CN109927917A - 一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,包括以下步骤，设计求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；设计进气道入口型线在底部横截面的投影型线，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；生成前体前缘型线点以及进气道唇口型线点，进而设计内转式进气道上壁面和下壁面；同时由前体前缘型线点设计内转式进气道外壁面；由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面，进而得到内转式乘波前体进气道一体化构型，所述超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法有效扩大捕获面积，增加流量捕获，从而解决了下颌式进气带来的流量损失问题，有效提高飞行器进气道的性能。

Description

一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法

技术领域

本发明涉及一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，涉及高超声速飞行器进气道技术领域。

背景技术：

在高超声速飞行器的气动构型中，进气道与飞行器前体的一体化设计已经成为高超声速飞行器设计的关键，同时也对飞行器前体和进气道设计提出了新的要求。飞行器前体不但要为进气道提供高品质的预压缩气流，还应确保进气道捕获足够的流量,乘波构型的飞行器前体逐渐成为高速飞行器前体研究的一个重要方向。

申请号为201710413278.5，授权公告日为2018-07-27的发明专利文献，公开了一种基于轴对称外锥流场的与前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道及设计方法，其基本设计步骤是：(1)采用零度攻角的轴对称外锥流场作为基准流场；所述轴对称外锥流场的配波形式采用多斜激波压缩，或者采用斜激波与等熵波组合压缩；(2)通过流线追踪法获得局部乘波压缩面；进行流线追踪的起始线在轴向投影面上为互成夹角的两条直线；(3)根据下颔式进气道所需的捕获高度，对局部乘波压缩面进行等比例缩放，获得局部乘波压缩面；(4)将局部乘波压缩面的母线进行延伸，而后旋转生成轴对称压缩面；(5)将局部乘波压缩面和轴对称压缩面在纵向对称面上逆时针旋转一个夹角a_c，获得最终的局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面；局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面确定后，以局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面的各个边缘为基准即可形成旋成轴对称唇罩、后掠侧板、环形转圆弯曲扩张管道、前体头部上表面、前体头部过渡面；所述夹角a_c为飞行器的巡航攻角。但是，由于该发明专利采用的是轴对称外锥流场，不可避免的存在流量捕获面积较小、流量捕获不足、压缩效率低、攻角特性不好的缺点，且进气道的总压恢复系数不高，下颌式进气道唇口与飞行器前体激波贴合不完全，进而带来一定的流量损失。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供一种能解决了常规的外转式进气道空气流量捕获面积小、捕获流量不足且有效提高了进气道的总压恢复系数的超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法。

为了解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,包括以下步骤，

步骤一、设计求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场，其求解方法为应用有旋特征线理论依次求解确定壁面曲线、内曲面锥前缘激波、前缘激波依赖区、等熵主压缩区、反射激波依赖区以及稳定区，由定壁面曲线、内曲面锥前缘激波、前缘激波依赖区、等熵主压缩区、反射激波依赖区以及稳定区构成内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；

步骤二、设与进气道出口端面平行的平面为底部横截面，将进气道入口型线在底部横截面的投影型线设为进气道入口底部投影型线，将进气道入口底部投影型线划分为两段，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；

步骤三、将前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线均匀离散成若干点，分别称为前体前缘线底部投影点和进气道唇口底部投影点，应用自由流线法，从前体前缘线底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成前体前缘型线点，将所有前体前缘型线点相连组成前体前缘型线；从进气道唇口底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成进气道唇口型线点，将所有进气道唇口型线点相连组成进气道唇口型线；

步骤四、在步骤一中设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由前体前缘型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成前体/进气道上壁面流线，所有前体/进气道上壁面流线放样构成内转式进气道上壁面；

步骤五、在步骤一设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由进气道唇口型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成进气道唇口流线，所有进气道唇口流线放样构成内转式进气道下壁面，其与内转式进气道上壁面构成内转式进气道内壁面；

