CN110450963B - 高超声速飞行器机体与内转式进气道一体化设计方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统，该设计方法首先生成内转式轴对称基准流场和外压缩基准流场，并在设计条件下生成内转式激波以及外压缩激波，两激波相交生成激波交线，然后设一与基准流场回转轴线垂直的底部投影面，在此投影面上生成激波交线的投影线以及设计乘波体前缘线的投影线，随后生成乘波面、自由流面、内转式进气道以及进气道外整流罩。上述生成的内转式进气道、进气道外整流罩、乘波面和自由流面共同形成高超声速飞行器内外流一体化构型。本发明设计的高超声速内外流一体化构型基本保留了内转式进气道的优良性能和乘波体的高升阻比特性，从流场耦合的角度出发减弱机体与进气道之间的复杂的波系干扰。

Description

高超声速飞行器机体与内转式进气道一体化设计方法及系统

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动外形设计技术领域，尤其是一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统。

背景技术

良好的机体/推进系统一体化已成为高超声速飞行的关键技术，飞行器机体和进气道的一体化作为其核心要素受到了国内外学者的广泛关注。进气道与机体高度一体化对飞行器气动特性以及进气道的性能有着重要的影响。

目前现有的机体与进气道布局通常会带来机体与进气道之间复杂的波系干扰，会导致进气道的性能降低，如压缩效率、捕获性能等。

发明内容

本发明提供一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法、构型及系统，用于克服现有技术中机体与进气道布局会带来的机体与进气道之间复杂的波系干扰等缺陷，减弱机体与进气道之间的波系干扰，从而保证进气道的性能受机体影响较小，同时机体的性能受进气道的影响也较小。

为实现上述目的，本发明提出一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法，包括以下步骤：

S1：基于设计条件生成内转式轴对称基准流场并在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波；

S2：基于设计条件生成外压缩基准流场并在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波；

S3：设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线垂直的底部投影面，所述内转式激波与外压缩激波的交线ABC在所述底部投影面上的投影线为A′B′C′；在底部投影面上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线的中点；

S4：在S2生成的外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面；在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法生成自由流面；

S5：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成内转式进气道；

S6：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，在S2生成的外压缩基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成与内转式进气道适配的进气道外整流罩；

S7：以S4获得的乘波面和自由流面，将两次经S5获得的内转式进气道分别安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，将两次经S6获得的进气道外整流罩分别罩在两个所述内转式进气道上，最终形成高超声速飞行器内外流一体化构型。

为实现上述目的，本发明还提出一种高超声速飞行器内外流一体化构型，主要包括乘波体、内转式进气道和进气道外整流罩；

所述乘波体包括下表面和上表面，所述下表面为乘波面，所述上表面为自由流面；

两个所述内转式进气道分别固定安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，所述内转式进气道前缘线的非曲线端与乘波体前缘线的FG端重合；

所述进气道外整流罩为与内转式进气道的形状和尺寸适配的外壳，固定连接在所述内转式进气道的外表面；所述进气道外整流罩与所述内转式进气道共前缘线。

为实现上述目的，本发明还提出一种高超声速飞行器内外流一体化设计系统，包括：控制部分和可编程部分；所述可编程部分用于通过配置实现特定功能模块，所述控制部分包括处理单元和存储单元，所述存储单元存储有高超声速飞行器内外流一体化设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器内外流一体化设计程序时，执行上述所述方法的步骤。

为实现上述目的，本发明还提出一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述所述的方法的步骤。

与现有技术相比，本发明的有益效果有：

本发明提供的高超声速飞行器内外流一体化设计方法是以解决机体与进气道之间流场的相互干扰为出发点，从内、外流耦合的角度进行设计；首先，在内转式轴对称基准流场中生成内转式激波，在外压缩基准流场中生成外压缩激波；在内转式轴对称基准流场中生成内转式进气道，内转式进气道的设计主要以内转式锥型流场作为基准流场，该类流场相较于传统外压缩流场具有更强的压缩能力和更高的压缩效率的特点；在外压缩基准流场中生成进气道外整流罩，所述进气道外整流罩安装在所述内转式进气道外表面，如此设计可将高超声速飞行器在飞行过程在形成的内、外流场隔离开，从而减弱机体与进气道之间无波系干扰；然后，在外压缩基准流场中生成乘波面、在内转式轴对称基准流场中生成自由流面，乘波面和自由流面组成乘波体，乘波体能将高压气流完全限制在其下表面(即乘波面)，该构型具有较高的乘波特性，是理想的高升阻比气动构型；接着，将两个所述内转式进气道分别安装在所述自由流面近乘波面侧的左、右两边，这样设计能增加高超声速飞行器的进气量；由本发明提供的设计方法设计出的高超声速飞行器基本保留了乘波体和内转式进气道各自的特性，并能够实现减弱机体与进气道之间相互干扰的预期效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1a为本发明提供的设计方法的设计原理示意图a；

