本發(fā)明涉及一種分布式熱環(huán)境參數(shù)快速預(yù)測方法，主要用于沿典型彈道快速預(yù)測具有翼、舵等部件的復(fù)雜外形飛行器各部位熱環(huán)境參數(shù)，屬于航天器熱環(huán)境設(shè)計(jì)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
：

飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測是防隔熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)的前提，傳統(tǒng)外形簡單的航天器分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測可以通過地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)或氣動熱工程預(yù)測方法獲得。但是高速航天器外形復(fù)雜，氣流相互干擾、激波干擾特征明顯，熱環(huán)境精確預(yù)測難度較大，采用地面風(fēng)洞試驗(yàn)時的模擬參數(shù)無法對高速飛行環(huán)境進(jìn)行覆蓋和完全模擬，適用于傳統(tǒng)球錐類簡單外形的氣動熱工程預(yù)測方法不適用于復(fù)雜外形，尤其是對局部干擾區(qū)熱環(huán)境預(yù)測更是無能為力。同時，采用大規(guī)模并行數(shù)值計(jì)算的方式可以進(jìn)行飛行器熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測，但是其預(yù)測周期過長，難度大、效率低下，難以在復(fù)雜外形飛行器方案設(shè)計(jì)階段為防隔熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)。因此亟需一種適用于高速復(fù)雜外形飛行器的分布式三維熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供基于數(shù)據(jù)庫的復(fù)雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測方法，能夠全面精確預(yù)測分布式熱環(huán)境參數(shù)，預(yù)測周期短，效率高，為飛行器防隔熱系統(tǒng)提供設(shè)計(jì)依據(jù)。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：基于數(shù)據(jù)庫的復(fù)雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測方法，包括如下步驟：

(1)根據(jù)地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)，選擇一種合適的數(shù)值計(jì)算方法；

(2)建立一套四邊形網(wǎng)格作為飛行器表面基準(zhǔn)網(wǎng)格；

(3)根據(jù)設(shè)計(jì)的飛行器高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏的使用范圍，利用選擇的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，獲得每組高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)，進(jìn)入步驟(4)；

(4)把每組高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)投影到步驟(2)建立的飛行器表面基準(zhǔn)網(wǎng)格中，得到飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫，進(jìn)入步驟(5)；

(5)利用飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行彈道參數(shù)分析，判斷飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫是否覆蓋彈道上每個點(diǎn)的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)，如果全覆蓋或部分覆蓋，則進(jìn)入步驟(6)，否則，擴(kuò)大飛行器高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏的使用范圍，進(jìn)入步驟(3)；

(6)采用POD方法對覆蓋部分進(jìn)行分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測，得到實(shí)際飛行彈道上每個點(diǎn)的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)。

所述步驟(1)的實(shí)現(xiàn)方法如下：

(2.1)選擇飛行器的一個典型工況，采用常用的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行計(jì)算，得到飛行器表面熱流參數(shù)；

(2.2)將不同數(shù)值計(jì)算方法得到的飛行器表面熱流參數(shù)進(jìn)行橫向?qū)Ρ确治?，拋棄偏差較大的數(shù)值計(jì)算方法；

(2.3)利用經(jīng)過步驟(2.2)后剩余的數(shù)值計(jì)算方法，針對地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驮囼?yàn)狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算并對比結(jié)果，拋棄與地面風(fēng)洞試驗(yàn)測得的測試熱流偏差最大的結(jié)果對應(yīng)的數(shù)值計(jì)算方法，所述地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪菍?shí)際飛行器的等比例縮小模型；

(2.4)利用與設(shè)計(jì)飛行器氣動布局相近、且已經(jīng)開展過飛行試驗(yàn)的飛行器實(shí)際飛行時的表面熱流參數(shù)，與經(jīng)過步驟(2.3)后剩余的數(shù)值計(jì)算方法在相同狀態(tài)下得到的飛行器表面熱流參數(shù)進(jìn)行對比，選擇計(jì)算結(jié)果與實(shí)際飛行時表面熱流參數(shù)最接近的數(shù)值計(jì)算方法。

