能量沉积减阻技术机理及相关问题研究进展

韩路阳，王斌，蒲亮，陈青，郑海滨

32272部队51分队，兰州 210016

能量沉积(Energy Deposition, ED)是指在飞行器前部一定距离通过电极放电、激光激励、微波等措施制造一个高能量等离子体区域，利用该等离子体与飞行器头部弓形激波相互作用，改善飞行器前方的流场结构和激波结构的一种减阻方式。

关于能量沉积减阻的理论与技术研究工作，国外相对起步较早。1978年，Myrabo提出采用激光能量沉积方式减阻的构想，开辟了能量沉积减阻的技术思路。1994年，Myrabo和Raizer提出了“激光引致空气锥”(Laser-Induced Air Spike)的概念，即利用激光诱导飞行器前方的弓形激波转化为阻力较小的斜激波。这种减阻方式不直接改变飞行器的气动外形，能量利用率高，克服了其他主动减阻技术的多项技术缺陷。围绕这一技术构想的实现，多国科学家相继开展了多方面的探索研究和实验。Bracken等基于空气锥的概念进行了马赫数=10条件下等离子炬的电弧放电能量沉积实验，获得了较好的减阻收益。Minucci和Salvador等提出了相似的“定向能空气锥”(Directed Energy Air Spike, DEAS)的概念，并基于此概念进行了一系列模型实验和数值仿真研究。Kim等通过实验观测和理论分析指出，尖峰的形成主要是由于涡环的堆积形成的，并详细研究了不同能量注入频率下涡环相互作用的特点规律。

随着人们对能量沉积研究的不断深入，除飞行器减阻外，能量沉积方法开始被广泛应用于诸如减弱Edney IV型激波相互作用、改善超燃冲压发动机性能、调节飞行器偏转力矩等多个方面，并逐渐与磁流体力学(Magneto Hydrodynamics, MHD)、计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)、等离子体动力学(Plasma Dynamics)等前沿学科相交叉，成为各航天大国争夺的战略制高点。2005年，等离子体动力学被美国空间科学研究局列为未来几十年保持技术领先地位的六大技术之一，美国航空航天学会(AIAA)也将以等离子体气动激励为代表的主动流动控制技术列为十项航空航天前沿技术之一。2006年，中国国防科工委将等离子体推进技术列入国防基础研究“十一五”发展规划之中，包含飞行器流动控制问题在内的航空航天重大力学问题也在2016年的“十三五”发展规划中被列为“面向国家重大战略任务重点部署的基础研究”。

从大量文献资料看，目前相关国家的研究课题主要集中在能量沉积后的等离子体产生过程、等离子体与弓形激波的相互作用过程、不同时间飞行器头部压力和热流的变化规律及机理分析、影响能量沉积效果的关键参数和评价标准、能量沉积对激波干扰、边界层分离、减小音爆现象的影响等方面，研究方法主要采用数值仿真和实验测量两种。本文基于能量沉积领域国内外经典研究成果对能量减阻的原理和发展现状加以综述,并对能量沉积未来的研究方向作出展望。

根据能量源种类、飞行器头部形状、能量施加方式的不同，不同的能量沉积作用时间和飞行器头部温度梯度分布等存在细节差异，但作用过程大致都可分为以下3个步骤：① 高温等离子体的形成和变形；
② 高温等离子体与弓形激波相互作用；
③ 飞行器头部压力和热流的恢复。其中，步骤 ② 是能量沉积减阻的关键过程，人们通过纹影实验和数值仿真已经较好的展示了能量过程中压力和热流的变化规律。本节以激光能量沉积为例，对能量沉积过程的物理现象及其机理进行综述。

