，θ1+1,2是已知條件，θ1+1, 2根據(jù)反射激波13-18 波后的流動(dòng)方向角分布得到。
[0034] 進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟SI. 2中，所述利用斜激波關(guān)系式求解反射激波波后流動(dòng) 參數(shù)的公式如(4)~(8)所示：
[0035] ⑷
[0036]
[0037] (6)
[0038] (7)
[0039]
(?
[0040] 其中，β是反射激波的當(dāng)?shù)丶げń?，所述?dāng)?shù)丶げń鞘羌げㄅc波前速度方向的夾 角，△ Θ是反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角，0:是反射激波波前的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角，Mi是反射激波 波前的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，P1是反射激波波前的當(dāng)?shù)仂o壓,P 1是反射激波波前的當(dāng)?shù)孛芏?V1是反 射激波波前的當(dāng)?shù)厮俣?，?是反射激波波后的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)方向角，P 2是反射激波波后的當(dāng)?shù)仂o 壓，P2是反射激波波后的當(dāng)?shù)孛芏?，％是反射激波波后的?dāng)?shù)厮俣取?br>[0041] 進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟SI. 2中，在激波點(diǎn)（上游或者下游激波點(diǎn)均可)處的反射 激波的微元與激波點(diǎn)處的反射激波波前速度方向的夾角是反射激波在激波點(diǎn)位置的當(dāng)?shù)?激波角β，激波點(diǎn)處的反射激波波前速度方向與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸的夾角是反射激 波在激波點(diǎn)位置的波前流動(dòng)方向角Θ1，激波點(diǎn)處的反射激波波后速度方向與圓柱坐標(biāo)系的 軸向坐標(biāo)軸的夾角是反射激波在激波點(diǎn)位置的波后流動(dòng)方向角θ 2，激波點(diǎn)處的反射激波波 前速度方向與激波點(diǎn)處的反射激波波后速度方向的夾角是反射激波在激波點(diǎn)位置的當(dāng)?shù)?氣流偏轉(zhuǎn)角A Θ。
[0042]進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟S3的方法為：
[0043]給定飛行器機(jī)體前緣線投影曲線47-48-49-50-51，該曲線作為飛行器機(jī)體前緣線 在底部橫截面40的投影曲線，其中，點(diǎn)48和50是飛行器機(jī)體前緣線投影曲線與在進(jìn)氣道唇 口所在的橫截面12上的激波輪廓線45的交點(diǎn)，點(diǎn)47和點(diǎn)51是飛行器機(jī)體前緣線投影曲線與 在底部橫截面40上的激波輪廓線46的交點(diǎn)；
[0044]激波輪廓線45和激波輪廓線46的圓心重合，由激波輪廓線45和激波輪廓線46的圓 心44發(fā)出的左側(cè)射線44-52與飛行器機(jī)體前緣線投影曲線47-48-49-50-51交于點(diǎn)52,并與 激波輪廓線45交于點(diǎn)54,由激波輪廓線45和激波輪廓線46的圓心44發(fā)出的右側(cè)射線44-53 與飛行器機(jī)體前緣線投影曲線47-48-49-50-51交于點(diǎn)53,并與激波輪廓線45交于點(diǎn)55,左 偵謝線44-52、右側(cè)射線44-53與飛行器縱向?qū)ΨQ面64的夾角均為Φ值；點(diǎn)52、點(diǎn)49和點(diǎn)53之 間的曲線段作為前體前緣線在底部橫截面40的投影曲線，稱為前體前緣線投影曲線52-49-53;點(diǎn)47與點(diǎn)52之間的曲線段和點(diǎn)53和點(diǎn)51之間的曲線段作為機(jī)翼前緣線在底部橫截面40 的投影曲線，稱為機(jī)翼前緣線投影曲線47-52以及機(jī)翼前緣線投影曲線53-51;點(diǎn)54和點(diǎn)55 之間的曲線段作為進(jìn)氣道唇口型線在底部橫截面40的投影曲線，稱為進(jìn)氣道唇口型線投影 曲線54-55;
[0045] 應(yīng)用自由流線法，由前體前緣線投影曲線52-49-53、進(jìn)氣道唇口型線投影曲線54-55和機(jī)翼前緣線投影曲線47-52以及機(jī)翼前緣線投影曲線53-51，分別計(jì)算前體前緣線、進(jìn) 氣道唇口型線和機(jī)翼前緣線；