所述步驟(2.2)的實(shí)現(xiàn)方法如下：

(3.1)對所有數(shù)值計(jì)算方法得到的飛行器表面第s個點(diǎn)的熱流參數(shù)計(jì)算平均值q_avgs；

(3.2)判斷q_ns和q_avgs是否滿足|q_ns-q_avgs|≥δ，δ＝5％×q_avgs，如果滿足，拋棄第n種數(shù)值計(jì)算方法，否則，保留第n種數(shù)值計(jì)算方法，其中q_ns表示第n種數(shù)值計(jì)算方法計(jì)算得到的飛行器表面第s個點(diǎn)的熱流參數(shù)。

所述步驟(6)的實(shí)現(xiàn)方法如下：

(4.1)通過POD方法，根據(jù)數(shù)據(jù)庫獲得L組線性無關(guān)的正交基簡稱POD基，其中L≤M,U^j表示第j組高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)，L表示飛行器工況參數(shù)組成的狀態(tài)空間，M表示飛行器的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏狀態(tài)組合數(shù)；

(4.2)將數(shù)據(jù)庫向POD基投影，獲得第i個POD基的投影系數(shù)在M個離散點(diǎn)處的投影系數(shù)所述

(4.3)通過插值方法，獲得的近似連續(xù)函數(shù)；

(4.4)根據(jù)q點(diǎn)處的所有POD基系數(shù)b_i，利用計(jì)算q處的熱流參數(shù)U(q)。

所述步驟(4.3)的插值方法如下：

(5.1)將數(shù)據(jù)庫各狀態(tài)點(diǎn)對應(yīng)的高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)分別除以各自的去量綱數(shù)s_i，使高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)各自變化1個單位時對飛行器表面熱流的影響程度基本一致，從而定義一個由來流參數(shù)組成的空間：

$x=\{\left(\frac{{\tilde{x}}_{ALF}}{s_{ALF}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{Ma}}{s_{Ma}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_H}{s_H}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{dps}}{s_{dps}}\right)\}$

其中，為攻角、為馬赫數(shù)、為高度、為舵偏；

(5.2)在步驟(5.1)中的空間內(nèi)采用多元函數(shù)的徑向基函數(shù)插值方法求解

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果：

(1)基于數(shù)據(jù)庫的復(fù)雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測方法能夠快速獲得沿彈道復(fù)雜外形飛行器表面分布式熱環(huán)境參數(shù)，該方法耗時短、精度高，能夠全面精確預(yù)測分布式熱環(huán)境參數(shù)，從而提高復(fù)雜外形飛行器防隔熱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)精度，大幅降低設(shè)計(jì)時間，解決了地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)、工程預(yù)測方法以及數(shù)值計(jì)算方法無法滿足復(fù)雜氣動熱環(huán)境設(shè)計(jì)的問題。

(2)本發(fā)明采用POD方法對飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行本征正交分解，得到數(shù)據(jù)庫的正交基向量，通過對基向量系數(shù)的插值可以快速地預(yù)測某狀態(tài)下飛行器表面熱環(huán)境參數(shù)，而不需要重新啟動CFD求解器開展數(shù)值計(jì)算，極大提高了預(yù)測效率，降低了預(yù)測周期。

(3)本發(fā)明采用徑向基函數(shù)插值方法能夠有效地處理多維飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫問題，不僅結(jié)果精度高而且對數(shù)據(jù)庫狀態(tài)點(diǎn)的分布要求低。

附圖說明：

圖1是基于數(shù)據(jù)庫的復(fù)雜外形飛行器分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測方法的流程圖；

圖2是實(shí)施例采用的數(shù)據(jù)庫狀態(tài)點(diǎn)及預(yù)測點(diǎn)、預(yù)測彈道參數(shù)，其中(a)為高度‐攻角分布情況，(b)為高度‐馬赫數(shù)分布情況；

圖3是預(yù)測點(diǎn)Object Point1狀態(tài)下熱流參數(shù)等值線對比圖，其中(a)為迎風(fēng)面熱流參數(shù)等值線對比圖，(b)為背風(fēng)面熱流參數(shù)等值線對比圖；

圖4是預(yù)測點(diǎn)Object Point1狀態(tài)下典型截面熱流參數(shù)對比圖，其中(a)為展向截面x＝65mm的熱流參數(shù)示意圖，(b)為展向截面x＝220mm的熱流參數(shù)示意圖，(c)為展向截面z＝5mm的熱流參數(shù)示意圖，(d)為展向截面z＝75mm的熱流參數(shù)示意圖；