1.1 高温等离子体的形成与变形

脉冲激光聚焦在飞行器头部一定距离后，高温区域空气形成等离子体，并随着等离子体密度的增加在时间和空间上不断演化。Kandala等详细介绍了等离子体的形成过程：最初的电子通过多光子电离(MPI)释放，随后的电子通过级联电离释放而使加热区域的气体电离(见图1(a))；
初级的级联电离发生在激光汇聚点周围一个很小的区域，来自强加热区域的热量通过辐射被周围的较冷空气吸收进而获得吸收光的能力，这一过程被称为辐射机制。Raǐzer认为，这种机制导致了激光能量可以在较大体积分布。宏观上，这一过程体现为等离子高温区域的膨胀(见图1(b))；
等离子体快速膨胀形成爆轰波，并将压力传导到周围的气体。

图1 空气中的激光能量沉积过程示意图[15]Fig.1 Sequence of steps leading to laser energy deposition in air[15]

Kandala等建立了11组分气体模型，基于美国斯坦福大学Laux等提出的双温度模型，采用了一种廉价高效的半隐式方法对等离子体的形成进行了数值仿真(见图2)，并与Adelgren等的实验结果(见图3)进行比较，吻合程度很好。

图2 t=2 μs时静止空气中激光能量沉积等离子体温度等值线[15]Fig.2 Contours of temperature in plasma region at t=2 μs for laser energy deposition in quiescent air[15]

图3 空气激光诱导放电时均瑞利散射图像时间序列[18]Fig.3 Time sequence of time averaged Rayleigh scattering images for laser-induced discharge in air[18]

Alberti等在更高的纳秒尺度上对等离子体的演化进行了观测，在椭圆形的初始结构中观察到了更细致的双叶结构(Two-Lobed Structure)，即两个沿相反方向运动的等离子体波瓣(见图4)；
在随后的研究中，该团队又用数值仿真验证了这一变化规律(见图5,图中:为振动特征温度)。

图4 实验中激光等离子体的发射[19]Fig.4 Emission from laser-generated plasma during experiment[19]

Dors等提出了一种CFD模型，展示了冲击波产生过程中的流体现象和激光火花衰减的特征规律，说明了火花衰变不对称效应的原因，并与Chen等的实验结果相比较，二者结果符合很好。研究表明，衰减的火花形成“背靠背”旋涡，并在火花前端(离入射光束最远的火花末端)围绕光轴形成环形图案(见图6)。

图5 等离子体放电过程中振动温度的演化[20]Fig.5 Plasma evolution of vibronic temperature during discharge[20]

对高温等离子体的演变规律研究十分必要。理论分析中，等离子体常常被简化为一个几何形状规则的加热区域，而在实际研究中，特别是对于能量沉积的数值仿真，等离子体模型的构建直接影响了后续仿真结果。

图6 实验和计算的火花衰变图像[21]Fig.6 Experimental and computational laser-spark decay graphs[21]

1.2 高温等离子体与弓形激波相互作用

能量沉积主要有两种物理效应产生减阻效果：一是局部温度升高导致局部声速增加，马赫数降低；
二是低密度尾迹与钝体弓形激波的耦合对其进行优化。其中后者，即等离子体的高温低密度区域对弓形激波的形状优化，是能量沉积减阻的主要原因。以往的研究中，人们发现了能量沉积对飞行器头部阻力影响的作用规律具有相似性，即在每次作用过程中存在三次压力增长和两次压力降低(见图7)。Sakai等详细展示了每次压力变化对应的作用机理和流动现象。

图7 无量纲驻点压力(球面，Ma=3.45，激光聚焦于上游一倍直径)的时间演化[20]Fig.7 Time evolution of nondimensional stagnation point pressure (sphere geometry, Ma=3.45, laser focused one diameter upstream)[20]

