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龙图腾网恭喜空气动力学国家重点实验室申请的专利一种飞行器舵轴缝隙热环境主动降热设计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：CN113962017B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-05-09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：202111041897.9，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权一种飞行器舵轴缝隙热环境主动降热设计方法是由邱波;李强;国义军;刘深深;曾磊;张昊元;朱言旦;刘骁;李睿智;石友安;沈斌贤设计研发完成，并于2021-09-07向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种飞行器舵轴缝隙热环境主动降热设计方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种飞行器舵轴缝隙热环境主动降热设计方法，包括：计算求得头部驻点热流值，选取其来流最严酷时刻对全机进行热环境数值模拟，获得舵轴缝隙局部热流峰值与飞行器头部热流峰值的倍数关系，利用该倍数关系获得舵轴缝隙局部热流峰值沿弹道的变化情况，并由此确定需要进行舵轴热防护设计的时间段，再利用转捩准则确定该时间段中的层流时间段，并计算层流时间段中的最大雷诺数，再计算出最大雷诺数下，当边界层厚度为舵轴缝隙高度lx时对应的绕物体特征长度，最后将钻石型强制转捩带设置在距离舵前缘该绕物体特征长度位置处，使得整个舵轴缝隙在热环境较为严酷的工况都处于湍流当中，大幅降低舵轴缝隙热环境热流峰值。

本发明授权一种飞行器舵轴缝隙热环境主动降热设计方法在权利要求书中公布了：1.一种飞行器舵轴缝隙热环境主动降热设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：利用Fay-Riddell公式计算出飞行器头部驻点的全弹道驻点热流值；步骤二：选取步骤一计算得到的全弹道驻点热流值中的最大值对应的时刻为来流最严酷时刻；步骤三：根据步骤二中来流最严酷时刻对应的来流条件，利用数值模拟方法对飞行器全机进行数值模拟，获得飞行器在该来流条件下的全机表面热流；步骤四：根据步骤三中获得的全机表面热流，提取头部驻点热流值和舵轴区域热流峰值；再将舵轴区域热流峰值除以头部驻点热流值，获得舵轴热环境相对于头部驻点热流的倍数a；步骤五：将步骤一中计算得到的全弹道头部驻点热流值，乘以步骤四中得到的舵轴热环境相对于头部驻点热流的倍数a，获得舵轴区域的全弹道热流峰值qr；步骤六：根据飞行器舵轴设计中需要考虑热环境影响的最低热流值qd，选取步骤五中获得的舵轴区域的全弹道热流峰值中热流峰值qr大于qd的时间段，定义该时间段为舵轴热防护设计时间段；步骤七：根据“70-826”转捩准则，获得舵轴在舵轴热防护设计时间段中为层流的时间段；步骤八：利用雷诺数计算公式，计算步骤七中层流时间段对应工况下的全部雷诺数；步骤九：选取步骤八中计算得到的全部雷诺数中的最大雷诺数，利用平板边界层厚度计算公式，求得该最大雷诺数下，当平板边界层厚度δ与舵轴缝隙高度h相等时对应的绕物体特征长度l；步骤十：在舵轴前缘处设置钻石型强制转捩带，转捩带中心距离舵轴前缘的距离设置为步骤九中计算得到的绕物体特征长度lx，转捩带宽度为y倍的舵轴厚度，组成钻石型强制转捩带的正方体单颗粒边长设置为舵轴缝隙高度h，正方体单颗粒倾斜45°安装并且正方体单颗粒中心点之间距离设置为。

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