圖5是沿trajectory彈道預(yù)測選擇的飛行器表面分析關(guān)注點(diǎn)示意圖；

圖6是沿trajectory彈道各關(guān)注點(diǎn)的分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測結(jié)果示意圖。

具體實(shí)施方式：

本發(fā)明通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)、不同數(shù)值方法計(jì)算結(jié)果的對比分析，選擇合適的氣動熱環(huán)境數(shù)值計(jì)算方法使其滿足熱環(huán)境設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)的預(yù)測精度要求，進(jìn)而針對飛行器外形和典型彈道建立熱環(huán)境數(shù)值仿真結(jié)果數(shù)據(jù)庫，通過對數(shù)據(jù)庫進(jìn)行降階處理，獲得包含了數(shù)據(jù)庫系統(tǒng)的絕大部分信息，最后用插值POD技術(shù)實(shí)現(xiàn)氣動熱環(huán)境參數(shù)快速預(yù)測，通過對預(yù)測結(jié)果進(jìn)行分析，能夠得到復(fù)雜外形飛行器表面各點(diǎn)氣動熱環(huán)境空間分布特征及干擾特征，為飛行器防隔熱系統(tǒng)提供設(shè)計(jì)依據(jù)。具體流程如圖1所示，包括如下步驟：

(1)利用如下方法，選擇一種合適的數(shù)值計(jì)算方法：

(1.1)選擇飛行器的一個典型工況(對應(yīng)一組具體的工況參數(shù))，采用常用的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行計(jì)算，得到飛行器表面熱流參數(shù)，常用的數(shù)值方法包括AUSM、AUSMPW、ROE等通量差分格式。

(1.2)將不同數(shù)值計(jì)算方法得到的飛行器表面熱流參數(shù)進(jìn)行橫向?qū)Ρ确治?，對所有?shù)值計(jì)算方法得到的飛行器表面第s個點(diǎn)的熱流參數(shù)計(jì)算平均值q_avgs，判斷q_ns和q_avgs是否滿足|q_ns-q_avgs|≥δ，δ＝5％×q_avgs，如果滿足，拋棄第n種數(shù)值計(jì)算方法，否則，保留第n種數(shù)值計(jì)算方法，其中q_ns表示第n種數(shù)值計(jì)算方法計(jì)算得到的飛行器表面第s個點(diǎn)的熱流參數(shù)。

(1.3)利用經(jīng)過步驟(1.2)后剩余的數(shù)值計(jì)算方法，針對地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驮囼?yàn)狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算并對比結(jié)果，拋棄與試驗(yàn)狀態(tài)測試熱流偏差最大的結(jié)果對應(yīng)的數(shù)值計(jì)算方法，地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪菍?shí)際飛行器的等比例縮小模型。

(1.4)利用與設(shè)計(jì)飛行器氣動布局相近，且已經(jīng)開展過飛行試驗(yàn)的飛行器實(shí)際飛行時的表面實(shí)測熱流參數(shù)，與經(jīng)過步驟(1.3)后剩余的數(shù)值計(jì)算方法在同樣狀態(tài)下得到的飛行器表面熱流參數(shù)與實(shí)際飛行時的表面熱流參數(shù)進(jìn)行對比，選擇計(jì)算結(jié)果與實(shí)際飛行時表面熱流參數(shù)最接近的數(shù)值計(jì)算方法。上述飛行器氣動布局相近指的是飛行器固定類部件外形類似，活動類的控制部件布局相同，比如：身部都屬于升力體外形，控制舵都采用迎風(fēng)面布局的FLAP舵。

(2)建立一套四邊形網(wǎng)格作為飛行器表面基準(zhǔn)網(wǎng)格。

(3)根據(jù)設(shè)計(jì)的飛行器工況參數(shù)的使用范圍，利用選擇的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，獲得每組工況參數(shù)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)，進(jìn)入步驟(4)。每組工況參數(shù)稱為一個狀態(tài)點(diǎn)，工況參數(shù)包括高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏。

(4)把每組工況參數(shù)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)投影到步驟(2)建立的飛行器表面基準(zhǔn)網(wǎng)格中，得到飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫，進(jìn)入步驟(5)。