1.2.1 透镜效应与第1次压力降低

如图8所示，等离子体产生的爆轰波与弓形激波相互作用，局部温度升高，声速升高进而马赫数降低，导致弓形激波变形。当爆轰波及其内部的能量区域完全进入弓形激波后，与飞行器头部壁面接触导致了壁面压力的第一次升高。随后爆轰波在壁面进行反射，这种反射带来的逆向流动倾向于压缩变形的弓形激波和反射爆轰波之间的气体，来流在这一区域被加速到超声速，进而产生激波“SW1”——“SW1”在壁面的反射以及反射后的“SW1”是后续流场作用导致压力降低的重要因素。上述作用效应过程导致弓形激波头部发生初步变形，飞行器头部产生了高密度区。这种形状类似于凸透镜的弓形激波形变被称作透镜效应(Lensing Effect)。透镜效应是高温等离子体区域与弓形激波在能量沉积初始阶段相互作用的经典现象，后期能量沉积减阻的作用过程也主要发生在透镜效应的区域内。在以往的许多研究中均有对透镜效应的记载(见图9～图11)。值得注意的是，透镜效应特指弓形激波在等离子作用下变形产生的凸透镜形状区域，其边界和飞行器头部反射的爆轰波及反射的“SW1”重合度较高，应注意区分。

图8 激光诱导等离子体和激波相互作用的纹影图和密度等值线对比(1)[13]Fig.8 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(1)[13]

图9 纹影图像中的透镜效应[11]Fig.9 Lensing effect in schlieren photograph[11]

图10 数值模拟压力梯度中的透镜效应(1)[11]Fig.10 Lensing effect in pressure gradient photograph by numerical simulation (1)[11]

图11 数值模拟压力梯度中的透镜效应(2)[20]Fig.11 Lensing effect in pressure gradient photograph by numerical simulation (2)[20]

Georgievskii等指出，由于透镜效应区域内的温度不均匀性，在SW1产生的过程中，其表面附近区域产生了高亚声速的高温射流，将大部分加热气体带到激波层的外部，并以等熵膨胀方式向飞行器身部方向传播，导致气体压力、密度和温度的下降，体现为膨胀波。膨胀波传播到飞行器头部表面导致了壁面压力的第一次降低。

1.2.2 涡环的产生与第2次压力降低

在变形的弓形激波头部，人们观测到了等离子体与激波作用区域当中涡环的产生。研究表明，能量沉积过程中，斜压效应(Baroclinic Effect)是涡产生的主要原因。斜压效应是指由R-M(Richtmyer-Meshkov)不稳定性带来的一种涡度的重要来源。

式(1)是流体涡度方程:

(1)

式中:为涡度；
为时间；
为流速；
为压力；
为密度。方程右端最后一项体现了密度梯度与压力梯度不平行时所产生的涡度，即斜压项。右侧的第1项代表涡管的拉伸和弯曲，第2项代表涡的可压缩性。由于激波层中涡环的变形和压缩变化不大，因此可以用斜压效应的大小来估计涡度的大小。Ogino等给出了等离子体低密度区和弓形激波相互作用过程中飞行器头部涡度的估计式：

(2)

式中：为低密度区域气体密度；
为激波后压力；
为来流马赫数；
为低密度区域半径；
为气体比热比；
为激波脱体距离，对于球锥形头部的能量沉积，可由Billig的估计式计算：

(3)

Kim等通过实验观测了激光能量沉积在球头产生涡环及涡环的衍生过程，其研究指出，根据毕奥-萨伐尔定律，涡环不断吸引其逆流方向的涡环并产生交替的俯仰偏航运动，在飞行器头部由于K-H(Kelvin-Holtz)不稳定性的存在导致了涡系的产生；
在激光频率较高的情况下，旋涡在头部发生堆积，形成了类似空气锥的准稳态结构。类似的涡系形成机理在Reynolds等对涡街演化的研究中也有介绍。

如图12所示,SW1产生后沿流向传播到达飞行器头部，带来了第2次压力上升。随后SW1在壁面反射，反射后的SW1与低密度区域相互作用，形成了一个旋涡堆积的回流区域，即上述的准稳态结构。

