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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一种高超声速飞行器球面光学头罩超声速气膜冷却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：CN118850317B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-07-01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：202410931896.9，技术领域涉及：B64C1/38；该发明授权一种高超声速飞行器球面光学头罩超声速气膜冷却方法是由刘明星;丁浩林;易仕和;孙潇彬;霍佳波;夏梓豪;骆苏一名设计研发完成，并于2024-07-12向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种高超声速飞行器球面光学头罩超声速气膜冷却方法在说明书摘要公布了：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。

本发明授权一种高超声速飞行器球面光学头罩超声速气膜冷却方法在权利要求书中公布了：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（6-5）通过耐高压导气管向超声速气膜腔室所供给的总压； 在所述方法中，超声速气膜腔室总压的计算方式为： 根据高超声速飞行器真实飞行速度及海拔高度，通过查询标准大气获得来流状态参数，包括总压p0、静压p1、静温T1和总温T0； 根据Newton-Lees牛顿压力公式，获得高超声速飞行器球面光学头罩驻点总压p0,2； 其中，Cpmax为修正系数，表示正激波后的滞止点压力系数；p0,2为正激波之后的驻点总压；p1为来流静压；p2为正激波后静压；Ma1为高超声速飞行器飞行马赫数，Ma2为高超声速球面光学头罩弓形激波后马赫数，γ为比热比，θ为当地物面倾斜角； 根据所设定的喷流压比NPR＝pc,02p0,2，获得超声速气膜喷流出口静压pc,02； 根据等熵关系式和设计的超声速气膜喷流出口马赫数Mac，确定超声速气膜腔室总压pc,01：

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