步骤六、由前体前缘型线点通过自由流线法生成自由流线，所有自由流线放样构成内转式进气道外壁面；

步骤七、由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面型线，这条型线是由二次曲线段和直线组成，在二次曲线段和直线的连接点处保持一阶导数连续，所有进气道唇口外壁面型线放样构成进气道唇口外壁面，其与内转式进气道外壁面构成乘波前体进气道外壁面，由内转式进气道内壁面与乘波前体进气道外壁面构成内转式乘波前体进气道一体化构型。

作为优选，所述步骤七中，确定进气道唇口外壁面型线的方法包括以下步骤，

步骤(a)，设任一所述唇口外壁面型线上具有a、b、c三点，其中a点为任一个进气道唇口型线点，也为二次曲线段的起点，b点为二次曲线段与直线段之间的连接点，c点为直线段的终点，ab线段为二次曲线段，bc线段为直线段，c点在底部横截面上，所述ab线段以及bc线段分别对应不同的控制方程；

步骤(b)，通过任意给定ab线段中点a处的斜率K_a和点b的位置坐标，且由于点b处的斜率为0，由此可通过控制方程确定ab线段以及bc线段，由ab线段以及bc线段形成一条唇口外壁面型线。

作为优选，所述ab线段中的点a处的斜率K_a小于内转式进气道下壁面在点a处的斜率值。

作为优选，所述ab线段中点a处的斜率K_a的给定方法包括以下步骤，

步骤A，以内转式乘波前体进气道为中心建立三维直角坐标系oxrz，以内转式乘波前体进气道的中心对称面为xor面，以气流在进气道内流动的方向为x向，垂直xor面的方向为z向。

步骤B,设进气道唇口型线由n个离散点相连构成，设所有进气道唇口型线点相连组成进气道唇口型线为线段PSQ，S点为线段PSQ的中点，P点、Q点为线段两侧端点，设步骤(A)中的点a处于Q点和S点之间，QS线段中，设平行于xor平面且穿过Q点的平面为α平面，在此平面内，对于从Q点生成的二次曲线给定Q点处斜率为k_Q，同理，设平行于xor平面且穿过S点的平面为γ平面，在此平面内，对于从S点生成的二次曲线给定S点处斜率为k_S，令从Q点至S点的每一个进气道唇口型线点处二次曲线的斜率值依次增加。

步骤C，设平行于xor平面且穿过a点的平面为β平面，在此平面内，对于从a点生成的二次曲线，a点处二次曲线的斜率k_a＝k_Q+Δk*Δn，Δn为从Q点到a点间隔的离散点数。

作为优选，对于靠近S点的二次曲线段，其斜率等于S点的斜率K_s。

作为优选，所述步骤二中将进气道入口底部投影型线划分为两段的方法为为，设底部横截面为圆形，从圆形的中心点引出两条射线并与底部投影型线所在的圆外切，设两条射线与底部投影型线的两个相切点为划分点，则划分点上部分的线段为前体前缘线底部投影型线，下部分为进气道唇口底部投影型线。

与现有技术相比，本发明的有益之处是：所述超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法采用头部进气的内转式进气道，有效扩大捕获面积，增加流量捕获，而且在设计飞行状态下，进气道进口贴合在前缘激波上，基本实现全流量捕获，从而解决了下颌式进气带来的流量损失问题，并且提高了进气道的总压恢复系数，因而有效提高超声速飞行器的进气道的性能。