图12 激光诱导等离子体和激波相互作用的纹影图和密度等值线对比(2)[26]Fig.12 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(2)[26]

Anderson等对圆柱体在细长加热区域作用下的能量沉积进行了数值模拟，清晰地展现了涡系准稳态结构等一系列流体现象，如图13所示。涡系后产生的膨胀波传播到飞行器头部表面，导致了第2次压力降低。这一阶段的膨胀波和带来第1次压降的膨胀波成因类似。Georgievskii和Levin的研究表明，反射SW1带来的逆流和来流之间的高温气体在侧面以射流的形式被挤出，射流在向飞行器身部运动过程中进行等熵膨胀，形成膨胀波作用于飞行器头部。王殿恺等的研究指出，第2次压力降低除了来自涡系带来的膨胀波作用以外，在涡系形成之前，反射后的SW1逐渐离开钝头体表面从而导致表面附近的高温气体膨胀，也带来了波阻的小幅度降低。

图13 数值模拟纹影图像[31]Fig.13 Numerical simulation schlieren[31]

1.2.3 压缩波的聚集和头部压力、热流的恢复

如图14中b所示，扭曲的接触面随着时间的推移变成“双绽放”(Double-Blooming)形状，其本质是反射的SW1的聚集。聚集变形的SW1在其稳态位置有恢复形态的趋势。Zheltovodov等指出，在这一过程中，平卧激波(Procumbent Shock)开始在飞行器头部一定区域形成，进而使沿球体膨胀的涡环结构(即聚集的反射的SW1)被λ激波包围，引起了幅度较小、局部化的第3次压力上升。对平卧激波的形成和λ激波的演化，何刚发展了对λ激波空间位置的理论预测方法,比较深入的研究了其内在的压力特性机理。上述激波结构的产生来源于反射的SW1的聚集，如果利用合适的高频能量沉积抑制此再压缩过程，减阻效果将得以持续，这是未来的研究方向之一。

图14 激光诱导等离子体和激波相互作用的纹影图和密度等值线对比(3)[26]Fig.14 Comparison of interaction between laser-induced plasma and shock wave (Schlieren photograph and density contour)-(3)[26]

随着弓形激波开始逐渐恢复形状，透镜效应逐渐减弱，弓形激波松弛到未添加能量沉积之前的位置，驻点附近的小尺度涡旋逐渐耗散，流场逐渐恢复到未添加能量沉积状态。

能量沉积的作用过程涉及流体力学现象多、作用过程复杂。为便于直观理解，针对能量沉积作用过程中对压力变化造成影响的主要因素列出了概念图，详见附录A。

值得注意的是，能量沉积带来的负面影响之一是给飞行器头部带来了较高的热流，其来源主要有两种：一是激波相互作用带来的空气加热，二是边界层和身部之间黏性流动带来的空气加热，而由Edney IV型激波相互作用带来的热流增加是最主要因素。能量沉积本身制造的高温区域对飞行器头部的热流增加则不是很明显——只有小部分能量加热了表面，大部分能量对流到了下游。研究表明，由Edney IV型激波相互作用产生的超音速射流是热流增加的根本原因，如果能控制超音速射流的产生，便能减弱热流；
Yan等对能量沉积产生的热流增长随时间的变化规律进行了研究，与压力变化规律相似，热流同样存在3个峰值。第1个峰值出现在能量脉冲之后，反映的是能量沉积高温区域的热辐射效应；
第2个峰值对应冲击波与弓形激波的相互作用，冲击射流的特性改变，导致了热流密度和表面压力的增加；
第3个峰值是由于高温区域撞击到表面上，从而将热量传递到表面。在此期间，撞击射流完全扭曲。

