不準確的問題提供了一條新思路；③ 面向實際工程應用，結合改進RBF及CNN方法發展了新型智能多尺度AI-CFD/RMD高精度敏捷預測算法框架，初步實現了變服役工況及變飛行器外形等復雜情況下高超聲速氣動熱的快速預測(見圖16[80-87])，將預測時間提升至秒級并驗證了該方法的可靠性，為進一步開展熱防護材料復雜氣固界面熱質耦合特性及其對氣動熱影響的研究奠定了基礎。

此外值得注意的是隨數字孿生技術[94-95]日趨受國內外廣泛重視，其作為一項關鍵技術和提高效能的重要工具，已被用于支撐飛行器力學性能壽命周期決策。人工智能同樣也是高超聲速領域數字孿生平臺構建的底層關鍵技術之一。數字孿生技術與AI技術的融合在未來高超聲速氣動熱設計、分析預測、模擬仿真等應用方面具有極大的潛力。筆者研究團隊正設計搭建的高超聲速跨尺度氣動熱計算及智能數字孿生平臺即以燒蝕型熱防護系統為例，通過集成燒蝕試驗硬件平臺及基于AI-CFD/RMD方法的智能多尺度仿真軟件平臺構建防熱材料極端服役工況下的數字孿生體，軟硬結合以實現瞬態條件下的虛實聯動，為材料燒蝕過程的氣固界面熱質輸運耦合機理、宏觀氣動熱流場預測、試驗實時監測修正、智能決策預警及熱防護系統設計優化等方面提供自主化集成平臺，如圖17所示。

4 展望及思考

針對極端環境下熱防護材料氣固界面的傳熱傳質問題簡要回顧了國內外最新進展，考慮高溫非均相化學反應與傳熱傳質非線性耦合的復雜性，還需對現存的問題和諸多未知領域開展大量創新性工作：

1) 在試驗測試手段方面，傳統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洞試驗的唯象評價方法或基于現象學和動力學的理論經驗模型方法，在認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及光譜診斷測試系統將其高空間/時間分辨測試優勢與微觀RMD模擬方法結合，開展針對材料氣固非均相反應及界面演化表征方面的研究。但目前中國對于該試驗測試平臺協同控制和運行的經驗相對較少。亟須發展防熱材料在復雜熱-力-化耦合作用下更高精度的理論模型及更先進的表征技術。

2) 在理論計算方面，傳統基于單一化學反應機制簡化假設的有限速率化學反應模型邊界條件給真實服役環境下宏觀CFD氣動熱模擬預測結果帶來極大誤差，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的實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機制，而是呈現出多種異相反應同步發生且存在非線性競爭機制和演化的特點。而基于RMD方法在表面氣固相互作用的相關研究在某種程度上雖然可彌補試驗手段的不足，但中國也還處于起步階段，相關研究中僅關注表面發生催化反應的較低溫度區間，針對可同時發生更為復雜的催化和氧化、熱解燒蝕、升華等傳熱傳質耦合現象的高溫區間研究較為缺乏。

3) 在數值模擬方面，目前基于微觀本構RMD模型的計算結果正被國外的研究學者用以嘗試構建有限催化模型邊界條件并耦合于宏觀CFD氣動熱數值計算，但僅是初步的探索和定性分析，仍局限于少數材料在特殊熱環境條件下的表面催化等反應過程，得到的結果不具備普適性，且未完全應用到材料表面氣固非均相反應與氣動熱耦合作用分析中。特別是考慮未來對熱防護材料的輕量化、復合化、陶瓷化的迫切需求，如何通過晶相調控、合理摻雜等有效手段進一步提升其耐溫極限以實現超高溫、低燒蝕的目標關鍵尚不清楚。通過揭示相互作用機制并表征關鍵控制要素發展基于需求最優協同性能機制的自下而上多尺度材料設計方法可大幅縮短研發周期并降低成本，為滿足更嚴苛服役環境需求提供重要的理論意義和實用價值。因此亟須以建立科學合理的氣固非均相反應模型為基礎，對超高溫材料界面熱量傳遞、質量傳遞、化學反應路徑等進行建模和耦合分析，從更微觀的尺度上對防熱材料進行設計和界面控制，建立自下而上的防熱材料主動設計方法；通過正向優化設計，從關注極端環境下的界面演化行為，到強化認知環境與材料的耦合作用機制，最終實現熱防護系統從被動式冗余設計到主動式精細化設計的跨越。

4) 基于范式革命與科學創新的思考，可預見為適應新一代航空航天領域的需求，未來會從多學科交叉角度開展試驗表征、理論及數值模擬計算、人工智能及數字孿生技術的高超聲速熱防護材料氣固界面熱質耦合問題研究工作，將在很長一段時間內繼續成為航天航空高超聲速領域的研究熱點之一。