图1b为本发明提供的设计方法的设计原理示意图b；

图1c为本发明提供的设计方法的设计原理示意图c；

图2为本发明实施例中生成的内转式进气道示意图；

图3a为本发明实施例中生成的进气道外整流罩示意图；

图3b为本发明实施例中生成的进气道外整流罩经几何修型后的示意图；

图3c为本发明实施例中经几何修型后的进气道外整流罩纵截面图；

图4为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型端面示意图；

图5为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型仰视图；

图6为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型整体示意图；

图7为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝2.0m横截面上无量纲压升比等值线云图；

图8为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝2.5m横截面上无量纲压升比等值线云图；

图9为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝5.0m横截面上无量纲压升比等值线云图；

图10为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝0.5～5.0m各个等距横截面上无量纲压升比等值线云图；

图11为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中对称面上无量纲压升比等值线云图；

图12为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中对称面上马赫数等值线云图；

图13为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中进气道中轴面上无量纲压升比等值线云图；

图14为本发明实施例中设计的高超声速飞行器构型数值模拟结果中进气道中轴面上马赫数等值线云图。

附图标号说明：1：内转式激波；2：外压缩激波；3：底部投影面；4：激波交线；5：激波交线投影线；6：乘波体前缘线投影线；7：外压缩基准流场回转轴线；8：内转式轴对称基准流场回转轴线；9：乘波面；91：第一乘波面；92：第二乘波面；10：自由流面；101：第一自由流面；102：第二自由流面；103：第三自由流面；11：进气道中轴面；12：内转式进气道；121：进气道入口；122：进气道尾部出口；123：进气道唇口；13：进气道外整流罩；14：对称面。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，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作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本实施例提出一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法，设计原理如图1a、图1b和图1c所示，包括以下步骤：

S1：给定回转体参数和自由来流参数，基于有旋特征线理论求解生成内转式轴对称基准流场；然后在给定的来流马赫数、大气参数条件下，在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波1，如图1a所示；

内转式轴对称基准流场可从科研论文、科研杂志、学术会议或科研竞赛等途径获得。本实施例中，基于有旋特征线理论求解内转式轴对称基准流场的具体方法参见专利申请号为201910325410.6的专利(“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”)。

本实施例中的内转式激波1是在来流马赫数6、25km高度大气参数条件下生成的。

S2：给定回转体参数和自由来流参数，基于有旋特征线理论求解生成外压缩基准流场；然后在给定的来流马赫数、大气参数条件下，在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波2，如图1a所示；

外压缩基准流场可从科研论文、科研杂志、学术会议或科研竞赛等途径获得。本实施例中基于有旋特征线理论求解生成外压缩基准流场的具体方法参见文献：丁峰.吸气式高超声速飞行器内外流一体化“全乘波”气动设计理论和方法研究[D].长沙:国防科学技术大学,2016，第67～68页。

本实施例中的外压缩激波2是在来流马赫数6、25km高度大气参数条件下生成的。

优选地，所述外压缩基准流场为能够生成升阻比大于3的乘波体的基准流场。设计条件下生成唯一确定的外压缩基准流场，通过对设计条件的选择使得生成的外压缩基准流场满足能够生成升阻比大于3的乘波体。

本实施例中生成的外压缩基准流场能够生成升阻比为4～8的乘波体。生成的外压缩基准流场会影响生成的乘波体的升阻比大小。

S3：设内转式进气道12的尾部出口(进气道尾部出口122)处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线(即7或8)垂直的底部投影面3，所述内转式激波1与外压缩激波2的交线ABC(激波交线4)在所述底部投影面3上的投影线为A′B′C′(激波交线投影线5)，在底部投影面3上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′(乘波面前缘线投影线6)，以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线6的中点，如图1b所示；

本实施例中设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的具体方法参见文献：丁峰.吸气式高超声速飞行器内外流一体化“全乘波”气动设计理论和方法研究[D].长沙:国防科学技术大学,2016，第75～76页。

本发明方法中，外压缩基准流场回转轴线7与内转式轴对称基准流场回转轴线8是平行的。底部投影面3是垂直于外压缩基准流场回转轴线7和内转式轴对称基准流场回转轴线8的平面。