人们为减弱能量沉积带来的热流增长做了许多努力，目前最主要的方法是采用能量沉积与加装减阻杆、逆向喷流等减阻方式相结合。战培国对一种新型的“双气体组合”能量沉积方式进行了综述，即在传统能量沉积基础上加入氢气和惰性气体(如氮气)的喷流，并使氢气在能量沉积区域燃烧(见图15)。研究表明，该方法能有效增加能量沉积效率，同时惰性气体起到了防热的作用。Shneyder等通过数值模拟验证了针状热源的能量投放相当于加装减阻杆和固定位置能量投放的组合，能用更少的能量达到目标减阻量。

图15 “双气体组合”能量沉积示意图[37]Fig.15 “Double gas combination” energy deposition[37]

有多种参数影响能量沉积的效果，在不同的流场条件下，只有正确的参数选择才能够保证良好的能量沉积效果。目前，人们已经对能量沉积的关键参数及其作用规律进行了广泛细致的研究。

2.1 能量沉积的效果评价

2.1.1 无量纲能量

除去荷载能量沉积系统所需能量和能量沉积聚焦过程中的系统能量耗散，制造能量沉积区域所需要的能量即看作是飞行器用于能量沉积消耗的能量，其大小影响了飞行器燃油或推进剂的荷载和分配，确定合适的能量值至关重要。

设无量纲能量(Energy，)沉积参数为

=(,,)()

(4)

式中：为能量单位，表示每单位体积单位时间的能量；
和分别为体积中的能量沉积分布函数和无量纲时间函数。对稳定的能量沉积，=1，能量沉积时间内体积沉积总能量为

(5)

则每单位体积在内的总沉积能量为

(6)

在应用中，常使用无量纲能量参数：

(7)

式中:为来流密度;为比定压热容;为来流速率;为来流温度;式(7)分母表示体积内的静焓和时间内通过横截面的静焓通量。对稳定的能量沉积，有

(8)

式中:为比热比。

类似的，如果以质量微元为研究对象，可以得到相近的形式:

(9)

式中:为钝头飞行器的横截面积；
为时间间隔内在体积中单位质量的能力沉积。对稳定的能量沉积，有

(10)

式中：为单位质量单位时间增加的能量，其形式与(4)类似。

Skvortsov和Kuznetsov将定义为能量沉积功率与焓流之比，亦在理论分析中得到应用：

(11)

式中:为钝头体直径。

2.1.2 减阻率

减阻率(Efficiency of Drag Reduction,)是最直接体现能量沉积减阻效果的参数，其值为有能量沉积时的阻力与无能量沉积时的阻力之比，也等于固定来流速度下有能量沉积的总能量消耗与无能量沉积时的总能量消耗之比，即

(12)

式中：为有能量沉积时的阻力；
为无能量沉积时的阻力。较小的值对应着良好的减阻效果。

2.1.3 能量沉积效率

能量效率(Efficiency of Energy,)为飞行器克服阻力所用的能量占能量沉积总能量的比值，一般用表示。较大的值对应更有效的能源利用率，即

(13)

认为流动无阻塞且阻力系数恒定，能量效率可表示为

(14)

式中:为能量沉积区域的横截面积。

对钝头体≈1。当能量沉积区域过大超过了钝头飞行器的横截面积时，对空气，=(-1)2≈07，即由阻力减小而节约的能量小于加热气体所沉积的能量。因此，缩小能量沉积区域横截面积十分必要。

(15)

假设对()不敏感，式(15)表明能量效率随着能量沉积区域横截面积减小和的升高而显著提高。Ogino等的数值计算结果验证了与的平方成正比，从能量效率的角度而言能量沉积法更适用于高超声速飞行器减阻。方娟等的研究同样得出了类似的结论，而在Erdem等的实验研究结论中，与成正比的说法是不准确的。

对频率为、脉冲能量为高频能量沉积，有:

(16)

易知，还与存在相关性：

(17)

2.2 能量沉积的影响参数

影响能量沉积效果的参数主要有沉积能量、能量沉积位置、来流马赫数等。需要注意的是，这些参数之间往往存在相互制约的关系，很少存在单一变量能够独立影响能量沉积的最终效果。因此追求好的减阻效果要针对具体流场条件具体选择合适的参数。