[0046] 從前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線出發(fā)，在高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸 對稱基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線的所有流線，直至 進(jìn)氣道出口橫截面34位置，進(jìn)而得到進(jìn)氣道出口型線即閉環(huán)曲線56-57-58-59-60-61;從機(jī) 翼前緣線出發(fā)，在機(jī)翼軸對稱基準(zhǔn)流場中進(jìn)行流線追蹤，求解經(jīng)過機(jī)翼前緣線的所有流線， 直至底部橫截面40位置，進(jìn)而得到機(jī)翼后緣線47-62以及63-51;
[0047]將經(jīng)過前體前緣線的所有流線放樣成流面65,將經(jīng)過進(jìn)氣道唇口型線的所有流線 放樣成流面66，并加上進(jìn)氣道前掠側(cè)板67，65、66和67組成高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一 體化構(gòu)型；
[0048]將經(jīng)過機(jī)翼前緣線左側(cè)的所有流線放樣成流面68,并將經(jīng)過機(jī)翼前緣線右側(cè)的所 有流線放樣成流面69,上表面應(yīng)用自由流線法生成，組成機(jī)翼構(gòu)型，所述機(jī)翼構(gòu)型包括左機(jī) 翼70和右機(jī)翼71;
[0049] 所述高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型和機(jī)翼構(gòu)型組成了高超聲速飛行器 前體-進(jìn)氣道-機(jī)翼乘波一體化構(gòu)型。
[0050] 進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟S3中，由自由流線法生成前體前緣線和進(jìn)氣道唇口型線 的實(shí)現(xiàn)方式如下：
[0051] 設(shè)點(diǎn)72是前體前緣線投影曲線52-49-53或進(jìn)氣道唇口型線投影曲線54-55上的一 個(gè)離散點(diǎn)，用經(jīng)過點(diǎn)72并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸X平行的直線73與前緣激波10-13相交 于一點(diǎn)，該交點(diǎn)是前體前緣線或進(jìn)氣道唇口型線上的點(diǎn)，將其稱為前體前緣點(diǎn)或進(jìn)氣道唇 口點(diǎn)74,直線74-72即為經(jīng)過前體前緣點(diǎn)或進(jìn)氣道唇口點(diǎn)74的自由流線；
[0052]從前體前緣點(diǎn)或進(jìn)氣道唇口點(diǎn)74出發(fā)，將高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸 對稱基準(zhǔn)流場中各特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位置坐標(biāo)和流動(dòng)參數(shù)作為已知條件，利用流線追蹤 方法求解流線75,直至進(jìn)氣道出口橫截面34,流線75在進(jìn)氣道出口橫截面34上的末端點(diǎn)是 進(jìn)氣道出口型線上的點(diǎn)，將之稱進(jìn)氣道出口點(diǎn)76;
[0053]用上述相同方法，求解得到所有前體前緣點(diǎn)和進(jìn)氣道唇口點(diǎn)，以及經(jīng)過前體前緣 點(diǎn)和進(jìn)氣道唇口點(diǎn)的所有流線，并得到與前體前緣點(diǎn)相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點(diǎn)以及與進(jìn)氣道 唇口點(diǎn)相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點(diǎn)；所有前體前緣點(diǎn)組成前體前緣線，所有進(jìn)氣道唇口點(diǎn)組成 進(jìn)氣道唇口型線，所有與前體前緣點(diǎn)相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點(diǎn)組成進(jìn)氣道出口型線的上壁面 56-57-58,所有與進(jìn)氣道唇口點(diǎn)相對應(yīng)的進(jìn)氣道出口點(diǎn)組成進(jìn)氣道出口型線的下壁面61-60-59〇
[0054]進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟S3中，所述由自由流線法生成機(jī)翼前緣線以及生成機(jī)翼 后緣線的實(shí)現(xiàn)方式如下：
