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龙图腾网获悉中国人民解放军国防科技大学申请的专利临近空间乘波飞行器的超声速气膜分布式降热方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119305715B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-09-23发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202310853908.6，技术领域涉及：B64C1/38；该发明授权临近空间乘波飞行器的超声速气膜分布式降热方法是由易仕和;张博;陆小革;曾瑞童设计研发完成，并于2023-07-12向国家知识产权局提交的专利申请。

本临近空间乘波飞行器的超声速气膜分布式降热方法在说明书摘要公布了：本发明提出一种临近空间乘波飞行器的超声速气膜分布式降热方法，在靠近乘波体头部位置的乘波体上表面布置第一降热装置，所述第一降热装置用于生成切向超声速气膜；在乘波体的后掠翼前缘布置第二降热装置，所述第二降热装置用于生成法向超声速气膜；所述切向超声速气膜的流动方向与空气来流一致，所述法向超声速气膜的流动方向与空气来流垂直。通过超声速冷却气膜将冷却气体覆盖在乘波体表面，覆盖面积大，冷却效果稳定，且适用于光学窗口，对飞行器结构材料无要求。同时可以在乘波体不同位置设置类似的降热装置进行组合冷却，实现分布式大面积降热。

本发明授权临近空间乘波飞行器的超声速气膜分布式降热方法在权利要求书中公布了：1.临近空间乘波体的超声速气膜分布式降热方法，其特征在于，在靠近乘波体头部位置的乘波体上表面布置第一降热装置，所述第一降热装置用于生成切向超声速气膜；在乘波体的后掠翼前缘布置第二降热装置，所述第二降热装置用于生成法向超声速气膜；所述第一降热装置、第二降热装置均分别包括一系列的超声速气膜喷管，各超声速气膜喷管连接有用于提供气体的气源以及供气管路，所述气源以及供气管路设置在乘波体内部； 所述切向超声速气膜的流动方向与空气来流一致，减缓超声速气膜-来流混合层的发展，使超声速气膜冷却范围延长，实现乘波体表面大面积覆盖冷却；所述法向超声速气膜将高热的空气来流推离后掠翼前缘，法向超声速气膜的流动方向与空气来流垂直，动量的交换使法向超声速气膜随空气来流向下游流动，实现乘波体后掠翼下游的覆盖，能量的交换使高热的空气来流温度降低，实现乘波体后掠翼下游的冷却； 所述超声速气膜喷管通过以下步骤设计而成，包括： 获取压力匹配条件下的超声速气膜喷管出口压力； 根据冷却长度要求，确定超声速气膜质量流率与超声速气膜马赫数； 根据超声速气膜质量流率以及超声速气膜喷管出口压力，确定超声速气膜喷管喉部高度； 根据超声速气膜喷管喉部高度与超声速气膜马赫数，确定超声速气膜喷管的喷管出口高度； 对超声速气膜喷管喉部的跨声速流动，采用级数展开方法求解抛物型势函数方程，得到超声速气膜喷管跨声速解； 以超声速气膜喷管跨声速解与喷管出口分别作为起点与终点，设置超声速气膜喷管轴线的马赫数分布； 以超声速气膜喷管跨声速解、喷管出口和超声速气膜喷管轴线的马赫数分布作为边界条件，构建超声速气膜喷管特征线网格，求解超声速气膜喷管内部的超声速流场，进而根据流线控制方程，确定喷管无粘型线； 根据冯卡门动量积分关系式，求解边界层位移厚度； 基于边界层位移厚度对喷管无粘型线进行粘性修正，得到最终的喷管型线； 将预设的超声速气膜喷管的收缩段型线与喷管型线在喉部相连，得到完整的超声速气膜喷管。

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