2.2.1 沉积能量

在实际应用中，能量沉积装置存在较大的能量耗散，必须加以考虑。例如电极放电能量沉积，由于耗散、电极烧蚀和热传导等原因，电能对等离子体能量的传递效率仅为31%。本节重点讨论等离子体本身能量，实际应用中的能量转化效率则不予讨论。

文明等通过研究等离子体与正激波的作用指出，沉积能量越高，等离子体宽度随沉积能量增大而增大，扩大其影响区域，提高了减阻效果；
王殿恺等对3种尺寸的钝头体进行了数值仿真，指数拟合得到了-曲线和-曲线，并总结了如下式的关系：

(18)

(19)

可见提升沉积能量强度会提高减阻率，但随着沉积能量的增加，减阻率的提高越趋有限，并且沉积能量强度的提升带来的是更多的能量损失即更低的能量的效率。寻找合适的沉积能量强度以同时达到较高的减阻率和较高的能量效率是工程应用中要关注的重点问题。

将能量沉积法与其他主动减阻方法结合可做到在更低的能量输入下获得更高的减阻率。如Kolesnichenko等采用较长的针状热源进行能量沉积，其本质是能量沉积和加装减阻杆方式的结合，这种方式在较低的能量输入条件下也可获得很好的减阻率。Georgievsky等也通过数值模拟验证了这种组合方式的优越性。

2.2.2 能量沉积位置

目前研究中，能量沉积位置多集中在飞行器头部正前方一定距离处，对于有攻角的位置研究相对较少。设等离子体到钝头体驻点的距离为：

1) 当过大时，等离子体波阵面传输到弓形激波时能量损耗已经很大，不足以使弓形激波产生明显的变化，此时对变化不敏感，Erinc等将这种现象称为“距离稳定”(Distance Stabilisation)。

2) 当过小时，等离子体波阵面更早地与弓形激波相互作用，第1次阻力上升的峰值提前出现且更大，阻力的最小值也更小。当足够小时，等离子体与弓形激波作用形成的压缩波较强，再减小已经不能使产生明显提升，低密度区的演化范围也较小，同时能量沉积位置离物面过近会导致热流的急剧上升。

对不同的流场条件和飞行器外形，总存在一个最合适的使得和达到最大，设为()。()的值与密切相关，越大，取得()的位置就越远离钝头体。王殿恺等通过拟合得到了()和的关系式：

(20)

可见当足够大时，()保持在某个特定位置附近。

2.2.3 能量重复频率

瞬时能量沉积作用时间短，减阻效果不明显，利用高频能量发生器对飞行器前方进行连续性的能量沉积是更有效的方法。

当能量脉冲重复频率不高时，脉冲之间没有相互作用或作用不明显，驻点压力很快恢复到稳态值。此时相当于瞬时能量沉积在时间上的简单叠加。

随着的提升，减阻量与呈线性正相关。Kim等在=194的风洞中对平头圆柱的高频能量沉积进行了实验，证实了阻力随线性减小。而随着的升高先升高后降低，即存在一个最合适的以同时获得较高的和。方娟等通过数值模拟也得到了上述的结论，同时观测到随着的提升，阻力振荡逐渐减小。而阻力不能通过的升高无限降低，存在一个降低的极限值。

对于减阻量和的线性关系，目前的研究多是通过实验得到，在理论层面则多停留在定性解释的层面。Sakai等认为，的升高使得脉冲间的相互作用变得明显，建立了准稳态的空气锥；
方娟等进一步指出，的升高扩大了空气锥的范围，使空气锥变得更尖锐。王金霞等通过数值模拟指出，当足够高时，相当于在飞行器头部施加连续能量沉积，空气锥的结构已经很稳定，再升高对空气锥的形状变化已经不明显，因此对的提升贡献不是很大，产生过高的反而降低了。