附图说明：

下面结合附图对本发明进一步说明：

图1是本发明中确定壁面曲线以及轴对称内曲面锥前缘激波的示意图；

图2是本发明中确定前缘激波依赖区的示意图；

图3是本发明中确定基准流场区域的示意图；

图4是本发明中确定等熵主压缩区的示意图；

图5是本发明中确定唇口反射激波依赖区及对应流线的示意图；

图6是本发明中确定稳定区及对应流线的示意图；

图7是本发明的原进气道基准流场出口示意图；

图8是本发明中前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线设计示意图；

图9是本发明中的前体前缘型线点和进气道唇口型线点、进气道出口点、自由流线和流线设计示意图；

图10是本发明中所生成的内转式进气道内壁面的立体图；

图11是本发明中所生成的内转式进气道内壁面右视图；

图12是本发明中所生成的内转式进气道内壁面左视图；

图13是本发明中所生成的内转式进气道内壁面的仰视图；

图14是本发明中内转式乘波前体外壁面型线和进气道唇口外壁面型线设计示意图；

图15是本发明中的ab线段与转式乘波前体进气道下壁面在点a处的斜率的相互关系示意图；

图16是本发明中的前体前缘型线、进气道唇口型线的正向设计示意图；

图17是本发明中的前体前缘型线、进气道唇口型线的侧向设计示意图；

图18是本发明所生成的一体化内转式乘波前体进气道的立体图；

图19是本发明所生成的一体化内转式乘波前体进气道的右视图；

图20是本发明所生成的一体化内转式乘波前体进气道的左视图；

图21是本发明所生成的一体化内转式乘波前体进气道的透视图；

图22是本发明所生成的一体化内转式乘波前体进气道的仰视图；

图23是本发明的乘波前体在纵向对称面流场马赫数的数值模拟结果图；

图24是本发明的乘波前体在纵向对称面流场压升比的数值模拟结果图；

图25是本发明的乘波前体数值模拟结果中流场马赫数的等轴视图；

图26是本发明的乘波前体进气道出口总压恢复系数的数值模拟结果。

具体实施方式：

下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围：

一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，包括以下步骤，步骤一，应用有旋特征线理论，设计求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场，其中，在本实施例中，首先确定壁面曲线以及轴对称内曲面锥前缘激波，先构建三维直角坐标系oxrz，以内转式乘波前体进气道为中心建立三维直角坐标系oxrz，以内转式乘波前体进气道的中心对称面为xor面，以气流在进气道内流动的方向为x向，垂直xor面的方向为z向，如图1所示，在xor坐标系内，设ABC₂为壁面曲线，其中AB为二次曲线，BC₂为三次曲线，在本发明中，给定A点的坐标(x_A,r_A)以及斜率k_A、B点横坐标x_B以及斜率k_B、和C₂点的坐标坐标(x_C,r_C)以及斜率k_C，A、B点所给参数可构成三个方程求解二次曲线AB，进而求得B点坐标(x_B,r_B)，结合已知B、C₂点所给参数构成四个方程求解三次曲线BC₂，进而唯一确定壁面曲线ABC₂，然后应用有旋特征线理论求解内转式前体进气道轴对称基准流场，在零攻角设计来流条件下(M₀＞1)，产生轴对称内曲面锥前缘激波AR，其中点R是轴对称内曲面锥前缘激波在靠近对称轴的假想点；

求解前缘激波依赖区，如图2所示，在xor坐标系内，其依赖区为A-B-D，首先在壁面曲线ABC₂上选取点B，从点B出发的右行马赫线与轴对称内曲面锥前缘激波AR交于点D，将经过点D的横截面作为基准流场的进气道唇口平面15，需要迭代计算点D的位置。

求解基准流场区域，如图3所示，在xor坐标系内，其区域为B-C₁-D，首先利用有旋特征线理论，由右行马赫线BD和壁面曲线ABC₂上的曲线段BC₂，求解经过D点的左行马赫线，并与壁面曲线ABC₂交于点C₁，并求解由右行马赫线BD、左行马赫线DC₁以及曲线BC₁所包围区域的流场。

求解等熵主压缩区，如图4所示，在xor坐标系内，其区域为B-C-D，以点D作为唇口反射激波的起始点，给定如式(1),所示的反射激波波后的流动方向角分布，利用预估-矫正的迭代方法，求解唇口反射激波的位置和形状，直至唇口反射激波与曲线BC₁交于肩点C，最后利用斜激波理论求解波后的流动参数分布。由右行马赫线BD、唇口反射激波DC以及壁面曲线BC所围成区域B-C-D作为进气道基准流场的激波间等熵压缩的主压缩区，简称等熵主压缩区B-C-D。

θ_DC,2＝θ_DC,2(x),x∈[x_D,x_C] (1)

