一种高超声速飞行器降热减阻方法

1.一种高超声速飞行器降热减阻方法，其特征在于，在高超声速飞行器壁面上生成壁面法向冷射流和壁面切向冷射流，以在高超声速飞行器表面边界层形成表面冷气膜，隔绝高超声速主流与壁面之间的直接相互作用，将原来的气-固剪切层变为气-气剪切层，降低边界层原来的速度梯度与温度梯度，进而实现高超声速边界层摩擦阻力与热流密度的降低，达到高超声速飞行器降热减阻的效果；所述壁面切向冷射流通过设置在所述高超声速飞行器的壁面上的后向台阶进行切向喷出，并与来流相互作用形成所述表面冷气膜，所述表面冷气膜的厚度不超过湍流边界层的线性底层，并与原来的边界层形成滑移现象，以降低边界层原来的速度梯度与温度梯度；所述壁面法向冷射流和所述壁面切向冷射流通过基于利用高超声速来流自身能量的自持合成射流形成。 2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器降热减阻方法，其特征在于，所述壁面法向冷射流通过设置在所述高超声速飞行器的壁面上的微孔和/或槽道进行法向喷出，并与来流相互作用形成所述表面冷气膜。