所述乘波面9即为乘波体的下表面。

虚线B′H′为曲线A′B′C′的对称轴线。

S4：在S2生成的外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面9；在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法生成自由流面10，如图1b和1c所示；

在一实施例中S4具体为：

S41：在S2生成的外压缩基准流场中，由乘波体前缘线的投影线D′F′G′E′(乘波体前缘线投影线6)的线段H′F′、G′E′沿外压缩基准流场回转轴线7延伸并在外压缩激波2上截出乘波体前缘线的一部分HF、GE，分别将HF、GE均匀离散成若干点，分别由HF、GE的若干离散点进行流线追踪至底部投影面3分别生成第一乘波面91和第二乘波面92的壁面流线，所有第一乘波面91和第二乘波面92的壁面流线分别放样构成第一乘波面91和第二乘波面92；

将第一乘波面91和第二乘波面92作为一个整体进行对称处理，得到所述乘波面9；

S42：在S1生成的内转式轴对称基准流场中，将乘波体前缘线的线段HF、GE分别均匀离散成若干点，应用自由流线法，分别从HF、GE的若干离散点引出自由流线与底部投影面3相交生成第一自由流面101和第二自由流面102；

由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段F′G′沿内转式轴对称基准流场回转轴线8延伸并在内转式激波1上截出乘波体前缘线的一部分FG，将FG均匀离散成若干点，应用自由流线法，从FG的若干离散点引出自由流线与底部投影面3相交生成第三自由流面103；

将第一自由流面101、第二自由流面102和第三自由流面103作为一个整体进行对称处理，得到所述自由流面10。

S5：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线FBG在底部投影面3的投影线，在S1生成的内转式轴对称基准流场中生成内转式进气道12，如图2所示，包括进气道入口121、进气道唇口123和进气道尾部出口122；

在一实施例中S5具体为：

S51：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线FBG在底部投影面3的投影线，将F′B′G′封闭曲线均匀离散成若干点，应用自由流线法，从F′B′G′封闭曲线的离散点引出自由流线与内转式激波1相交生成内转式进气道前缘线点，将所有内转式进气道前缘线点相连组成内转式进气道前缘线FBG；

S52：在S1生成的内转式轴对称基准流场中，由内转式进气道前缘线点进行流线追踪至底部投影面3生成内转式进气道壁面流线，所有内转式进气道壁面流线放样构成内转式进气道12。

S6：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面3的投影线，在S2生成的外压缩基准流场中生成与内转式进气道12适配的进气道外整流罩13；

在一实施例中S6具体为：

S61：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面3的投影线，将F′B′G′开放曲线均匀离散成若干点，应用自由流线法，从F′B′G′开放曲线的离散点引出自由流线与外压缩激波2相交生成进气道外整流罩前缘线点，将所有进气道外整流罩前缘线点相连组成进气道外整流罩前缘线；所述进气道外整流罩前缘线与内转式进气道前缘线FBG共曲线。

S62：在S2生成的外压缩基准流场中，由进气道外整流罩前缘线点进行流线追踪至底部投影面3生成进气道外整流罩壁面流线，所有进气道外整流罩壁面流线放样构成进气道外整流罩13，如图3a所示；

S63：对所述进气道外整流罩13进行几何修型，以避免生成的进气道外整流罩13与内转式进气道12在进气道唇口123处产生几何交叉，如图3b和图3c所示。

步骤S61～62的方法生成的进气道外整流罩13在其唇口部分不可避免的会与内部的内转式进气道12的唇口产生几何上的面的交叉，但因该交叉的面积较小，故可通过简单的几何修型进行处理。

S7：以S4获得的乘波面9和自由流面10，将两次经S5获得的内转式进气道12分别安装在自由流面10近乘波面9侧对称的两边，将两次经S6获得的进气道外整流罩13分别罩在两个所述内转式进气道12上，最终形成高超声速飞行器内外流一体化构型，如图4、图5和图6所示。

所述内转式进气道前缘线FG端与乘波体前缘线FG端重合；

所述进气道外整流罩13与所述内转式进气道12共前缘线FBG。

乘波体是在基准流场中以流线追踪方法生成的，将高压气流完全限制在其下表面，该构型具有较高的乘波特性，是理想的高升阻比气动构型。三维内转式进气道的设计主要以内转式锥型流场作为基准流场，该类流场相较于传统外压缩流场具有更强的压缩能力和更高的压缩效率的特点。在设计状态下(即给定来流马赫数、大气参数条件下)，内转式进气道能实现“内乘波”，因此具有良好的流量捕获特性，并且在低马赫数情况下(一般马赫数小于2)又具有自动溢流的特点。