其中，θ_DC,2是唇口反射激波DC波后的流动方向角分布。

求解反射激波依赖区，如图5所示，在xor坐标系内，此区域为C-D-E和流线为DE，其中的带箭头实线代表流线，虚线为马赫线，利用有旋特征线理论的流线点单元过程，由唇口反射激波DC的位置坐标和波后流动参数，求解唇口反射激波依赖区C-D-E，直至经过点D的流线与经过点C的左行马赫线交于点E，得到流线DE。

求解稳定区，如图6所示，其区域为C-E-F-G和流线EF，其进气道基准流场的稳定区和求解流线EF的方法。首先，肩点C右侧的壁面曲线CG以及该曲线上的壁面倾斜角分布和马赫数分布由式和式给出，给定了壁面倾斜角分布就等价于给定了曲线CG的形状。需要特别说明的是，壁面曲线CG在肩点C处的壁面倾斜角必须与当地的气流方向角(即唇口反射激波DC在点C处的波后气流方向角)重合，才能保证唇口反射激波DC在肩点C处无反射，实现消波的作用。然后利用有旋特征线理论的流线点单元过程，由左行马赫线CE的位置坐标和流动参数、壁面曲线CG以及该曲线上的流动参数分布，求解进气道基准流场的稳定区C-E-F-G，直至经过点E的流线与经过G点左行特征线交于点F，得到流线EF。

δ_CG＝δ_CG(x),x∈[x_C,x_G] (1)

M_CG＝M_CG(x),x∈[x_C,x_G] (2)

其中，δ_CG和M_CG分别是曲线CG的壁面倾斜角和马赫数分布。

其中，图6中给定进气道出口平面16与肩点C沿x方向上的距离x_CK，出口点K、L位于进气道出口平面。对于距离x_CK，在本实施例中，其定义为：

原进气道基准流场出口如图7所示为一内径r_F、外径r_G的圆环，现作一直径为d′的等效圆作为进气道基准流场等效出口，令x_CK＝0.5d₁。

步骤二、如图8所示，在底部横截面17设计进气道入口型线在底部横截面的投影型线A₁-B₁-C₁-D₁，简称为进气道入口底部投影型线，过O₁点作投影型线A₁-B₁-C₁-D₁的切线ON和OM，将进气道入口底部投影型线划分为两段，分别为前体前缘线底部投影型线M-B₁-A₁-D₁-N和进气道唇口底部投影型线M-C₁-N,在实际应用中，将进气道入口底部投影型线划分为两段的方法为为，设底部横截面为圆形，从圆形的中心点引出两条射线并与底部投影型线所在的圆外切，设两条射线与底部投影型线的两个相切点为划分点，则划分点上部分的线段为前体前缘线底部投影型线，下部分为进气道唇口底部投影型线，因而便于后续分别生成内进气道的内外壁面；

步骤三、将前体前缘线底部投影型线M-B₁-A₁-D₁-N和进气道唇口底部投影型线M-C₁-N分别均匀离散成m和n个点，分别称为前体前缘线底部投影点和进气道唇口底部投影点，应用自由流线法，从前体前缘线底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成前体前缘型线点，将所有前体前缘型线点相连组成前体前缘型线P-T-Q，从进气道唇口底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成进气道唇口型线点，将所有进气道唇口型线点相连组成进气道唇口型线P-S-Q，如图16、17所示。如图9所示，点1即为前体前缘线底部投影点的一个示例，由点1引出自由流线2与内曲面锥前缘激波相交生成前体前缘型线点3；点6即为进气道唇口底部投影点的一个示例，由点6引出自由流线7与内曲面锥前缘激波相交生成进气道唇口型线点8；

步骤四、在步骤一设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由前体前缘型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成前体流线，如图9所示，点3即为前体前缘型线点的一个示例，经过点3的前体流线4直至出口点5，所有前体流线放样构成内转式进气道上壁面21；