[0055]設(shè)點(diǎn)77是機(jī)翼前緣線投影曲線上的一個(gè)離散點(diǎn)，用經(jīng)過點(diǎn)77并與圓柱坐標(biāo)系的軸 向坐標(biāo)軸X平行的直線78與前緣激波10'-13'-41相交于一點(diǎn)，該交點(diǎn)是機(jī)翼前緣線上的點(diǎn)， 將之稱為機(jī)翼前緣點(diǎn)79,直線79-77即為經(jīng)過前緣點(diǎn)79的自由流線；
[0056]從機(jī)翼前緣點(diǎn)79出發(fā)，將機(jī)翼軸對稱基準(zhǔn)流場中特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位置坐標(biāo)和 流動(dòng)參數(shù)作為已知條件，利用流線追蹤方法求解流線80,直至底部橫截面40,流線80在底部 橫截面40上的末端點(diǎn)是機(jī)翼后緣線上的點(diǎn)，將該點(diǎn)稱為機(jī)翼后緣點(diǎn)81;
[0057]用上述相同方法，求解得到所有機(jī)翼前緣點(diǎn)，以及經(jīng)過機(jī)翼前緣點(diǎn)的所有流線，并 得到所有機(jī)翼后緣點(diǎn)，所有左機(jī)翼前緣點(diǎn)和右機(jī)翼前緣點(diǎn)分別組成左機(jī)翼前緣線和右機(jī)翼 前緣線，所有左機(jī)翼后緣點(diǎn)和右機(jī)翼后緣點(diǎn)分別組成左機(jī)翼后緣線和右機(jī)翼后緣線；左機(jī) 翼前緣線和右機(jī)翼前緣線組成機(jī)翼前緣線，左機(jī)翼后緣線和右機(jī)翼后緣線組成機(jī)翼后緣 線。
[0058]進(jìn)一步地，本發(fā)明的步驟S3中，所述進(jìn)氣道前掠側(cè)板前緣線和進(jìn)氣道前掠側(cè)板的 實(shí)現(xiàn)方式如下：
[0059]進(jìn)氣道前掠側(cè)板包括左側(cè)板和右側(cè)板，左側(cè)板和右側(cè)板的前緣線在底部橫截面40 的投影曲線分別為曲線52-54和曲線53-55,側(cè)板前緣線設(shè)置在反射激波13-18上；
[ΟΟ?Ο]用經(jīng)過點(diǎn)52并與圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸X平行的直線82與反射激波13-18相交 于側(cè)板前緣點(diǎn)83,側(cè)板前緣點(diǎn)83是左側(cè)板前緣線上的末端點(diǎn)；用經(jīng)過點(diǎn)54并與圓柱坐標(biāo)系 的軸向坐標(biāo)軸X平行的直線84與反射激波13-18相交于側(cè)板前緣點(diǎn)85,側(cè)板前緣點(diǎn)85是左側(cè) 板前緣線上的起始點(diǎn)，在二維平面上，側(cè)板前緣點(diǎn)85與反射激波上的點(diǎn)13重合；
[0061] 從側(cè)板前緣點(diǎn)83出發(fā)，將高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的 反射激波依賴區(qū)32和穩(wěn)定區(qū)38中特征線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)上的位置坐標(biāo)和流動(dòng)參數(shù)作為已知條件， 利用流線追蹤方法求解流線86,直至進(jìn)氣道出口橫截面34,流線86在進(jìn)氣道出口橫截面34 上的末端點(diǎn)是進(jìn)氣道側(cè)板后緣線上的點(diǎn)，將該末端點(diǎn)稱為側(cè)板后緣點(diǎn)87;
[0062] 用上述相同的方法，求解得到所有側(cè)板前緣點(diǎn)，以及經(jīng)過側(cè)板前緣點(diǎn)的所有流線， 并得到所有側(cè)板后緣點(diǎn);將經(jīng)過左側(cè)板前緣點(diǎn)的所有流線放樣成流面，組成左側(cè)板，將所有 左側(cè)板前緣點(diǎn)組成左側(cè)板前緣線，將所有左側(cè)板后緣點(diǎn)組成進(jìn)氣道出口型線的左側(cè)壁面 56-61;將經(jīng)過右側(cè)板前緣點(diǎn)的所有流線放樣成流面，組成右側(cè)板，將所有右側(cè)板前緣點(diǎn)組 成右側(cè)板前緣線，將所有右側(cè)板后緣點(diǎn)組成進(jìn)氣道出口型線的右側(cè)壁面58-59;左側(cè)板前緣 線和右側(cè)板前緣線組成進(jìn)氣道前掠側(cè)板前緣線。
[0063]本發(fā)明的有益效果是：