将高升阻比的乘波机体与高性能的三维内转式进气道相结合是一种兼顾高升阻比构型与优良进气道性能的理想设计方案。

一实施例中，还提出一种高超声速飞行器内外流一体化构型，主要包括乘波体、内转式进气道12和进气道外整流罩13；

所述乘波体包括下表面和上表面，所述下表面为乘波面9，所述上表面为自由流面10；

两个所述内转式进气道12分别固定安装在自由流面10近乘波面9侧对称的两边，所述内转式进气道前缘线的非曲线端(FG端)与乘波体前缘线的FG端重合；

所述进气道外整流罩13为与内转式进气道12的形状和尺寸适配的外壳，固定连接在所述内转式进气道12的外表面；所述进气道外整流罩13与所述内转式进气道12共前缘线。

在本实施例中，在马赫数6、高度25km处大气参数下，对生成的左、右两边对称的高超声速飞行器内外流一体化构型进行数值模拟。图7、图8、图9为该构型数值模拟结果中在x＝2.0m(表示在x＝2.0m处垂直于x轴的截面)、x＝2.5m、x＝5.0m横截面上无量纲压升比等值线云图(压升比即当地静压与来流静压的比值P/P_∞)。由图7和图8可知，内转式进气道12的性能良好，内转式进气道12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预期较吻合，横截面激波是上凸的，验证了本发明中进气道是内乘波的，而且可明显看出外压缩激波2与内转式激波1的“衔接过渡”。由图9可知，乘波体下表面(即乘波面9)气流溢流现象不明显，说明乘波体机身在融入进气道后基本保留了乘波特性。

图10为该高超声速飞行器构型数值模拟结果中在x＝0.5m～5.0m各个等距横截面上无量纲压升比等值线云图，用于对该构型有直观地全局了解，内转式进气道12和乘波体基本上能保持各自的特性，内、外流干涉现象不明显。基本达到预期效果。

图11为该高超声速飞行器构型数值模拟结果中对称面14上无量纲压升比等值线云图，图12为该高超声速飞行器构型数值模拟结果中对称面12上马赫数等值线云图(Ma为马赫数)。由图11和图12可知，高压气流限制在乘波体下表面(乘波面9)的下方，说明该构型是乘波的。

图13为高超声速飞行器构型数值模拟结果中进气道中轴面11(进气道中轴面11为经过虚线B′H′，且其中轴垂直于底部投影面3的平面)上无量纲压升比等值线云图，图14为该高超声速飞行器构型数值模拟结果中进气道中轴面11上马赫数等值线云图。由图13和图14可知，气流进入内转式进气道12后产生的前缘激波打在进气道唇口123上产生唇口反射激波，数值模拟结果得出的前缘激波与唇口反射激波的形状和位置与预期相吻合，验证了本实施例提供的高超声速飞行器内外流一体化设计方法的有效性和正确性。

另一实施例中还提出一种高超声速飞行器内外流设计系统，包括：控制部分和可编程部分；所述可编程部分用于通过配置实现特定功能模块，所述控制部分包括处理单元和存储单元，所述存储单元存储有高超声速飞行器内外流一体化设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器内外流一体化设计程序时，执行上述所述方法的步骤。

下一实施例中还提出一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述所述的方法的步骤。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：基于设计条件生成内转式轴对称基准流场并在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波；

S2：基于设计条件生成外压缩基准流场并在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波；

S3：设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线垂直的底部投影面，所述内转式激波与外压缩激波的交线ABC在所述底部投影面上的投影线为A′B′C′；在底部投影面上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线的中点；

S4：在S2生成的外压缩基准流场中通过流线追踪方法生成乘波面；在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法生成自由流面；

S41：在S2生成的外压缩基准流场中，由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段H′F′、G′E′沿外压缩基准流场回转轴线延伸并在外压缩激波上截出乘波体前缘线的一部分HF、GE，分别将HF、GE均匀离散成若干点，分别由HF、GE的若干离散点进行流线追踪至底部投影面分别生成第一乘波面和第二乘波面的壁面流线，所有第一乘波面和第二乘波面的壁面流线分别放样构成第一乘波面和第二乘波面；

将第一乘波面和第二乘波面作为一个整体进行对称处理，得到所述乘波面；

S42：在S1生成的内转式轴对称基准流场中，将乘波体前缘线的线段HF、GE分别均匀离散成若干点，应用自由流线法，分别从HF、GE的若干离散点引出自由流线与底部投影面相交生成第一自由流面和第二自由流面；