为将能量沉积的位置和频率综合考虑，Tretyakov等给出了结合能量沉积位置和能量沉积频率的一种参数定义。设为脉冲重复频率，定义为脉冲间隔时间与自由流从能量沉积位置到物面的流动时间之比，即

(21)

实验结果表明，≈1时可获得的最大值。

2.2.4 来流马赫数

由式(21)已知，升高，能量沉积效率显著提升。同逆向喷流减阻类似，在跨声速条件下减阻率达到最大，而当速度提升到超声速范围时波阻减小的速度减慢。当进入高超声速范围时，由于弓形激波强度提升，改变激波形状所需的能量随之提升，要保持较高的减阻率必须提升能量强度。这就导致不同的飞行器和流场条件存在一个最合适的和，使得在保证最大减阻率同时，做到能量的充分利用。

除此以外，和还综合影响了能量沉积减阻效果的持续时间：更高的导致等离子体流向尺度的增长速度加快，可以延长减阻效果持续时间；
而更高的则导致冲击波的作用时间缩短，减少了减阻效果持续时间，这是能量沉积减阻在实际应用中需考虑的问题之一。

目前，在束流加速技术不断发展的基础上，能量发生器的研究也在加速深入。能量沉积要求其发生装置具有功率高、时间分辨率高、便携度好、沉积位置精准等多种特点。以激光能量沉积为例，由于成本和整体系统的复杂性问题，激光能量沉积减阻一直没有在工程中得到广泛应用，而目前的研究也是在概念研究阶段。研究适用于飞行器能量沉积的紧凑型短脉冲激光发生器及其适配系统成为当今的热点问题。

在各类实验中，现有激光器技术已经可以基本满足能量沉积减阻研究的需要。如二极管泵浦激光器(Diode Pumped Laser)的发展将在缩小激光器体积的基础上大大提升激光器的功率效率(见图16)，以啁啾脉冲放大技术(Chirped Pulse Amplification, CPA)为代表的高强度短脉冲激光技术将使能量沉积中较高水平的和得以实现。

图16 一种小型封装二极管激光发生器[55]Fig.16 Small-scale sealed diode laser[55]

根据晶体种类的不同，各类激光器在实验中可以提供不同类型的能量沉积模式。掺钕钇铝石榴石(Nd:YAG)激光器是最早、最著名，应用最广泛的激光器，适合各种激光生成模式；
掺钕钒酸钇(Nd:YVO4)激光器的输出特性优于Nd:YAG激光器，其重复频率和功率上限较高，但脉冲能量较小；
掺钕氟化锂钇(Nd:YLF)激光器的重复频率和功率上限略低，但脉冲能量更高。此外，还有许多新型材料应用于激光器，在此不再赘述。

就微波能量沉积而言，高功率微波源是高功率微波技术的核心器件，是实现微波能量沉积方法的重要器件，种类包括相对论磁控管、虚阴极振荡器、等离子体振荡器、返波振荡器、固态功率源以及速调管振荡器等。与小型激光发生器相比，适用于微波能量沉积的小型机载高功率微波源发展还不够成熟，系统小型化、集成化程度还有很大的提升空间。同时，目前各国的研究主要集中于高功率微波武器的研制，对微波能量沉积减阻的应用研究相对较少。我国在微波能量沉积减阻方面的研究相对滞后，但随着适合机载的微波能量发生器的不断发展和各类高功率微波武器的不断改进，微波能量沉积减阻的工程应用也将成为现实。

采用针状电极后，其减阻模式相当于加装减阻杆和能量沉积减阻的组合模式，由于结构简单、易于实现，在能量沉积减阻研究初期获得了较多的关注。由于电极能量沉积的能量发生器放电电压要求高、等离子体参数形成条件限制多、电极污染和打弧等负面现象难以消除等远远发展限制，现今国内外很少进行关于传统电弧放电的工程化研究，而被更先进的电火花放电合成射流所替代。火花放电合成射流作为一种新型高效的主动流动控制技术被各航天大国所重视，其减阻方式属于逆向喷流范畴，在此不再赘述。