步骤五、在步骤一设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由进气道唇口型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成进气道唇口流线，如图9所示，点8即为进气道唇口型线点的一个示例，经过点8的唇口流线9直至出口点10，所有进气道唇口流线放样构成内转式进气道下壁面20。内转式进气道上壁面和内转式进气道下壁面共同构成内转式进气道内壁面，其形状各向视图如图10至图13所示，其中图13中的虚线表示曲面折线。

其中，图9中的点U为内转式乘波前体进气道下壁面激波反射点，对于非唇口点D的其他进气道唇口型线点生成的流线均是在流线和唇口反射激波DC相交的点U产生唇口反射激波，表现为前段气流贴附在内转式乘波前体进气道下壁面流动，经过U点后产生反射激波UC。

如图16、17所示，由步骤三可知由点M引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成前体前缘型线点P，由点N引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成前体前缘型线点Q，点P和点Q为前体前缘型线和进气道唇口型线相接点；

步骤六、由前体前缘型线点通过自由流线法生成自由流线18，所有自由流线放样构成内转式进气道外壁面23。如图14所示，以任意一个前体前缘型线点3为例，在平行于面xor的平面内，设计一条内转式乘波前体外壁面型线3-11。该曲线为平行于x轴的自由流线18，从前体前缘型线点直至进气道底部横截面的点11，将所有自由流线放样成面，生成内转式进气道外壁面。

步骤七、由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面型线，这条型线是由二次曲线段和直线组成，在连接点处保持一阶导数连续，所有进气道唇口外壁面型线放样构成进气道唇口外壁面24，其与内转式进气道外壁面构成乘波前体进气道外壁面，然后由内转式进气道内壁面与乘波前体进气道外壁面构成内转式乘波前体进气道一体化构型，在实际应用中，确定进气道唇口外壁面型线的方法为，设所述外壁面型线上具有a、b、c三点，其中a点为任意一个进气道唇口型线点，b点、c点为线上其它两点，其中ab线段二次曲线段，bc线段为直线段，c点在进气道底部横截面上，所述ab线段以及bc线段分别对应不同的控制方程，通过任意给定ab线段中点a处的斜率K_a和点b的位置坐标，且由于点b处的斜率为0，由此可通过控制方程确定ab线段以及bc线段。其中所述ab线段中点a处的斜率K_a小于内转式进气道下壁面20在点a处的斜率值。

在本实施例中，如图14所示，设点a为点8，点b、c分别为点12、点13，因而，具体表现为，以进气道唇口型线点8为例，在平行于面xor的平面内，设计一条进气道唇口外壁面型线8-12-13，其中，其中曲线段8-12为二次曲线，控制方程为式如下式(4)；线段12-13为直线，控制方程为如下式(5)，点13在进气道底部横截面上，

r＝ax²+bx+c₁ (4)

r＝c₂ (5)

其中a，b，c₁为曲线段方程的系数，c₂为直线方程的系数，其中，k_8-12为曲线段8-12在点8处的斜率值，k₈为内转式乘波前体进气道下壁面点8处的斜率值，为了使唇口外壁面包裹住进气道下壁面，避免两个面交叉，如图15所示，要满足条件为下式(6)：

k_8-12＜k₈ (6)

本发明中任意给定曲线段8-12中点8处的斜率k_8-12，以及点12的位置坐标(x₁₂,r₁₂)，在实际应用中，后期在构型生成后可再进行参数调整，由于点12处的斜率为0，由此得

r₁₂＝ax₁₂ ²+bx₁₂+c₁ (7)

k_8-12＝2ax₈+b (8)

0＝2ax₁₂+b (9)

可求得曲线段方程的系数a，b，c₁，继而可确定曲线段8-12，线段12-13为直线段，可由点12作平行x轴的直线得到，即c₂＝r₁₂。曲线段8-12和直线段12-13组成一条进气道唇口外壁面型线8-12-13，然后将所有进气道唇口外壁面型线放样即可构成进气道唇口外壁面。