(5)利用飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫進(jìn)行彈道參數(shù)分析，判斷飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫是否覆蓋彈道上每個點(diǎn)的工況參數(shù)，如果全覆蓋或部分覆蓋，則進(jìn)入步驟(6)，否則，擴(kuò)大飛行器工況參數(shù)的使用范圍，進(jìn)入步驟(3)。

(6)采用POD方法對覆蓋部分進(jìn)行分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測，得到實(shí)際飛行彈道上每個點(diǎn)的工況參數(shù)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)。

采用POD方法對覆蓋部分進(jìn)行分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測的過程如下：

(6.1)通過POD方法，根據(jù)數(shù)據(jù)庫獲得L組線性無關(guān)的正交基簡稱POD基，實(shí)現(xiàn)降階處理，其中L≤M,U^j表示第j組工況參數(shù)對應(yīng)的飛行器表面熱流參數(shù)，L表示工況參數(shù)組成的狀態(tài)空間，M表示飛行器狀態(tài)點(diǎn)個數(shù)。

(6.2)將數(shù)據(jù)庫向POD基投影，獲得第i個POD基的投影系數(shù)在M個離散點(diǎn)處的投影系數(shù)

(6.3)通過插值方法，獲得的近似連續(xù)函數(shù)。

插值方法如下：

將數(shù)據(jù)庫各狀態(tài)點(diǎn)對應(yīng)的工況參數(shù)分別除以各自的去量綱數(shù)s_i，去量綱數(shù)值的選取一般通過經(jīng)驗(yàn)給出。主要是使得工況參數(shù)各自變化1個單位時對飛行器表面熱流的影響程度基本一致。

以工況參數(shù)為高度、馬赫數(shù)、攻角和舵偏參數(shù)為例，由來流參數(shù)組成的空間為

$x=\{\left(\frac{{\tilde{x}}_{ALF}}{s_{ALF}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{Ma}}{s_{Ma}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_H}{s_H}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{dps}}{s_{dps}}\right)\}$

實(shí)際上，工況參數(shù)還可以擴(kuò)展為高度、馬赫數(shù)、攻角、舵偏、側(cè)滑角、傾側(cè)角等L個飛行器飛行工況的表征參數(shù)，此時可以定義一個由來流參數(shù)組成的L維空間：

$x=\{\left(\frac{{\tilde{x}}_{ALF}}{s_{ALF}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{Ma}}{s_{Ma}}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_H}{s_H}\right),\left(\frac{{\tilde{x}}_{dps}}{s_{dps}}\right)\mathrm{...}\left(\frac{{\tilde{x}}_i}{s_i}\right)\mathrm{...}\left(\frac{{\tilde{x}}_L}{s_L}\right)\}$

其中，為攻角、為馬赫數(shù)、為高度、為舵偏。

在L維空間內(nèi)采用多元函數(shù)f(x)的徑向基函數(shù)插值方法進(jìn)行求解。

徑向基函數(shù)插值可以表示為：

$f\left(x\right)={\mathrm{\Σ}}_{j=1}^L{\mathrm{\α}}_j\mathrm{\Φ}(x-x_j)$

其中Φ(x-x_j)為徑向基函數(shù)，α_j為待求系數(shù)。

(6.4)根據(jù)q點(diǎn)處的所有POD基系數(shù)b_i，利用計(jì)算q處的熱流參數(shù)U(q)。

實(shí)施例：

針對Hermes航天飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ烷_展分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測，該模型沒有空氣舵，因此，選用的工況參數(shù)為高度、馬赫數(shù)和攻角。

根據(jù)飛行高度H、飛行馬赫數(shù)Ma、攻角ALF使用范圍構(gòu)建數(shù)據(jù)庫，假定：高度H在45km～70km之間，馬赫數(shù)Ma在14～22，攻角ALF在0°～15°之間。根據(jù)地面風(fēng)洞測熱試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)，空間離散格式采用Roe格式的數(shù)值計(jì)算方法適用于該外形和工況參數(shù)的表面熱流計(jì)算。