[0064]本發(fā)明在乘波前體/進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上，應(yīng)用特征線理論，構(gòu)建高超聲速飛 行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對稱基準(zhǔn)流場和機(jī)翼軸對稱基準(zhǔn)流場兩個(gè)流場，然后在兩個(gè)基 準(zhǔn)流場中分別應(yīng)用流線追蹤技術(shù)生成高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型和機(jī)翼構(gòu) 型，兩個(gè)構(gòu)型共同組成高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道-機(jī)翼乘波一體化構(gòu)型。在設(shè)計(jì)狀態(tài)下， 整個(gè)高超聲速飛行器外流場具有類乘波特性，乘波前體作為進(jìn)氣道的預(yù)壓縮面，高效捕獲 預(yù)壓縮氣流提供給進(jìn)氣道，乘波機(jī)翼為飛行器提供高升阻比。
【附圖說明】
[0065] 圖1為常規(guī)乘波前體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方案的三維示意圖；
[0066] 圖2為常規(guī)乘波前體-進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方案的縱向?qū)ΨQ面的示意圖；
[0067] 圖3為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的前緣激波依賴區(qū)；
[0068] 圖4為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對稱基準(zhǔn)流場激波間等熵壓縮的主 壓縮區(qū)和反射激波；
[0069] 圖5為求解反射激波位置的示意圖；
[0070] 圖6為反射激波的當(dāng)?shù)丶げń铅拢瓷浼げúㄇ暗牧鲃?dòng)方向角Q1，反射激波波后的 流動(dòng)方向角以及反射激波的當(dāng)?shù)貧饬髌D(zhuǎn)角A Θ的定義；
[0071] 圖7為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對稱基準(zhǔn)流場的反射激波依賴區(qū)；
[0072] 圖8為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對稱基準(zhǔn)流場及其穩(wěn)定區(qū)；
[0073]圖9為機(jī)翼軸對稱基準(zhǔn)流場；
[0074] 圖10示出了飛行器前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線、進(jìn)氣道前掠側(cè)板前緣線、機(jī)翼前 緣線以及橫截面12和底部橫截面40位置的激波在底部橫截面40的投影曲線；
[0075] 圖11為高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型及構(gòu)造它的流面；
[0076]圖12為機(jī)翼構(gòu)型及構(gòu)造它的流面；
[0077] 圖13為由高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化構(gòu)型和機(jī)翼構(gòu)型組成的高超聲速飛 行器前體-進(jìn)氣道-機(jī)翼乘波一體化構(gòu)型；
[0078] 圖14為前體前緣線、進(jìn)氣道唇口型線、流線和進(jìn)氣道出口型線的設(shè)計(jì)示意圖；
[0079] 圖15為機(jī)翼前緣線、流線和機(jī)翼后緣線的設(shè)計(jì)示意圖；
[0080] 圖16為進(jìn)氣道前掠側(cè)板前緣線、流線；
[0081 ]圖17為在高超聲速飛行器前體-進(jìn)氣道一體化軸對稱基準(zhǔn)流場中經(jīng)過前緣點(diǎn)88的 流線；
[0082]圖18為在機(jī)翼軸對稱基準(zhǔn)流場中經(jīng)過前緣點(diǎn)88的流線。
[0083]圖中，1表示乘波前體;2表示進(jìn)氣道唇口； 3表示進(jìn)氣道外罩;4表示進(jìn)氣道隔離段； 5表示由乘波前體產(chǎn)生的前緣激波;6表示前緣激波5入射在唇口 2的反射激波;7表示超聲速 來流;10表示尖頭回轉(zhuǎn)體頂點(diǎn);X表示圓柱坐標(biāo)系的軸向坐標(biāo)軸;Y表示圓柱坐標(biāo)系的徑向坐 標(biāo)軸；11表示尖頭回轉(zhuǎn)體母線10-11的末端壁面點(diǎn)；12表示進(jìn)氣道唇口橫截面；13表示前緣 激波15在進(jìn)氣道唇口橫截面12處的末端點(diǎn)；14表示經(jīng)過點(diǎn)13的左行特征線與尖頭回轉(zhuǎn)體母 線10-11的壁面交點(diǎn)；15表示繞母線為10-11的尖頭回轉(zhuǎn)體、在進(jìn)氣道唇口橫截面12之前的 前緣激波；16表示由前緣激波15、曲線10-14以及左行特征線14-13所圍成的高超聲速飛行 器前體-進(jìn)