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龙图腾网获悉上海机电工程研究所申请的专利流道式飞行器头锥分区冷却系统及飞行器头锥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：CN116923684B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-10-28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：202310778699.3，技术领域涉及：B64C1/38；该发明授权流道式飞行器头锥分区冷却系统及飞行器头锥是由安国琛;顾村锋;沈皓敏;强佳久;李权;顾龙飞;穆维民;张迪设计研发完成，并于2023-06-28向国家知识产权局提交的专利申请。

本流道式飞行器头锥分区冷却系统及飞行器头锥在说明书摘要公布了：本发明提供了一种流道式飞行器头锥分区冷却系统及飞行器头锥，包括进液腔、出液腔以及分区冷却通道，分区冷却通道包括头锥端部冷却通道和头锥中后部冷却通道，头锥端部冷却通道的冷却腔形状与头锥的端部相匹配，头锥中后部冷却通道的冷却腔呈环形分布在头锥的中后部；冷却液自进液腔分别流经头锥端部冷却通道、头锥中后部冷却通道，自出液腔流出。本发明通过冷却液进入进液腔后分配进入中心进液通道、中后部冷却进液通道，然后分别通过端部冷却空腔、环形冷却单元对头锥端部、中后部进行分区冷却，升温后的冷却液分别通过端部冷却边缘出液通道、中后部冷却出液通道回流至出液腔并流出冷却系统，能够对头锥端部、中后部进行高效的分区冷却。

本发明授权流道式飞行器头锥分区冷却系统及飞行器头锥在权利要求书中公布了：1.一种流道式飞行器头锥分区冷却系统，其特征在于，包括：进液腔1、出液腔2以及分区冷却通道3，所述分区冷却通道3包括头锥端部冷却通道4和头锥中后部冷却通道5，所述头锥端部冷却通道4的冷却腔形状与头锥的端部相匹配，所述头锥中后部冷却通道5的冷却腔呈环形分布在所述头锥的中后部； 所述进液腔1分别与所述头锥端部冷却通道4、所述头锥中后部冷却通道5连通，所述出液腔2分别与所述头锥端部冷却通道4、所述头锥中后部冷却通道5连通，冷却液自所述进液腔1分别流经所述头锥端部冷却通道4、所述头锥中后部冷却通道5，自所述出液腔2流出； 所述头锥端部冷却通道4包括依次连通的中心进液通道6、端部冷却空腔7以及端部冷却边缘出液通道8，所述端部冷却空腔7设置在所述头锥的端部，所述中心进液通道6和所述端部冷却边缘出液通道8均竖直设置，所述中心进液通道6设置在所述端部冷却空腔7底部中心，多个所述端部冷却边缘出液通道8呈环形均匀设置在所述端部冷却空腔7底部边缘，多个所述端部冷却边缘出液通道8的内径流通面积相加的总和与所述中心进液通道6的内径流通面积相等； 所述头锥中后部冷却通道5包括多层的半环形冷却单元9，任一所述半环形冷却单元9均包括依次连通的：后部冷却进液通道10、环形通道12以及中后部冷却出液通道11，且所述后部冷却进液通道10、所述环形通道12以及所述中后部冷却出液通道11三者的通道内径相同； 多层所述环形通道12均水平设置，且套设在所述端部冷却边缘出液通道8的外侧，所述环形通道12的环形半径自上而下依次增大； 所述后部冷却进液通道10和所述中后部冷却出液通道11均竖直设置，所述半环形冷却单元9成对设置，任一相邻两层所述半环形冷却单元9的所述后部冷却进液通道10布设位置相差180°，任一相邻两层所述半环形冷却单元9的所述中后部冷却出液通道11布设位置相差180°。

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