在实际应用中，二次曲线段8-12设计比较自由，可通过控制k_8-12值的大小来改变唇口厚度，进一步地，在本实施例中，采取如下方法给定k_8-12：

由步骤三可知，进气道唇口型线点由均匀离散的n个进气道唇口底部投影点通过自由流线法得到，故进气道唇口型线也是由n个离散点相连构成，且关于xor平面对称，如图16、17所示，只对Q-S段进行说明，在平行于xor平面的α内，对于从Q点生成的二次曲线给定Q点处斜率k_8-12,Q，同理，在平行于xor平面的γ内，对于从S点生成的二次曲线给定S点处斜率k_8-12,S。令从Q点至S点的每一个进气道唇口型线点处二次曲线的斜率值依次增加，其中，斜率k_8-12,Q以及斜率k_8-12,S均为任意给定值，保证生成唇口外壁面包裹进气道下壁面即可，另外，对于靠近S点的二次曲线段，其斜率等于S点的斜率k_8-12,S，因而使得S点附近的进气道唇口外壁面比较平直，从而使得进气气流阻力小，减小迎风面积，增大气流进气效果。

如在平行于xor平面的β内，对于从8点生成的二次曲线，8点处二次曲线的斜率k_8-12,8＝k_8-12,Q+Δk*Δn，Δn为从Q点到8点间隔的离散点数。对于靠近S点的二次曲线，也可以令其斜率等于S点的斜率k_8-12,S，最终效果为S点附近的进气道唇口外壁面比较平直，继而由上述方法生成的所述的一体化内转式乘波前体进气道如图18至图22所示。

结合具体实施例，将马赫数6作为设计马赫数，并通过模拟软件生成了头部进气内转式乘波前体进气道一体化构型，并对该构型进行数值模拟。

如图23、图24示出了内转式乘波前体进气道一体化构型在纵向对称面的数值模拟结果，图16示出了流场马赫数的等值线云图，图17示出了流场压升比的等值线云图，压升比即当地静压与来流静压的比值P/P∞，由图16和图17可见，在前体进气道中，前体激波与唇口反射激波的数值模拟结果与理论设计值吻合较好，设计点处激波封口基本实现了全流量捕获，验证了本实施案例的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场设计方法的有效性和正确性。

图25示出了内转式乘波前体进气道一体化构型数值模拟结果中前体进气道唇口前四个横截面激波位置和形态的数值模拟结果与理论设计值对比，图中的虚线代表本实施案例的内曲面锥激波型线分别在四个横截面的理论设计值，由图18可见，前体壁面两侧溢流较小，基本实现了全流量捕获，横截面激波形状和位置的数值模拟结果与设计值吻合较好，而且横截面激波是上凸的，验证了本发明专利中前体是内乘波的。

图26示出的参数为进气道出口总压恢复系数，由图25可见，无粘计算的进气道出口总压恢复系数达到0.86，验证了本发明专利内转式乘波前体进气道一体化构型中的进气道具有较高总压恢复系数的特点。

需要强调的是：以上仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (6)

1.一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法,其特征在于：包括以下步骤，

步骤一、求解内转式乘波前体进气道轴对称基准流场，其求解方法为应用有旋特征线理论，依次求解确定壁面曲线、内曲面锥前缘激波、前缘激波依赖区、等熵主压缩区、反射激波依赖区以及稳定区，由定壁面曲线、内曲面锥前缘激波、前缘激波依赖区、等熵主压缩区、反射激波依赖区以及稳定区构成内转式乘波前体进气道轴对称基准流场；

步骤二、设内转式乘波前体进气道的尾部出口处有一与其出口端面平行的底部横截面，将内转式乘波前体进气道的入口型线在底部横截面的投影型线设为进气道入口底部投影型线，将进气道入口底部投影型线划分为两段，分别为前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线；

步骤三、将前体前缘线底部投影型线和进气道唇口底部投影型线均匀离散成若干点，分别称为前体前缘线底部投影点和进气道唇口底部投影点，应用自由流线法，从前体前缘线底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成前体前缘型线点，将所有前体前缘型线点相连组成前体前缘型线；从进气道唇口底部投影点引出自由流线与内曲面锥前缘激波相交生成进气道唇口型线点；

