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申请/专利权人：中国人民解放军国防科技大学
摘要：本发明提出一种高超声速飞行器球面光学头罩超声速气膜冷却方法，属于高超声速飞行器热防护技术领域。本发明提出的超声速冷却气膜不需要与高温高压高速来流对流接触，能减小气膜喷流压力，节省高压储气罐的冷却气体消耗，进而减少飞行器载重。同时激波后来流气体与冷却气体相互作用后，使得冷却气体贴近球形光学窗口形体，有效覆盖窗口表面，有效隔绝高温来流气体，通过气膜主流换热实现对球面光学头罩的降热效果。全覆盖光学头罩窗口的冷却性能可以有效降低气动热辐效应，使其周围流场密度分布波动变小，引起的光学畸变减小；同时使得高速飞行器能够适用于大攻角姿态变化的飞行环境，保证其高速精确打击的工作性能。
主权项：1.一种高超声速飞行器球面光学头罩超声速气膜冷却方法，其特征在于，所述方法基于超声速气膜冷却系统实现对高超声速飞行器球面光学头罩的降热作用，所述超声速气膜冷却系统包括快接插头1、导气管2、球面光学头罩窗口3、连接固定件4、气膜组件5、高压气源组件6；在所述方法中：球面光学头罩窗口3与连接固定件4通过螺丝紧固连接，且通过调节螺丝进深长度使两者内外轮廓线相切合；气膜组件5与连接固定件4通过导气管2内部结构进行压紧连接固定，且通过内部结构进而限位超声速气膜组件的喷流出口高度he；同时气膜组件5与连接固定件4形成产生超声速冷却气膜的拉瓦尔喷管型面，根据所需超声速气膜的流动参数，在基于确定喷流出口高度he的前提下更换气膜组件5，形成稳定的超声速冷却气膜；高压气源组件6包括截止阀6-1、减压阀6-2、电磁控制器6-3、质量流量计6-4、高压气源6-5；其中：基于高超声速飞行器真实飞行速度和海拔高度得到其球面光学头罩驻点压力；根据超声速气膜喷流出口静压与球面光学头罩驻点压力之间的配比，获得超声速气膜腔室总压；依次通过调节截止阀6-1、减压阀6-2、电磁控制器6-3控制高压气源6-6通过耐高压导气管6-5向超声速气膜腔室所供给的总压。
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权利要求：
百度查询： 中国人民解放军国防科技大学 一种高超声速飞行器球面光学头罩超声速气膜冷却方法
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