1) 能量沉积减阻方式是一种高效的主动控制减阻方式，但由于其成本和系统复杂性，至今的研究多停留在理论层面，如何将理论投入工程应用是需研究的重要问题。除减阻外，能量沉积还可用于改善超燃冲压发动机性能、减弱音爆等多个方面，其研究前景十分广阔。

2) 能量沉积减阻的直接原因是高温等离子体对飞行器弓形激波外形的改变。能量沉积过程根据阻力变化可分为3个阶段。在第2阶段，由斜压效应在头部产生的回流区(虚拟尖峰)对减阻的贡献最大。

3) 评价能量沉积减阻效果要从减阻率和能量效率两个方面综合考虑。影响能量沉积减阻效果的因素有许多，包括沉积能量大小、能量沉积位置、能量重复频率和来流马赫数等。这些因素往往相互制约，在工程应用中，需根据不同的飞行器外形和流场条件选择合适的参数。

4) 能量发生器的发展已经能够满足能量沉积的实验需要，目前的重点问题是如何在保证低成本和高可靠性的条件下增强能量沉积系统对不同飞行器和流场条件的适用性，以使能量沉积减阻技术广泛应用于工程实践当中。

如本文所述,针对不同流场条件和飞行器头部几何外形提供了大量详细的实验法和实验数据。我国的高焓风洞试验技术研究已经取得了重大进展，但是要满足许多气动特征的准确模拟，并获得能够满足工程需求精度的实验数据还有一定的差距。对高焓流动的测量精度提升将是未来的发展方向之一。我国目前的能量沉积减阻研究方式以数值仿真为主，已经较好的对一些主要的流动现象加以验证和阐释。但在以下方面需要进行深入探索：

1) 气体模型的构建。国内研究中气体模型多为完全气体或理想气体模型，没有考虑到气体化学反应对等离子体变化的影响。研究表明，采用理想气体模型会导致激波作用下的压力计算结果偏高，后期的流场演化过程偏慢。现有研究已经提供了许多较为成熟的气体模型，如Fujiwara的4组分双温度模型、Candler和毛枚良等的11组分模型、Alberti等的19组分双温度模型等等，在以后的建模过程中要考虑真实气体效应，特别是高超声速条件下的高焓流动模拟。

2) 等离子体的形成传播机理和特点。我国目前的研究往往认为激光能量瞬间注入，不考虑其中详细的物理和力学过程，不能详细解释空气对激光能量的吸收机理。关于等离子体的演化规律，我国已有初步的研究成果，今后的研究可以从能量点源形状(考虑等离子体的膨胀和爆轰波的形成过程)对能量沉积效果的影响等方面进行更细致的研究。

3) 飞行器头部几何外形和有攻角的流动。现有研究多集中于球体、球头圆锥、截锥等规则几何外形，对实际飞行器的仿真头部外形，特别是添加能量沉积系统后的外形仿真研究较少。且目前的流动多局限于稳定平飞的情况，即来流与飞行器轴线平行，对飞行器起降、转向等有攻角飞行的模拟较少。以后在建模过程中可以引入真实飞行器的头部缩比模型，对安装能量沉积系统带来的几何外形和流场变化加以考虑。

4) 除减阻外能量沉积的其他应用研究。能量沉积在除减阻外的其他方面亦有广阔的发展前景，例如改善超燃冲压发动机进气性能、减弱音爆、抑制流动分离等。我国相关研究还比较少，经典的算例大多来自国外。接下来的研究可依托数值仿真在这些领域开展研究，进一步探索能量沉积流动控制技术在这些方面的实用效果及可行性。

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