步骤四、在步骤一中设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由前体前缘型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成前体/进气道上壁面流线，所有前体/进气道上壁面流线放样构成内转式进气道上壁面；

步骤五、在步骤一设计生成的内转式乘波前体进气道轴对称基准流场中，由进气道唇口型线点进行流线追踪至进气道出口平面生成进气道唇口流线，所有进气道唇口流线放样构成内转式进气道下壁面，其与内转式进气道上壁面构成内转式进气道内壁面；

步骤六、由前体前缘型线点通过自由流线法生成自由流线，所有自由流线放样构成内转式进气道外壁面；

步骤七、由进气道唇口型线点设计进气道唇口外壁面型线，这条型线是由二次曲线段和直线组成，在二次曲线段和直线的连接点处保持一阶导数连续，所有进气道唇口外壁面型线放样构成进气道唇口外壁面，其与内转式进气道外壁面构成乘波前体进气道外壁面，由内转式进气道内壁面与乘波前体进气道外壁面构成内转式乘波前体进气道一体化构型。

2.根据权利要求1所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述步骤七中，确定进气道唇口外壁面型线的方法包括以下步骤，

步骤(a)，设任一所述唇口外壁面型线上具有a、b、c三点，其中a点为任一个进气道唇口型线点，也为二次曲线段的起点，b点为二次曲线段与直线段之间的连接点，c点为直线段的终点，ab线段为二次曲线段，bc线段为直线段，c点在底部横截面上，所述ab线段以及bc线段分别对应不同的控制方程；

步骤(b)，通过任意给定ab线段中的点a处的斜率K_a和点b的位置坐标，且由于点b处的斜率为0，由此可通过控制方程确定ab线段以及bc线段，由ab线段以及bc线段形成一条唇口外壁面型线。

3.根据权利要求2所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述ab线段中的点a处的斜率K_a小于内转式进气道下壁面在点a处的斜率值。

4.根据权利要求3所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述ab线段中的点a处的斜率K_a的给定方法包括以下步骤，

步骤A，以内转式乘波前体进气道为中心建立三维直角坐标系oxrz，设底部横截面处于竖直平面内，与其垂直的水平面为底部水平面，设与底部横截面、底部水平面均垂直且穿过内转式乘波前体进气道的出气口端面中心的平面为内转式乘波前体进气道的中心对称面，以内转式乘波前体进气道的中心对称面为xor面，以气流在进气道内流动的方向为x向，垂直xor面的方向为z向。

步骤B,将所有进气道唇口型线点相连组成进气道唇口型线，设进气道唇口型线由n个离散点相连构成，设所有进气道唇口型线点相连组成进气道唇口型线为线段PSQ，S点为线段PSQ的中点，P点、Q点为线段两侧端点，设步骤A中的点a处于Q点和S点之间，QS线段中，设平行于xor平面且穿过Q点的平面为α平面，在此平面内，对于从Q点生成的二次曲线给定Q点处斜率为k_Q，同理，设平行于xor平面且穿过S点的平面为γ平面，在此平面内，对于从S点生成的二次曲线给定S点处斜率为k_S，令从Q点至S点的每一个进气道唇口型线点处二次曲线的斜率值依次增加。

步骤C，设平行于xor平面且穿过a点的平面为β平面，在此平面内，对于从a点生成的二次曲线，a点处二次曲线的斜率k_a＝k_Q+Δk*Δn，Δn为从Q点到a点间隔的离散点数。

5.根据权利要求4所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：对于靠近S点的二次曲线段，其斜率等于S点的斜率K_s。

6.根据权利要求1所述的一种超声速飞行器内转式乘波前体进气道一体化设计方法，其特征在于：所述步骤二中将进气道入口底部投影型线划分为两段的方法为，设底部横截面为圆形，从圆形的中心点引出两条射线并与底部投影型线所在的圆外切，设两条射线与底部投影型线的两个相切点为划分点，则划分点上部分的线段为前体前缘线底部投影型线，下部分为进气道唇口底部投影型线。