由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段F′G′沿内转式轴对称基准流场回转轴线延伸并在内转式激波上截出乘波体前缘线的一部分FG，将FG均匀离散成若干点，应用自由流线法，从FG的若干离散点引出自由流线与底部投影面相交生成第三自由流面；

将第一自由流面、第二自由流面和第三自由流面作为一个整体进行对称处理，得到所述自由流面；

S5：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，在S1生成的内转式轴对称基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成内转式进气道；

S51：取F′B′G′封闭曲线为内转式进气道前缘线在底部投影面的投影线，将F′B′G′封闭曲线均匀离散成若干点，应用自由流线法，从F′B′G′封闭曲线的离散点引出自由流线与内转式激波相交生成内转式进气道前缘线点；

S52：在S1生成的内转式轴对称基准流场中，由内转式进气道前缘线点进行流线追踪至底部投影面生成内转式进气道壁面流线，所有内转式进气道壁面流线放样构成内转式进气道；

S6：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，在S2生成的外压缩基准流场中通过自由流线法和流线追踪方法生成与内转式进气道适配的进气道外整流罩；

S61：取F′G′端开放的F′B′G′开放曲线为进气道外整流罩前缘线在底部投影面的投影线，将F′B′G′开放曲线均匀离散成若干点，应用自由流线法，从F′B′G′开放曲线的离散点引出自由流线与外压缩激波相交生成进气道外整流罩前缘线点；

S62：在S2生成的外压缩基准流场中，由进气道外整流罩前缘线点进行流线追踪至底部投影面生成进气道外整流罩壁面流线，所有进气道外整流罩壁面流线放样构成进气道外整流罩；

S7：以S4获得的乘波面和自由流面，将两次经S5获得的内转式进气道分别安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，将两次经S6获得的进气道外整流罩分别罩在两个所述内转式进气道上，最终形成高超声速飞行器内外流一体化构型。

2.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S2中，所述外压缩基准流场为能够生成升阻比大于3的乘波体的基准流场。

3.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S4中，所述乘波面和自由流面均为对称面，所述生成乘波面和自由流面均是先生成对称面的一半，再进行对称处理。

4.如权利要求1所述的高超声速飞行器内外流一体化设计方法，其特征在于，所述S6还包括：

S63：对所述进气道外整流罩进行几何修型，以避免生成的进气道外整流罩与内转式进气道在进气道唇口处产生几何交叉。

5.一种高超声速飞行器内外流一体化构型，其特征在于，主要包括乘波体、内转式进气道和进气道外整流罩；

所述乘波体包括下表面和上表面，所述下表面为乘波面，所述上表面为自由流面；

两个所述内转式进气道分别固定安装在自由流面近乘波面侧对称的两边，所述内转式进气道前缘线的非曲线端与乘波体前缘线的FG端重合；基于设计条件生成内转式轴对称基准流场并在所述内转式轴对称基准流场内生成内转式激波；基于设计条件生成外压缩基准流场并在所述外压缩基准流场内生成外压缩激波；设内转式进气道的尾部出口处有一与内转式轴对称基准流场或外压缩基准流场回转轴线垂直的底部投影面，所述内转式激波与外压缩激波的交线ABC在所述底部投影面上的投影线为A′B′C′；在底部投影面上设计乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′以提高乘波体的升阻比和容积效率，D′F′G′E′与A′B′C′相交于F′、G′两点，H′为乘波体前缘线投影线的中点；所述乘波体前缘线的FG端为由乘波体前缘线DHE的投影线D′F′G′E′的线段F′G′沿内转式轴对称基准流场回转轴线延伸并在内转式激波上截出的乘波体前缘线的一部分；

所述进气道外整流罩为与内转式进气道适配的外壳，固定连接在所述内转式进气道的外表面；所述进气道外整流罩与所述内转式进气道共前缘线。

6.如权利要求5所述的高超声速飞行器内外流一体化构型，其特征在于，所述内转式进气道在内转式轴对称基准流场中生成，所述进气道外整流罩在外压缩基准流场中生成。

7.一种高超声速飞行器内外流一体化设计系统，其特征在于，包括：控制部分和可编程部分；所述可编程部分用于通过配置实现特定功能模块，所述控制部分包括处理单元和存储单元，所述存储单元存储有高超声速飞行器内外流一体化设计程序，所述处理单元在运行所述高超声速飞行器内外流一体化设计程序时，执行权利要求1～4任一项所述方法的步骤。

8.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1～4中任一项所述的方法的步骤。

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