圖2給出了所建立的飛行器表面熱流參數(shù)數(shù)據(jù)庫狀態(tài)點(diǎn)對應(yīng)的的高度，馬赫數(shù)和攻角分布情況，其中(a)為高度‐攻角分布情況，(b)為高度‐馬赫數(shù)分布情況，共計(jì)34個狀態(tài)點(diǎn)，如圖中圓圈所示；Object point1和Object point2是要預(yù)測的狀態(tài)，其中Object point1表示在數(shù)據(jù)庫的包絡(luò)內(nèi)，數(shù)據(jù)庫能夠覆蓋該預(yù)測點(diǎn)參數(shù)，Object point2表示在數(shù)據(jù)庫的包絡(luò)外，數(shù)據(jù)庫不能覆蓋該預(yù)測點(diǎn)參數(shù)；trajectory為某典型彈道參數(shù)，數(shù)據(jù)庫能夠覆蓋該該彈道各點(diǎn)的狀態(tài)參數(shù)。因此可以利用該數(shù)據(jù)庫對Object point1預(yù)測點(diǎn)和trajectory彈道進(jìn)行分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測。

將圖2中Object point1的預(yù)測結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對比，見圖3、圖4，圖3是預(yù)測點(diǎn)Object Point1狀態(tài)下熱流參數(shù)等值線對比圖，其中(a)為迎風(fēng)面熱流參數(shù)等值線對比圖，(b)為背風(fēng)面熱流參數(shù)等值線對比圖。圖4是預(yù)測點(diǎn)Object Point1狀態(tài)下典型截面熱流參數(shù)對比圖，其中(a)為展向截面x＝65mm的熱流參數(shù)示意圖，(b)為展向截面x＝220mm的熱流參數(shù)示意圖，(c)為展向截面z＝5mm的熱流參數(shù)示意圖，(d)為展向截面z＝75mm的熱流參數(shù)示意圖。圖3和圖4中POD表示采用本發(fā)明的分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測方法得到的結(jié)果，CFD表示采用數(shù)值計(jì)算得到的結(jié)果。迎、背風(fēng)面熱流等值線對比結(jié)果可見預(yù)測結(jié)果能夠清晰的反映飛行器迎、背風(fēng)大面積氣動加熱特征。x＝65mm，220mm和z＝5mm，75mm四個截面熱流密度的對比表明預(yù)測結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果基本一致，最大偏差不超過15％。

如圖5所示，沿trajectory彈道選擇飛行器表面3個點(diǎn)進(jìn)行分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測。圖6給出了預(yù)測結(jié)果，其中POD表示采用本發(fā)明的分布式熱環(huán)境參數(shù)預(yù)測方法得到的結(jié)果，Engineer Method表示工程估算方法得到的結(jié)果，可以看出工程計(jì)算結(jié)果與POD結(jié)果變化規(guī)律基本一致，POD結(jié)果能夠反映出飛行器迎風(fēng)面熱流從前緣高熱流到中心線低熱流逐漸變化的過程，能夠得到迎風(fēng)面各點(diǎn)更加真實(shí)的氣動熱環(huán)境參數(shù)，但工程估算方法無法很好的預(yù)測出迎風(fēng)面熱環(huán)境這一空間變化特性。在熱環(huán)境數(shù)據(jù)庫完備的前提下，針對trajectory彈道采用快速預(yù)測方法時間為33s，而開展大規(guī)模并行數(shù)值計(jì)算僅僅彈道上單個點(diǎn)狀態(tài)數(shù)值計(jì)算最少需要36小時，充分說明本發(fā)明的分布式熱環(huán)境預(yù)測方法能夠大幅度降低預(yù)測時間。

本發(fā)明通過建立的飛行器表面熱流數(shù)據(jù)庫，利用POD方法對數(shù)據(jù)庫進(jìn)行降階處理，結(jié)合相應(yīng)的基系數(shù)插值方法，能夠快速沿彈道預(yù)測飛行器表面熱環(huán)境參數(shù)。該方法能夠真實(shí)的反映出復(fù)雜外形飛行器表面各點(diǎn)氣動熱環(huán)境空間分布特征及干擾特征，和數(shù)值結(jié)果對比表明，該方法能夠大幅提高計(jì)算效率，并且不損失預(yù)測精度。通過沿彈道各點(diǎn)為防熱溫度場計(jì)算提供表面分布式熱流，能夠得到更加精細(xì)的溫度分布，從而提高整個防隔熱系統(tǒng)的設(shè)計(jì)水平。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。